Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к системам охлаждения двухконтурных газотурбинных двигателей. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, по предложению, снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное:

где Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто, а Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто. Применение изобретения позволяет за счет уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток низкого давления и наддув междисковой полости, а также на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным или полным отключением охлаждения - уменьшить удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом. 2 ил.

 

Изобретение относится к системам охлаждения двухконтурных газотурбинных двигателей.

Наиболее близким к предлагаемому решению по технической сущности и достигаемому результату, является двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора /патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубл. 20.09.2004 г./

Недостатком известного решения является то, что нет возможности снизить уровень расхода охлаждающего воздуха на наиболее длительных эксплуатационных режимах работы двигателя с низкой температурой газа перед турбиной, когда для обеспечения надежного охлаждения турбины не требуется такого количества охлаждающего воздуха как на максимальных режимах работы двигателя, что приводит к невозможности уменьшить удельный расход топлива двигателя за счет снижения расхода охлаждающего воздуха.

Задача изобретения - повышение экономичности двигателя за счет снижения удельного расхода топлива.

Технический результат - снижение расхода охлаждающего воздуха на режимах с частичным охлаждением без ухудшения надежности охлаждения элементов конструкции турбины.

Технический результат достигается тем, что известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, по предложению, снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное:

где

Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто,

Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто.

Снабжение двухконтурного газотурбинного двигателя управляющим расходом элементом и дополнительным управляющим расходом элементом позволяет на режимах с частичным отключением охлаждения изменять величину расхода охлаждающего воздуха. Установка управляющего расходом элемента на магистраль охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и установка дополнительного управляющего расходом элемента на питающие воздуховоды позволяет автономно или одновременно уменьшать количество воздуха, идущего в систему охлаждения турбин. При этом управляющий расходом элемент регулирует подачу воздуха на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления, а дополнительный управляющий воздухом элемент регулирует подачу охлаждающего воздуха на охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и наддув междисковой полости турбин.

При этом обеспечение соотношение площадей в положении закрытия на дополнительном управляющим расходом элементе равным

позволяет, с одной стороны, обеспечить необходимое количество отключаемого воздуха, при котором достигается оптимальный эффект в снижении удельного расхода топлива двигателя, а с другой стороны, не допустить резкого снижения поступления воздуха в междисковую полость турбин, когда возможно затекание газа из проточной части турбины, вызывающее перегрев дисков турбины высокого и низкого давления.

При воздух, идущий на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления и наддув междисковой полости имеет минимальное значение. В этом случае, если для охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с низкой температурой газа перед турбиной этого достаточно, чтобы обеспечить надежность конструкции, то в междисковую полость возможно затекание газа из проточной части турбин, что отрицательно сказывается на охлаждении дисков, вызывая их перегрев.

При расход охлаждающего воздуха обеспечивает надежное охлаждение как сопловых лопаток турбины низкого давления, так и дисков турбин, но количество отключаемого воздуха незначительно для достижения положительного эффекта в снижении удельного расхода топлива при усложнении конструкции.

Сущность решения поясняется графическими материалами.

Фиг. 1 - продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя;

Фиг. 2 - дополнительный управляющий расходом элемент в двух позициях: открыто и закрыто.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления 1, у которого думисная полость 2 отделена от проточной части компрессора 3 лабиринтным уплотнением 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7.

Турбина высокого давления 6 имеет охлаждаемые рабочие лопатки 8, магистраль охлаждения 9 которых через аппарат закрутки 10, внутренние полости 11 сопловых лопаток турбины высокого давления 12 и воздухо-воздушный теплообменник 13 соединена с воздушной полостью камеры сгорания 14.

Турбина низкого давления 7 имеет охлаждаемые лопатки соплового аппарата 15, питающие воздуховоды 16 которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления 17 сообщены с думисной полостью компрессора 2. Также питающие воздуховоды 16 сообщены с междисковой полостью турбин 18.

