Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели



Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели

 


Владельцы патента RU 2402688:

ВОЛЬВО АЭРО КОРПОРЕЙШН (SE)

Конструкция канала перепуска, находящегося в газотурбинном двигателе между внутренним контуром, направляющим воздух к камере сгорания, и внешним контуром, включает первый участок стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска с первой стороны и расположенный по потоку перед этим отверстием, и второй участок стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска со второй стороны, расположенной напротив первой, и расположенный по потоку за этим отверстием. Стенка канала проточной части двигателя расположена поперек отверстия канала перепуска, по существу, на одном уровне. Первый и второй участки стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности отверстия канала перепуска, вызывающих уменьшение неравномерности распределения потока через отверстие канала перепуска. В одном варианте выполнения один из двух участков стенки: первого и второго возвышается относительно смежных с ним поверхностей конструкции, причем возвышающийся участок стенки образует удлиненный выступ вдоль соответствующей стороны отверстия канала перепуска. В другом варианте выполнения один из двух участков стенки: первого и второго заглублен относительно смежных с ним поверхностей конструкции, причем заглубленный участок стенки выполнен удлиненным и проходит вдоль соответствующей стороны отверстия канала перепуска. Другие изобретения группы относится к устройству для перепуска газа, газотурбинному и авиационному двигателям, включающим указанную выше конструкцию канала перепуска. Изобретения позволяют осуществлять отбор или впуск газа в контурах газотурбинного двигателя с минимальным отрицательным влиянием на его работу. 5 н. и 15 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Настоящее изобретение относится к конструкции канала перепуска, находящегося в газотурбинном двигателе между внутренним контуром, направляющим воздух к камере сгорания, и внешним контуром. Изобретение также относится к устройству для перепуска газа в газотурбинном двигателе, газотурбинному и авиационному двигателям, содержащим указанную конструкцию.

Предлагаемая в изобретении конструкция канала перепуска может использоваться в стационарных газотурбинных установках, но особенно выгодным является ее применение в авиационных реактивных двигателях. Под реактивным двигателем понимаются различные типы двигателей, на вход которых поступает воздух со сравнительно малой скоростью, этот воздух нагревается в процессе горения и выбрасывается наружу с гораздо более высокой скоростью. Понятие "реактивный двигатель" включает в себя, например, турбореактивные и турбовентиляторные двигатели. Хотя изобретение рассматривается ниже на примере турбовентиляторного двигателя, оно, безусловно, может использоваться и в других типах двигателей.

Авиационный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа обычно содержит передний вентилятор, подпорный компрессор, газогенератор, и расположенную сзади силовую турбину низкого давления. В состав газогенератора входит компрессор высокого давления, камера сгорания и турбина высокого давления, расположенные друг за другом. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления в составе газогенератора связаны валом компрессора высокого давления. Компрессор высокого давления, турбина высокого давления и соединяющий их вал в сущности образуют ротор высокого давления. Компрессор высокого давления приводится во вращение, сжимая воздух, поступающий во внутренний контур двигателя, до сравнительно высокого давления. Затем этот сжатый воздух смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется с образованием потока газов, обладающего большой энергией. Этот поток газов движется назад и проходит через турбину высокого давления, вращая ее и вал компрессора высокого давления, который (вал), в свою очередь, вращает компрессор высокого давления.

Поток газов на выходе турбины высокого давления расширяется, проходя через вторую турбину или турбину низкого давления, Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и подпорный компрессор через вал компрессора низкого давления, и все перечисленные элементы образуют ротор низкого давления. Вал компрессора низкого давления проходит через ротор высокого давления. Большая часть развиваемой двигателем тяги создается вентилятором.

Одна часть воздуха на входе в авиационный двигатель поступает во внутренний, первый, контур проточной части, по которому воздух движется к камере сгорания, а другая часть - во внешний, второй, контур (канал вентилятора), по которому воздух движется в обход камеры сгорания.

В известных авиационных двигателях между первым и вторым контурами проточной части предусмотрен канал отбора газа. В соответствии с известной конфигурацией канал отбора газа изменяемой геометрии выполнен с возможностью отбора воздуха из первого контура для перепуска во второй контур. В определенных условиях эксплуатации сжатый воздух отбирается из первого контура по каналу отбора газа и поступает с высокой скоростью во второй контур проточной части.

Из публикации US 5351473 известна ближайшая к изобретению по технической сущности конструкция канала перепуска, находящегося в газотурбинном двигателе между внутренним контуром, направляющим воздух к камере сгорания, и внешним контуром, включающая в себя первый участок стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска с первой стороны и расположенный по потоку перед этим отверстием, и второй участок стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска со второй стороны, расположенной напротив первой, и расположенный по потоку за этим отверстием, причем стенка канала проточной части двигателя расположена поперек отверстия канала перепуска, по существу, на одном уровне.

