Двухконтурный двигатель

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного двигателя. Известный двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, тракт наружного контура, многоступенчатую охлаждаемую турбину с рабочим колесом турбины низкого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, охлаждающие каналы которых своими выходами сообщены с газовым трактом турбины, а входами - с магистралью подвода, проходящей через внутренние полости расположенных за турбиной радиальных стоек, при этом магистраль подвода через воздухозаборники, повернутые своими входами к входу двигателя, сообщена с трактом наружного контура, согласно изобретению снабжен смесителем, расположенным за радиальными стойками за турбиной и выполненным в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, при этом выходная полость наружного контура сообщена с трактом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с газовым трактом турбины, при этом воздухозаборники размещены по тракту наружного контура перед смесителем. Кроме того, отношение площади выходной полости наружного контура к площади выходной полости внутреннего контура в радиальной плоскости может быть равно где FвыхНК - площадь выходной полости наружного контура; FвыхВК - площадь выходной полости внутреннего контура. Реализация изобретения позволяет повысить надежность рабочей лопатки турбины и снизить эксплуатационные затраты за счет повышения эффективности охлаждения турбины на режимах с максимальной температурой газа, а следовательно, повысить ресурс как самой рабочей лопатки, так и двигателя в целом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного двигателя.

Известен двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, тракт наружного контура, многоступенчатую охлаждаемую турбину с рабочим колесом турбины низкого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, охлаждающие каналы которых своими выходами сообщены с газовым трактом турбины, а входами с магистралью подвода, проходящей через внутренние полости расположенных за турбиной радиальных стоек, при этом магистраль подвода через воздухозаборники, повернутые своими входами ко входу двигателя, сообщена с трактом наружного контура.

/патент РФ №2143574, МПК F02C 7/12, опубл. 27.12.1999 г./

Недостатком такого решения является то, что в данной схеме существующий перепад давления в системе охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления минимальный, , где - полное давление на входе в воздухозаборники магистрали подвода охлаждающего воздуха из тракта наружного контура; Pвых - статическое давление в газовоздушном тракте двигателя за турбиной, существенно снижает возможность интенсификации процессов охлаждения.

Поэтому эффективность охлаждения составляет Θ=0,18…0,2, где ; - температура газа; Тст - температура стенки пера лопатки; - температура охлаждающего воздуха. Однако, за счет низкой температуры охлаждаемого воздуха, отбираемого из тракта наружного контура, происходит приемлемое охлаждение пера рабочей лопатки. Тем самым температура охлаждающего воздуха (300…400°С) компенсирует низкую эффективность охлаждения.

В случае выхода двигателя на скоростные режимы, особенно при увеличении высоты полета, где температура газа достигает своего максимума, требуется повысить активный перепад в системе охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, что увеличивает скорость охлаждающего воздуха, тем самым интенсифицируются процессы охлаждения в рабочей лопатки. В данной схеме, при сохранении источника охлаждающего воздуха решение этой задачи является затруднительной.

Задача изобретения - повышение эффективности охлаждения турбины.

Ожидаемый технический результат - повышение активного перепада в системе охлаждения рабочей лопатки турбины на скоростных режимах, особенно при увеличении высоты полета.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, тракт наружного контура, многоступенчатую охлаждаемую турбину с рабочим колесом турбины низкого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, охлаждающие каналы которых своими выходами сообщены с газовым трактом турбины, а входами с магистралью подвода, проходящей через внутренние полости расположенных за турбиной радиальных стоек, при этом магистраль подвода через воздухозаборники, повернутые своими входами ко входу двигателя, сообщена с трактом наружного контура, по предложению, снабжен смесителем, расположенным за радиальными стойками за турбиной, и выполненный в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, при этом выходная полость наружного контура сообщена с трактом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с газовым трактом турбины, при этом воздухозаборники размещены по тракту наружного контура перед смесителем.

Кроме того отношение площади выходной полости наружного контура к площади выходной полости внутреннего контура в радиальной плоскости может быть равно:

где

FвыхНК - площадь выходной полости наружного контура;

FвыхВК - площадь выходной полости внутреннего контура.