Двухконтурный газотурбинный двигатель снабжен управляющим расходом элементом 19, установленным на магистрали охлаждения 9 рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6 и дополнительным управляющим расходом элементом 20, установленным на питающих воздуховодах 16 лопаток соплового аппарата 15 турбины низкого давления 7 и междисковой полости 18.

Устройство работает следующим образом:

Воздух от компрессора высокого давления 1 поступает, с одной стороны, в камеру сгорания 5 и воздушную полость камеры сгорания 14, а с другой стороны, в думисную полость компрессора 2.

На режимах полного охлаждения, когда температура газа перед турбиной высокая, воздух из думисной полости 2 поступает в воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления 17, где охлаждается и поступает через питающие воздуховоды 16 и открытый дополнительный управляющий расходом элемент 20 и на охлаждение сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и на наддув междисковой полости 18. Происходит требуемое охлаждение пера сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и дисков турбин в междисковой полости 18.

Также на этом режиме воздух из воздушной полости камеры сгорания 14 через воздухо-воздушный теплообменник 13, внутренние полости 11 сопловых лопаток турбины высокого давления 12 и аппарат закрутки 10 поступает в магистраль охлаждения 9 рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6, где происходит их охлаждение.

На режимах с низкой температурой газа перед турбиной (обычно это крейсерские режимы) такого количества охлаждающего воздуха для обеспечения надежного охлаждения элементов конструкции турбины не нужно. Поэтому при закрытии управляющего расходом элемента 19 и дополнительного управляющего расходом элемента 20 одновременно или автономно происходит снижение расхода охлаждающего воздуха как на охлаждение рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6, так и на охлаждение сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и наддув междисковой полости турбин 18.

При этом наличие управляющего расходом элемента 19 на магистрали охлаждения 9 рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6 позволяет частично или полностью перекрыть охлаждение рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6, а дополнительным управляющим расходом элементом 20 возможно перекрывать охлаждение сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и наддув междисковой полости 18 только таким образом, чтобы обеспечивалось следующее соотношение площадей:

где

Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом 20 элемента в положении закрыто,

Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента 20 в положении открыто.

Применение изобретения позволяет за счет уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток низкого давления и наддув междисковой полости, а также на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным или полным отключением охлаждения - уменьшить удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом.

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, отличающийся тем, что снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное:

где

Fзакр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто,

Fоткр - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто.



 

Похожие патенты:

Двухконтурный турбореактивный двигатель с тепловым насосом содержит входное устройство, вентилятор, внутренний контур, внешний контур. Внутри внутреннего контура расположены компрессор среднего давления, теплообменник-испаритель, компрессор высокого давления, камера сгорания, турбины.

Турбореактивный двухконтурный двигатель содержит промежуточный теплообменник, первичный контур которого связан на выходе с последним каскадом компрессора. Последний каскад, включающий центробежный компрессор, камеру сгорания двигателя и центростремительную турбину, расположен вдоль оси двигателя и внутри его внешнего контура.

Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя содержит компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью. Система охлаждения затурбинных элементов снабжена воздухо-воздушным теплообменником, установленным в канале третьего контура и сообщенным входом и выходом с каналом второго контура.

Двухконтурная газотурбинная установка состоит из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура и внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, состоящий из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор, камера сгорания, турбина, газовые каналы теплообменника-регенератора, выхлопной патрубок.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям атомолетов. Ядерный турбореактивный двигатель включает: ядерный реактор с жидкометаллическим теплоносителем, входное устройство, компрессор, двухсекционную камеру нагревания, турбину, сопло, термоэлектрогенераторы и/или термоэмиссионные преобразователи, электронагревательные элементы, насос, форсажную камеру.

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла.

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя. Воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника.

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета содержит воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха.

Изобретение относится к области энергетики, в частности к средствам генерации энергии, предназначенным для организации системы локального энергоснабжения объектов, удаленных от централизованного энергоснабжения, и может быть использовано в качестве автономного источника электроэнергии, работающего на различных видах топлива.
Наверх