В известных конструкциях существует вероятность того, что перепуск воздуха отрицательно повлияет на газодинамическую устойчивость или кпд двигателя или вызовет проблемы с вибрацией. При встрече отбираемого на перепуск воздуха с газовым потоком в канале вентилятора образуется воздушная подушка, обусловливающая местное повышение давления на передней кромке выходного отверстия канала отбора газа. Это повышение давления приводит к неравномерному распределению потока отбираемого газа и, как следствие, к потерям. В частности, для канала отбора газа, выходное отверстие которого имеет заданную протяженность в направлении оси двигателя, отбираемый газ будет проходить в канал проточной части лишь через малую часть сечения выходного отверстия у заднего по потоку края последнего.

В основу изобретения была положена задача разработки конструкции канала перепуска между контурами газотурбинного двигателя, которая создала бы условия для эффективного отбора или впуска газа без отрицательного влияния отбора, или впуска газа на работу двигателя, или, по крайней мере, для того, чтобы это влияние оставалось на некотором минимальном уровне. В частности, задачей изобретения является улучшение распределения потока в канале отбора газа при отсутствии значительного отрицательного влияния отбора газа на характер потока в канале проточной части, из которого воздух отбирается, и/или в который отбираемый воздух поступает.

Эта задача решается за счет того, что первый и второй участки стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности отверстия канала перепуска, вызывающих уменьшение неравномерности распределения потока через отверстие канала перепуска. Таким образом, первый и второй участки стенки оканчиваются в разных положениях в направлении движения потока отбираемого или впускаемого газа в канале отбора газа. Иначе говоря, первый и второй участки стенки оканчиваются в разных положениях в направлении, перпендикулярном плоскости, параллельной стенкам, ограничивающим отверстие канала. При этом в первом варианте предлагаемой в изобретении конструкции канала перепуска один из двух участков стенки: первого и второго возвышается относительно смежных с ним поверхностей конструкции, и этот возвышающийся участок стенки образует удлиненный выступ вдоль соответствующей стороны отверстия канала перепуска, а во втором варианте один из двух участков стенки: первого и второго заглублен относительно смежных с ним поверхностей конструкции, и этот заглубленный участок стенки выполнен удлиненным и проходит вдоль соответствующей стороны отверстия канала перепуска.

Такое конструктивное оформление отверстия канала перепуска создает условия для более благоприятного распределения давления в газовом потоке, движущемся в канале. Аналогичным образом, такое конструктивное оформление отверстия канала на его входе создает условия для более благоприятного распределения давления в канале перепуска.

Предлагаемое в изобретении конструктивное оформление отверстия канала отбора газа особенно выгодно, когда между проточной частью компрессора, т.е. внутренним контуром и внешним контуром (каналом вентилятора), существует небольшая разность давлений, что позволяет гарантированно обеспечить движение газа в достаточной мере и в требуемом направлении. Предлагаемое в изобретении конструктивное оформление отверстия канала перепуска также рационально в случаях ограниченного пространства для этого отверстия.

Когда, применительно к выходу канала перепуска, участок стенки, расположенный спереди по потоку, оканчивается ближе к ограничивающей канал проточной части стенке, расположенной напротив отверстия канала перепуска, чем участок стенки, расположенный сзади по потоку, это позволяет до некоторой степени выровнять скорость впускаемого в канал проточной части газа на выходе в осевом направлении газотурбинного двигателя, а также повысить, по сравнению с известными решениями, расход газа, впускаемого в канал проточной части. Иначе говоря, отбираемый газ будет поступать в канал проточной части через большую долю сечения выходного отверстия.

Когда один из двух участков стенки: первого и второго возвышается относительно смежных с ним поверхностей предлагаемой в изобретении конструкции, такое конструктивное оформление выходного отверстия канала отбора газа создает условия для увеличения расхода отбираемого воздуха, впускаемого в канал проточной части двигателя.

Когда другой из двух участков стенки: первого и второго расположен вровень со смежными с ним поверхностями предлагаемой в изобретении конструкции, такое конструктивное оформление выходного отверстия канала перепуска создает условия для практически полного исключения отрицательного влияния перепуска на газовый поток в канале проточной части газотурбинного двигателя, в который поступает отбираемый воздух.