Снабжение двухконтурного двигателя смесителем, расположенным за радиальными стойками за турбиной на высотных скоростных режимах работы двигателя, где температура газа максимальная, и существует необходимость иметь высокую эффективность охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления при отсутствии возможности изменить источник охлаждающего воздуха, позволяет снизить статическое давление в газовом тракте турбины (Рвых), которое становится равным статическому давлению на выходе из наружного контура. При этом поскольку на данных режимах степень двухконтурности двигателя выше, чем на земных режимах, при этом степень двухконтурности принята в общеизвестном диапазоне для двигателей со смешением, то через тракт наружного контура проходит больший расход воздуха, увеличивается скорость истечения потока из наружного контура и, при равенстве статических давлений за смесителем, полное давление в тракте наружного контура повышается, т.е. повышается активный перепад в системе охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, что обеспечивает при том же самом источнике охлаждающего воздуха повышение эффективности охлаждения рабочей лопатки.

Выполнение смесителя в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура обеспечивает с одной стороны, требуемое смешение потоков с выравниванием статического давления в области за смесителем, а с другой стороны, обеспечивает минимальную массу конструкции, поскольку в этом случае смеситель возможно изготовить из листового материала.

Сообщение выходной полости наружного контура с трактом наружного контура и выходной полости внутреннего контура с газовым трактом турбины обеспечивает связь внутреннего и наружного контуров между собой, поскольку в данной конструкции смеситель выполняет роль эжектора, где эжектируемым рабочим телом является воздух из канала наружного контура, а эжектирующим рабочим телом является газ из внутреннего контура, поскольку он обладает большей энергией потока (выше температура и расход потока). Таким образом, выполняется основное свойство эжекции, когда под действием энергии эжектирующего потока статическое давление на выходе из смесителя становится ниже полного давления эжектируемого потока. Под действием разности давлений эжектируемый поток устремляется в смеситель, на выходе из которого, в конечном итоге, эжектируемый и эжектирующий потоки смешиваются с выравниванием параметров по выходу из смесителя.

Соотношение площадей является оптимальным соотношением, при котором с одной стороны, скорости истечения из выходных полостей наружного и внутреннего контура, потери по внутреннему контуру находятся в оптимальной точке, когда полное давление смешения становится максимальным, статическое давление максимально падает и эжектирующая способность внутреннего контура повышается, тем самым повышается активный перепад в системе охлаждения рабочей лопатки турбины.

Размещение воздухозаборников по тракту наружного контура перед смесителем однозначно определяет, что область отбора охлаждающего воздуха на охлаждение рабочей лопатки турбины будет с большим полным давлением, чем в области за смесителем.

Изобретение поясняется графическими материалами.

На фиг. 1 - продольный разрез двухконтурного двигателя;

На фиг. 2 - продольный разрез последней ступени турбины;

На фиг. 3 - сечение смесителя.

Двухконтурный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, тракт наружного контура 4, многоступенчатую охлаждаемую турбину 5 с рабочим колесом 6 турбины низкого давления 7 с охлаждаемыми рабочими лопатками 8. Охлаждающие каналы 9 рабочих лопаток 8 своими выходами 10 сообщены с газовым трактом 11 турбины 7, а входами 12 через каналы диска 13, входной направляющий аппарат 14 и внутренние полости 15 расположенных за турбиной 7 радиальных стоек 16 с трактом наружного контура 4 двигателя. Причем каналы диска 13, входной направляющий аппарат 14 и внутренние полости 15 радиальных стоек 16 образуют магистраль подвода 17 охлаждающего воздуха из тракта наружного контура 4 к входам 12 каналов охлаждения 9 рабочей лопатки 8 турбины низкого давления 7.

Также двухконтурный двигатель снабжен смесителем 18, расположенным за радиальными стойками 16 за турбиной 7, и выполненный в виде чередующихся по периметру каналов 19, образующих выходную полость наружного контура 20 и выходную полость внутреннего контура 21. При этом выходная полость наружного контура 20 сообщена с трактом наружного контура 4, а выходная полость внутреннего контура 21 сообщена с газовым трактом турбины 11.