Когда один из двух участков стенки: первого и второго заглублен относительно смежных с ним поверхностей предлагаемой в изобретении конструкции, такое конструктивное оформление входного отверстия канала перепуска создает условия для практически полного исключения отрицательного влияния на газовый поток в канале проточной части газотурбинного двигателя, из которого осуществляется отбор воздуха.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления изобретения переход от первого и/или второго участка стенки к смежной с ним стенке канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке, обусловленных отбором или впуском газа. Такой переходный участок предпочтительно является плавным, непрерывным и, по существу, плоским.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления изобретения конструкция канала перепуска в газотурбинном двигателе содержит по меньшей мере один аэродинамический профиль, расположенный в отверстии канала перепуска для направления газового потока в этом канале. Посредством таких аэродинамических профилей, или поверхностей, поток отбираемого воздуха можно вести в требуемом направлении в канал перепуска или из него. Кроме того, аэродинамические профили создают предпосылки для более интенсивного отклонения отбираемого потока на заданном осевом отрезке.

Объектом изобретения является также устройство для перепуска газа в газотурбинном двигателе, включающее в себя участок внутреннего контура проточной части двигателя, участок внешнего контура проточной части двигателя и по меньшей мере один канал перепуска, соединенный с участком внутреннего контура и/или участком внешнего контура двигателя, и отличающееся наличием охарактеризованной выше конструкции канала перепуска.

Объектами изобретения являются также газотурбинный двигатель и авиационный двигатель. Такой двигатель содержит внутренний контур проточной части, внешний контур проточной части и по меньшей мере один канал перепуска, соединенный с внутренним контуром и/или внешним контуром, и также отличается наличием охарактеризованной выше конструкции канала перепуска.

Другие предпочтительные варианты осуществления изобретения и дополнительные преимущества изобретения раскрыты в приведенном ниже подробном описании и формуле изобретения.

Изобретение поясняется ниже на примере вариантов его осуществления, представленных на чертежах, на которых показано:

на фиг.1 - схематический вид авиационного двигателя в продольном разрезе,

на фиг.2 - вид в продольном разрезе первого варианта конструкции канала перепуска в сопряжении с каналом проточной части газотурбинного двигателя на выходе канала перепуска,

на фиг.3 - вид в продольном разрезе второго варианта конструкции канала перепуска в сопряжении с каналом проточной части газотурбинного двигателя на выходе канала перепуска,

на фиг.4 - схематический вид в аксонометрии узла газотурбинного двигателя, содержащего конструкцию канала перепуска, показанную на фиг.2,

на фиг.5 - схематический вид показанной на фиг.2 конструкции канала перепуска в сопряжении с каналом проточной части газотурбинного двигателя,

на фиг.6, 7, 8 и 9 - другие варианты конструкции канала перепуска на выходе в канал проточной части газотурбинного двигателя,

на фиг.10 - схематический вид в продольном разрезе фрагмента авиационного двигателя в альтернативном варианте,

на фиг.11 - вид в продольном разрезе первого варианта конструкции канала перепуска в сопряжении с каналом проточной части газотурбинного двигателя на входе канала перепуска,

на фиг.12 - вид в продольном разрезе второго варианта конструкции канала перепуска в сопряжении с каналом проточной части газотурбинного двигателя на входе канала перепуска.

Ниже изобретение рассматривается на примере авиационного турбовентиляторного двигателя 1, изображенного на фиг.1, где также показана продольная ось 2 двигателя. Двигатель 1 содержит внешний корпус 3, или обтекатель, внутренний корпус 4 и промежуточный корпус 5, который концентричен первым двум корпусам и делит расположенную в просвете между ними проточную часть двигателя на внутренний, первый, контур 6, предназначенный для сжатия воздуха, и внешний, второй, контур 7, по которому воздух направляется в обход камеры сгорания и турбины. Таким образом, каждый из контуров 6, 7 проточной части имеет кольцевое поперечное сечение, перпендикулярное продольной оси 2 двигателя.

Двигатель 1 содержит вентилятор 8, всасывающий атмосферный воздух 9, подпорный компрессор или компрессор 10 низкого давления (КНД) и компрессор 11 высокого давления (КВД), расположенный в первом контуре 6 проточной части двигателя, камеру сгорания 12, в которой топливо смешивается с воздухом, сжимаемым компрессором 11 высокого давления, и сгорает с образованием горячих газов, поток которых движется по проточной части через турбину 13 высокого давления (ТВД) и турбину 14 низкого давления (ТНД), после прохождения которой газообразные продукты сгорания выбрасываются из двигателя.

Турбина 13 высокого давления связана валом с компрессором 11 высокого давления с образованием ротора высокого давления. Турбина 14 низкого давления связана валом с компрессором 10 низкого давления с образованием ротора низкого давления. Компрессор 11 высокого давления, камера сгорания 12 и турбина 13 высокого давления, вместе взятые, именуются газогенератором. Вал ротора низкого давления установлен с возможностью вращения, по меньшей мере по части его длины, внутри ротора высокого давления соосно с ним.

Между внешним корпусом 3 и внутренним корпусом 4 расположена несущая конструкция 15 двигателя.

Между первым контуром 6 и вторым контуром 7 проточной части расположено несколько распределенных по окружности каналов 16 перепуска. Каналы 16 перепуска задают путь движения потока, по которому осуществляется перепуск воздуха из первого контура 6, в частности из-за компрессора 10 низкого давления, во второй контур 7 проточной части. Входное отверстие канала перепуска размещено в промежутке между расположенным спереди по потоку ротором и расположенным сзади по потоку статором компрессора 10 низкого давления.

На фиг.2 показан вид в продольном разрезе первого варианта выполнения конструкции 17 канала перепуска на выходе канала перепуска во второй контур 7 проточной части. Эта конструкция 17 включает в себя первый участок 18 стенки, расположенный спереди по потоку и образующий переднюю кромку выходного отверстия. Конструкция 17 также включает в себя второй участок 19 стенки, расположенный сзади по потоку и образующий заднюю кромку выходного отверстия. Первый и второй участки 18, 19 стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности канала 16.

Стенка 23, ограничивающая канал 7 проточной части, расположена поперек отверстия (выходного отверстия) канала перепуска, по существу, на одном уровне. Таким образом, стенка 23 проходит через отверстие канала перепуска практически по прямой.

В частности, расположенный спереди по потоку участок 18 стенки возвышается относительно смежных с ним поверхностей предлагаемой в изобретении конструкции и стенки 23 канала проточной части. Кроме того, расположенный спереди по потоку участок 18 стенки возвышается относительно расположенного сзади по потоку участка 19 стенки, благодаря чему газовый поток 107 в канале 7 проточной части двигателя слегка отклоняется по радиусу от выходного отверстия, создавая тем самым вблизи выходного отверстия зону низкого давления. Расположенный спереди по потоку участок 18 стенки сглажен и аэродинамически зализан для уменьшения неравномерностей газового потока в канале вентилятора. Кроме того, переход от расположенного спереди по потоку участка 18 стенки к смежной с ним стенке 23 канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем газовом потоке 107, обусловленных впуском газа.

Расположенный спереди по потоку возвышающийся участок 18 стенки образует удлиненный выступ, вытянутый в окружном направлении предлагаемой в изобретении конструкции вдоль передней по потоку стороны выходного отверстия канала перепуска, что также показано на фиг.5. Расположенный сзади по потоку участок 19 стенки расположен, по существу, вровень со смежными с ним поверхностями предлагаемой в изобретении конструкции и стенки 23 канала проточной части. Переход от расположенного сзади по потоку участка 19 стенки к смежной с ним стенке 23 канала проточной части выполнен гладким или ровным, с обеспечением минимизации возмущений, вызываемых в проходящем газовом потоке впуском газа. Кроме того, торец 20 расположенного сзади по потоку участка 19 стенки, обращенный в выходное отверстие 17, закруглен, задавая путь движения потока 116 отбираемого газа из канала 16 перепуска в канал 7 проточной части.

В выходном отверстии размещено четыре аэродинамических профиля 21 (или лопатки статора), расположенных, по существу, параллельно друг другу, как это также показано на фиг.5, для направления потока 116 отбираемого газа во второй контур 7 проточной части. Аэродинамические профили 21 расположены на расстоянии друг от друга в осевом направлении 2 двигателя 1.

Канал 16 перепуска задает путь движения газа, обеспечивающий отклонение потока газа с приданием ему значительного наклона относительно проходящего газового потока 107 во втором контуре 7 проточной части. В предпочтительном случае газ отклоняется на угол, составляющий по меньшей мере 45°, наиболее предпочтительно - по меньшей мере 60°, по отношению к проходящему мимо потоку газа. В представленном на чертеже варианте осуществления изобретения газ направляется практически под прямым углом к проходящему мимо газовому потоку.

На фиг.3 показан другой вариант выполнения конструкции 22, образующей выход канала перепуска во второй контур 7. Расположенный спереди по потоку участок 24 стенки расположен, по существу, вровень со смежными с ним поверхностями конструкции и стенкой 25 канала проточной части. Кроме того, переход от расположенного спереди по потоку участка 24 стенки к смежной с ним стенке 25 канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке 107, обусловленных впуском газа.

Расположенный сзади по потоку участок 26 стенки заглублен относительно смежных с ним поверхностей конструкции и стенки 25 канала проточной части. В частности, заглубленный участок 26 стенки выполнен удлиненным и проходит вдоль задней по потоку стороны выходного отверстия. Кроме того, заглубленный участок 26 стенки выполнен профилированным и имеет гладкую, непрерывную поверхность, обращенную к газовому потоку. Переход от расположенного сзади по потоку участка 26 стенки к смежной с ним стенке 25 канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке, обусловленных впуском газа. Расположенный сзади по потоку участок 26 стенки аэродинамически зализан для уменьшения неравномерностей газового потока 107 в канале вентилятора. В выходном отверстии размещено четыре аэродинамических профиля 27, расположенных, по существу, параллельно друг другу, для направления потока 116 отбираемого газа во второй контур 7 проточной части.