Входы магистрали повода 17 охлаждающего воздуха выполнены в виде воздухозаборников 22, повернутых своими входами 23 ко входу двигателя и размещенных по тракту наружного контура 4 перед смесителем 18.

Двигатель работает следующим образом:

При работе двигателя воздух из вентилятора 1 разделяется на два потока: один из них поступает в компрессор высокого давления 2, а другой -в тракт наружного контура 4. Из тракта наружного контура 4 охлаждающий воздух поступает в воздухозаборники 22, повернутые своими входами 23 к входу двигателя. При этом давление отбора охлаждающего воздуха из тракта наружного контура 4 соответствует давлению торможения воздуха в воздухозаборниках 22. Далее воздух по магистрали подвода 17 охлаждающего воздуха через внутренние полости 15 расположенных за турбиной 7 радиальных стоек 16, входной направляющий аппарат 14 и каналы диска 13 попадает на входы 12 охлаждающих каналов 9 рабочих лопаток 8, охлаждая их внутренние полости. Далее воздух через выходы 10 выбрасывается в газовый тракт 11 турбины 7, и, смешиваясь с газом, поступает в выходную полость внутреннего контура 21.

Смеситель 18 выравнивает статические давления потоков из выходной полости наружного контура 20 и из выходной полости внутреннего контура 21. Поскольку выходная полость внутреннего контура 21 сообщена с газовым трактом 11 турбины 7, то и там устанавливается такое же статическое давление. Перепад давлений, необходимый для обеспечения охлаждения рабочих лопаток 8, складывается из перепада давлений между полным давлением отбора из тракта наружного контура 4 и статическим давлением в газовом тракте 11 турбины 7.

При работе двигателя на высотных скоростных режимах через тракт наружного контура 4 проходит большее количество воздуха, чем на земном режиме. Таким образом, скорость истечения охлаждающего воздуха в выходной полости наружного контура 20 увеличивается. Известно, что при увеличении скорости, при постоянстве статического давления, полное давление потока повышается. Поэтому полное давление отбора охлаждающего воздуха из тракта наружного контура 4 увеличивается, при сохранении равенства статических давлений выходной полости наружного контура 20 и выходной полости внутреннего контура 21, тем самым повышается активный перепад в системе охлаждения рабочих лопаток 8 турбины низкого давления 7.

Реализация изобретения позволяет повысить надежность рабочей лопатки турбины и снизить эксплуатационные затраты за счет повышения эффективности охлаждения турбины на режимах с максимальной температурой газа, а, следовательно, повысить ресурс как самой рабочей лопатки, так и двигателя в целом.

1. Двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, тракт наружного контура, многоступенчатую охлаждаемую турбину с рабочим колесом турбины низкого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, охлаждающие каналы которых своими выходами сообщены с газовым трактом турбины, а входами с магистралью подвода, проходящей через внутренние полости расположенных за турбиной радиальных стоек, при этом магистраль подвода через воздухозаборники, повернутые своими входами к входу двигателя, сообщена с трактом наружного контура, отличающийся тем, что он снабжен смесителем, выполненным в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, и расположенным за радиальными стойками за турбиной, выходная полость наружного контура сообщена с трактом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с газовым трактом турбины, при этом воздухозаборники размещены по тракту наружного контура перед смесителем.

2. Двухконтурный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что отношение площади выходной полости наружного контура к площади выходной полости внутреннего контура в радиальной плоскости равно:

где

FвыхНК - площадь выходной полости наружного контура;

FвыхВК - площадь выходной полости внутреннего контура.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к роторам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей, и в частности, турбореактивных.

Изобретение относится к малогабаритным микрогазотурбинным двигателям наземного применения, выполненным на основе турбокомпрессора от ДВС, и позволяет упростить конструкцию охлаждения вала свободной турбины.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды.

Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.
Наверх