На фиг.4 представлен вид в аксонометрии показанной на фиг.1 и 2 конструкции 17 канала перепуска на выходе канала перепуска. Конструкция 17 канала перепуска образует кольцевой узел газотурбинного двигателя, имеющий несколько распределенных по окружности выходных отверстий канала перепуска, выполненных во внутренней стенке 23 второго контура 7 проточной части. Каждое выходное отверстие окаймляет прямоугольная рамка 28, что также показано на фиг.5. Рамки соединены друг с другом бортиками или закраинами 31, 32, как показано на фиг.5, образуя вышеупомянутый кольцевой узел. Предлагаемая в изобретении конструкция 17 включает в себя средства 50, 51 соединения смежных рамок. К таким средствам соединения может относиться, например, болтовое соединение. В каждой закраине 31, 32 выполнены сквозные отверстия 50, 51 под вышеупомянутые средства соединения.

Рама 28 включает в себя участок 18 стенки, расположенный спереди по потоку, и участок 19 стенки, расположенный сзади по потоку. Таким образом, рамки 28 представляют собой отдельные элементы конструкции, которые располагаются в пазу или проеме стенки 23 канала проточной части. Рамки 28 расположены относительно кромок стенки проточной части, ограничивающих паз или отверстие в этой стенке, таким образом, чтобы располагаться, по существу, заподлицо со стенкой проточной части, тем самым исключая возмущения проходящего газового потока, вносимые кромками рамок.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.4, конструкция канала перепуска включает в себя несколько рамок, образующих кольцевой узел двигателя. В другом варианте осуществления изобретения конструкция канала перепуска образует единое кольцо. В еще одном варианте осуществления изобретения конструкция канала перепуска включает в себя единственную рамку, окаймляющую одно или несколько отверстий вышеупомянутого канала.

На фиг.5 показана конструкция 17 канала перепуска, включающая в себя прямоугольную рамку с прямоугольным отверстием и решеткой из аэродинамических профилей 21. Аэродинамические профили 21 проходят между двумя противоположными сторонами прямоугольной рамки и жестко крепятся к рамке. Аэродинамические профили 21 расположены параллельно участкам 18, 19 стенки, расположенным спереди и сзади по потоку. Удлиненный выступ 18 имеет закругленные кромки, проходящие в окружном направлении газотурбинного двигателя. На фиг.6 показан другой вариант конструкции 52 канала перепуска. Удлиненный выступ 18 на обоих концах заходит на некоторое расстояние за углы отверстия канала перепуска. На фиг.7 показан еще один вариант конструкции 29 канала перепуска, в котором используется прямоугольная рамка с отверстием, по существу, круглой формы. На фиг.8 показан еще один вариант конструкции 30 канала перепуска, в котором используется прямоугольная рамка с отверстием, по существу, эллиптической формы. На фиг.9 показан еще один вариант конструкции 53 канала перепуска. Удлиненный выступ 18 на обоих концах загибается на некоторое расстояние по кривой линии контура отверстия канала перепуска. Каждый из четырех рассмотренных выше вариантов конструкции 29, 30, 52, 53 канала перепуска содержит расположенный спереди по потоку возвышающийся участок 18 стенки и решетку аэродинамических профилей (лопаточную решетку) 21.

На фиг.10 показан фрагмент компрессора авиационного двигателя. В частности, на рассматриваемом чертеже показана часть компрессора 10 низкого давления и часть компрессора 11 высокого давления. Для отбора воздуха из второго, или внешнего, контура 7 проточной части предусмотрен канал 55 перепуска, расположенный по потоку перед несущей конструкцией 15 двигателя. Отбираемый воздух можно вводить в газовый поток первого, или внутреннего, контура 6 проточной части или использовать для охлаждения деталей и узлов двигателя или на аналогичные нужды. Входное отверстие канала 55 перепуска выполнено во внутренней стенке, ограничивающей второй контур 7 проточной части.

Для отбора воздуха из второго контура 7 проточной части предусмотрен еще один канал 56 перепуска, расположенный по потоку за несущей конструкцией 15 двигателя. Отбираемый воздух направляется дальше по потоку для охлаждения турбины, но может и вводиться в газовый поток первого контура 6 или же может использоваться для охлаждения других деталей и узлов двигателя. Входное отверстие канала 56 перепуска выполнено во внутренней стенке, ограничивающей второй контур 7 проточной части.

На фиг.11 показан первый вариант конструкции 33 канала перепуска на входе канала перепуска. Предлагаемая в изобретении конструкция 33 расположена в стенке 34, ограничивающей канал проточной части двигателя, из которой осуществляется отбор газа. Этот канал 35 может быть образован, в одном примере осуществления изобретения, вторым контуром 7 проточной части, показанным на фиг.1, см. фиг.10.

Стенка 34, ограничивающая контур 7 проточной части, расположена поперек (входного) отверстия канала перепуска, по существу, на одном уровне. Таким образом, стенка 34 проходит через отверстие канала перепуска практически по прямой.

Канал 55, 56 перепуска определяет путь движения газа, обеспечивающий отклонение потока газа с приданием ему значительного наклона относительно проходящего газового потока во втором контуре 7 проточной части. В предпочтительном случае газ отклоняется на угол, составляющий по меньшей мере 45°, наиболее предпочтительно на угол, составляющий по меньшей мере 60° по отношению к проходящему мимо потоку газа. В частности, в представленном на чертеже варианте осуществления изобретения газ направляется практически под прямым углом к проходящему мимо газовому потоку.

Участок 36 стенки, расположенный спереди по потоку, заглублен относительно смежных с ним поверхностей конструкции и стенки 34 канала проточной части. Кроме того, переход от расположенного спереди по потоку участка 36 стенки к смежной с ним стенке 34 канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем газовом потоке, обусловленных отбором газа. Участок 37 стенки, расположенный сзади по потоку, расположен, по существу, вровень со смежными с ним поверхностями конструкции и стенкой 34 канала проточной части. Переход от расположенного сзади по потоку участка 37 стенки к смежной с ним стенке 34 канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений, вызываемых в проходящем газовом потоке отбором газа. В частности, заглубленный участок 36 стенки выполнен удлиненным и проходит вдоль передней по потоку стороны входного отверстия. Заглубленный участок 36 стенки отходит в сторону от стенки 34 канала проточной части, задавая путь движения отбираемого газа из канала проточной части 35 в канал 38 перепуска. Кроме того, заглубленный участок 36 стенки выполнен профилированным и имеет гладкую, непрерывную поверхность, обращенную к газовому потоку. Расположенный спереди по потоку участок 36 стенки аэродинамически зализан для уменьшения неравномерностей газового потока в проточной части.

Во входном отверстии размещено несколько аэродинамических профилей 39, расположенных, по существу, параллельно друг другу, для направления потока газа, отбираемого из канала проточной части 35.

На фиг.12 показан второй вариант конструкции 40 канала перепуска на входе канала перепуска. Предлагаемая в изобретении конструкция 40 расположена в стенке 41, ограничивающей канал 42 проточной части двигателя, из которого осуществляется отбор газа. Конструкция 40 включается в себя первый участок 43 стенки, расположенный спереди по потоку, и второй участок 44 стенки, расположенный сзади по потоку. Расположенный спереди по потоку участок 43 стенки расположен, по существу, вровень со смежными с ним поверхностями конструкции и стенкой 41 канала проточной части. Кроме того, торец 45 расположенного спереди по потоку участка 43 стенки, обращенный во входное отверстие, закруглен, задавая путь движения потока газа, отбираемого из канала 42 проточной части в канал 46 перепуска. Расположенный спереди по потоку участок 43 стенки сглажен и аэродинамически зализан для уменьшения неравномерностей газового потока в проточной части. Во входном отверстии размещено несколько аэродинамических профилей 47, расположенных, по существу, параллельно друг другу, для направления потока газа, отбираемого из канала 42 проточной части.

Участок 44 стенки, расположенный сзади по потоку, возвышается относительно смежных с ним поверхностей конструкции и стенки 41 проточной части. Кроме того, расположенный сзади по потоку участок 44 стенки возвышается относительно участка 43 стенки, расположенного спереди по потоку. Расположенный сзади по потоку возвышающийся участок 44 стенки образует удлиненный выступ, проходящий в окружном направлении конструкции вдоль задней стороны входного отверстия. Расположенный сзади по потоку участок 44 стенки имеет, по существу, плоскую поверхность 48, обращенную во входное отверстие, а поверхность 49, обращенная в канал 42 проточной части, сглажена и аэродинамически зализана для уменьшения неравномерностей газового потока в проточной части.

Варианты конструкции канала перепуска на входе канала перепуска, показанные на фиг.11 и 12, также могут быть снабжены рамкой, в конфигурации подобной тем, что показаны на любой из фиг.5-9.

Участки стенки, ограничивающие отверстие канала перепуска, предпочтительно выполнять неподвижными, т.е. неизменяемой относительно друг друга геометрии.

Предлагаемое в изобретении устройство для перепуска в газотурбинном двигателе, содержащее рассмотренную выше конструкцию канала перепуска, включает в себя участок первого, внутреннего, контура 6 проточной части двигателя, участок второго, внешнего, контура 7 проточной части двигателя и по меньшей мере один канал 16 перепуска, соединенный с участком первого контура и/или участком второго контура двигателя. Такое устройство может быть выполнено в виде отдельного модуля, который, в свою очередь, может образовывать двигатель в сборе с другими модулями.

Возможности осуществления изобретения далеко не исчерпываются рассмотренными выше вариантами; напротив, в рамках объема формулы изобретения его осуществление возможно с разного рода изменениями и усовершенствованиями.

В качестве альтернативы варианту осуществления изобретения, в котором конструкция канала перепуска образует кольцевой узел газотурбинного двигателя, имеющий несколько распределенных по окружности отверстий канала перепуска, предлагаемая в изобретении конструкция может образовывать кольцевой узел, имеющий непрерывную щель, проходящую в окружном направлении конструкции.

В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения канал перепуска расположен по потоку за камерой сгорания 12 для направления воздуха (газа) из первого контура 6 во второй контур 7 проточной части. В частности, она может быть расположена между турбиной 13 высокого давления и турбиной 14 низкого давления.

В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения элементы конструктивного оформления выходного отверстия необязательно должны быть расположены в радиально внутренней стенке внешнего контура проточной части: они также могут располагаться в радиально внешней стенке внутреннего контура проточной части, такого как первый контур 6.

В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения элементы конструктивного оформления входного отверстия необязательно должны быть расположены в радиально внутренней стенке внешнего контура проточной части для отбора газа радиально внутрь: они также могут располагаться в радиально внешней стенке внутреннего контура проточной части, такого как первый контур 6, для отбора газа радиально наружу.

Кроме того, элементы конструктивного оформления входного отверстия необязательно должны образовывать вход канала перепуска для перепуска воздуха только между первым и вторым контурами проточной части. Эти элементы также могут использоваться для отбора воздуха из канала проточной части на нужды вспомогательных систем, таких как системы охлаждения турбины, самолетные системы и т.д.

Кроме того, число аэродинамических профилей в отверстии каждого из каналов перепуска, безусловно, может быть иным, чем в рассмотренных выше вариантах с четырьмя аэродинамическими профилями.

Кроме того, в варианте осуществления изобретения, в котором конструкция канала перепуска образует кольцевой узел, имеющий несколько распределенных по окружности отверстий канала перепуска, некоторые из этих отверстий, например, каждое второе в окружном направлении отверстие, могут не иметь аэродинамических профилей. В еще одном альтернативном варианте осуществления изобретения конструкция канала перепуска может вообще не иметь аэродинамических профилей.

Рамки предпочтительно закруглять в окружном направлении канала проточной части для образования круглого непрерывного кольца, т.е. кольца без резких переходов между соседними рамками.

Хотя изобретение было описано выше на примере двухвального двигателя, оно, безусловно, осуществимо и в одновальном или трехвальном двигателе.

В варианте конструкции канала перепуска в сопряжении с каналом проточной части, альтернативном показанному на фиг.4 и 5, рамки крепятся к кольцевому опорному элементу. В такой конфигурации рамки присоединяются не друг к другу, а вместо этого - к кольцевому опорному элементу. Следовательно, закраины с отверстиями под средства соединения не выступают из рамки перпендикулярно плоскости отверстия в ней, а вместо этого расположены в одну линию с рамкой.

В еще одном альтернативном варианте конструкции канала перепуска рамок, окаймляющих соответствующие отверстия, не предусмотрено. Таким образом, отверстие оканчивается прямо в стенке канала проточной части.

1. Конструкция (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) канала (16, 55, 56) перепуска, находящегося в газотурбинном двигателе (1) между внутренним контуром, направляющим воздух к камере сгорания, и внешним контуром, включающая в себя первый участок (18, 24, 36, 43) стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска с первой стороны и расположенный по потоку перед этим отверстием, и второй участок (19, 26, 37, 44) стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска со второй стороны, расположенной напротив первой, и расположенный по потоку за этим отверстием, причем стенка (23, 34) канала проточной части двигателя расположена поперек отверстия канала перепуска, по существу, на одном уровне, отличающаяся тем, что первый и второй участки (18, 24, 36, 43; 19, 26, 37, 44) стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности отверстия канала перепуска, вызывающих уменьшение неравномерности распределения потока через отверстие канала перепуска, и один из двух участков стенки: первого и второго (18, 44), возвышается относительно смежных с ним поверхностей конструкции, причем возвышающийся участок стенки образует удлиненный выступ (18, 44) вдоль соответствующей стороны отверстия канала перепуска.

2. Конструкция (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) канала (16, 55, 56) перепуска, находящегося в газотурбинном двигателе (1) между внутренним контуром, направляющим воздух к камере сгорания, и внешним контуром, включающая в себя первый участок (18, 24, 36, 43) стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска с первой стороны и расположенный по потоку перед этим отверстием, и второй участок (19, 26, 37, 44) стенки, ограничивающий отверстие канала перепуска со второй стороны, расположенной напротив первой, и расположенный по потоку за этим отверстием, причем стенка (23, 34) канала проточной части двигателя расположена поперек отверстия канала перепуска, по существу, на одном уровне, отличающаяся тем, что первый и второй участки (18, 24, 36, 43; 19, 26, 37, 44) стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности отверстия канала перепуска, вызывающих уменьшение неравномерности распределения потока через отверстие канала перепуска, и один из двух участков стенки: первого и второго (26, 36), заглублен относительно смежных с ним поверхностей конструкции, причем заглубленный участок (26, 36) стенки выполнен удлиненным и проходит вдоль соответствующей стороны отверстия канала перепуска.

3. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что другой из двух участков стенки: первого и второго (19, 24, 37, 43), расположен вровень со смежными с ним поверхностями конструкции.

4. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один аэродинамический профиль (21, 27, 39, 47), расположенный в отверстии канала перепуска для направления газового потока в этом канале.

5. Конструкция по п.4, отличающаяся тем, что она содержит несколько аэродинамических профилей (21, 27, 39, 47), расположенных в отверстии канала перепуска, по существу, параллельно друг другу.

6. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере одну рамку (28), окаймляющую отверстие канала перепуска и включающую в себя первый и второй участки (18,19) стенки.

7. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она образует кольцевой узел (17) газотурбинного двигателя, имеющий несколько распределенных по окружности отверстий канала перепуска.

8. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что отверстие канала перепуска образует непрерывную щель, проходящую в окружном направлении конструкции.

9. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что отверстие канала перепуска образует выход этого канала.

10. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что отверстие канала перепуска образует вход этого канала.

11. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что переход от первого участка (18, 24, 36, 43) стенки к смежной с ним стенке (23, 25, 34, 41) канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке, обусловленных отбором или впуском газа.

12. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что переход от второго участка (19, 26, 37, 44) стенки к смежной с ним стенке (23, 25, 34, 41) канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке, обусловленных отбором или впуском газа.

13. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что канал (16, 55, 56) перепуска газа задает путь движения газа, обеспечивающий отклонение потока газа по меньшей мере на 45° относительно проходящего мимо газового потока.

14. Устройство для перепуска газа в газотурбинном двигателе (1), включающее в себя участок внутреннего контура (6) проточной части двигателя, участок внешнего контура (7) проточной части двигателя и по меньшей мере один канал (16, 55, 56) перепуска, соединенный с участком внутреннего контура и/или участком внешнего контура двигателя, отличающееся тем, что оно содержит конструкцию канала перепуска, выполненную и расположенную по любому из пп.1-13.

15. Устройство по п.14, отличающееся тем, что канал (16, 55, 56) перепуска проходит между участком внутреннего контура и участком внешнего контура проточной части.

16. Газотурбинный двигатель, содержащий внутренний контур (6) проточной части, внешний контур (7) проточной части и по меньшей мере один канал (16, 55, 56) перепуска, соединенный с внутренним контуром (6) и/или внешним контуром (7), отличающийся тем, что он содержит конструкцию (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) канала перепуска, выполненную и расположенную по любому из пп.1-13.

17. Газотурбинный двигатель по п.16, отличающийся тем, что канал (17, 22, 29, 30, 52, 53) перепуска расположен с обеспечением перепуска газа из внутреннего контура (6) проточной части во внешний контур (7).

18. Газотурбинный двигатель по п.17, отличающийся тем, что конструкция (17, 22, 29, 30) канала перепуска расположена на выходе этого канала (16).

19. Газотурбинный двигатель по п.17 или 18, отличающийся тем, что конструкция (33, 40) канала перепуска расположена на входе этого канала.

20. Авиационный двигатель, имеющий внутренний контур (6) проточной части, внешний контур (7) проточной части и по меньшей мере один канал (16) перепуска, проходящий между внутренним контуром (6) и внешним контуром (7) проточной части, отличающийся тем, что он содержит конструкцию (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) канала перепуска, выполненную и расположенную по любому из пп.1-13.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам, регулирующим степень двухконтурности и обеспечивающим снижение шума двухконтурных турбореактивных двигателей.

Изобретение относится к области двухконтурных газотурбинных двигателей, конкретно авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в авиационных двухконтурных двигателях. .

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору δ между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора находится в пределах 0,5…1,5. Изобретение направлено на повышение надежности турбореактивного двигателя. 4 ил.
Наверх