Авиационный двигатель, снабженный средством теплового обмена



Авиационный двигатель, снабженный средством теплового обмена
Авиационный двигатель, снабженный средством теплового обмена

 


Владельцы патента RU 2458241:

СНЕКМА (FR)

Авиационный двигатель содержит контур первичного воздушного потока, компрессор высокого давления, который снабжается вышеупомянутым первичным воздухом, контур вторичного воздушного потока и, по меньшей мере, один теплообменник, размещенный в контуре первичного воздушного потока выше по потоку от компрессора высокого давления. Теплообменник содержит холодный второй контур и горячий первый контур. Горячий первый контур снабжается воздухом из контура первичного воздушного потока, а холодный второй контур снабжается воздухом из контура вторичного воздушного потока. Вход холодного второго контура теплообменника соединен со средством забора воздуха, расположенным в контуре вторичного воздушного потока симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя. Выход холодного контура теплообменника соединен со средством возврата воздуха в контур вторичного воздушного потока, расположенным симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя. Средство забора воздуха и средство возврата воздуха образованы первыми открытыми концами труб, вторые концы которых соединены с теплообменником. Первые открытые концы равномерно распределены по окружности под углом к оси двигателя. Изобретение направлено на снижение температуры первичного воздуха на входе в компрессор высокого давления. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к авиационному двигателю, оснащенному средством теплового обмена.

В частности, применительно к авиационному двигателю стандартного типа известно, что понижение температуры первичного воздуха, протекающего через ступени сжатия двигателя, делает возможным для данного компрессора либо уменьшить потребление топлива двигателем, либо уменьшить выброс двигателем загрязняющих веществ, таких как оксиды азота (NOx). Если желательно поддерживать начальную температуру, то в этом случае можно повысить общее отношение давлений (ООД), тем самым, делая возможным уменьшение потребления топлива двигателем, или же, если желательно поддерживать ООД, то понижение температуры служит для снижения выброса загрязнителя в виде NOx.

Уже предпринимались попытки понижения температуры первичного воздуха с использованием теплообменника. Например, это описано в патентах EP 1555406 или US 4254618. В этих двух примерах часть первичного воздуха отбирается выше по потоку от компрессора высокого давления и пропускается через теплообменник, размещенный во вторичном воздушном потоке, а воздух, который был охлажден, возвращается к входу компрессора высокого давления. Однако такое выполнение не позволяет достичь удовлетворительного понижения температуры.

Документ FR 2482196 описывает средство теплового обмена в соответствии с ограничительной частью пункта 1 формулы изобретения.

Задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы предусмотреть оснащенный теплообменником авиационный двигатель, который позволяет обеспечить существенное понижение температуры первичного воздуха посредством теплообменника. Для решения этой задачи авиационный двигатель согласно изобретению содержит:

контур первичного воздуха;

компрессор высокого давления, который снабжается вышеупомянутым первичным воздухом;

контур вторичного воздуха; и

по меньшей мере, один теплообменник, размещенный в контуре первичного воздуха выше по потоку от компрессора высокого давления, при этом вышеупомянутый теплообменник содержит холодный второй контур и горячий первый контур, при этом вышеупомянутый горячий первый контур снабжается воздухом из вышеупомянутого контура первичного воздуха, а вышеупомянутый холодный второй контур снабжается воздухом из контура вторичного воздуха, вход холодного второго контура теплообменника соединен со средством забора воздуха, расположенным в контуре вторичного воздуха симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя, а выход холодного контура теплообменника соединен со средством возврата воздуха в вышеупомянутый контур вторичного воздуха, расположенный симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя;

вышеупомянутый двигатель, отличающийся тем, что средство забора воздуха и средство возврата воздуха образованы первыми открытыми концами труб, вторые концы которых соединены с вышеупомянутым теплообменником, причем вышеупомянутые первые открытые концы равномерно распределены по окружности под углом к оси двигателя.

Далее предусмотрено, что так как теплообменник расположен в контуре первичного воздуха выше по потоку от компрессора высокого давления, то весь первичный воздушный поток проходит через теплообменник перед поступлением в компрессор высокого давления. Это дает возможность обеспечить существенное снижение температуры первичного воздуха на входе в компрессор высокого давления. Кроме того, так как воздухозаборник для подачи воздуха в холодный контур теплообменника образован трубами, которые непременно имеют малый диаметр, то поток воздуха ускоряется.

Предпочтительно, вышеупомянутый теплообменник имеет кольцевую форму и имеет ту же ось вращения, что и двигатель. Таким образом, предусмотрено, что теплообменник может быть легко установлен в двигателе без существенного изменения его конструкции.

Предпочтительно, первые открытые концы труб вышеупомянутого средства для забора воздуха сконфигурированы таким образом, чтобы отбирать примерно 10% от общего вторичного воздушного потока.

Другие характерные особенности и преимущества изобретения очевидны из последующего описания неограничивающих вариантов осуществления изобретения. Описание ссылается на прилагаемые фигуры чертежей, на которых:

Фиг.1 - упрощенный частичный вид в продольном сечении, показывающий часть авиационного двигателя, оснащенного теплообменником согласно изобретению; и

Фиг.2 - вид, подобный виду по Фиг.1, на котором показан подробный чертеж варианта осуществления изобретения.

Ниже следует описание принципа изобретения, вначале со ссылками на Фиг.1. На этом чертеже видна передняя часть авиационного двигателя, который представляет собой тело вращения вокруг продольной оси XX'. На чертеже также показан рукав 12 воздухопровода и передний корпус 14 вместе с корпусом 16 обтекателя. Между собой эти корпуса и рукав 12 воздухопровода образуют как контур 18 вторичного воздуха, так и контур 20 первичного воздуха.

Известным образом контур 20 первичного воздуха проходит по пути, который содержит компрессор 22 низкого давления, промежуточный корпус 24 и компрессор 26 высокого давления. Согласно основной особенности изобретения теплообменник 28, предпочтительно кольцевой формы, помещен в этот контур первичного воздуха между промежуточным корпусом 24 и входом компрессора 26 высокого давления. Теплообменник 28 обязательно содержит горячий первый контур 28a и холодный второй контур 28b. Через горячий первый контур 28a теплообменника проходит весь поток первичного воздуха. Холодный второй контур 28b теплообменника 28 снабжается воздухом из контура 18 вторичного воздуха. На этом схематичном чертеже показаны воздухозаборные трубы 30, каждая из которых имеет конец 30a, открывающийся в контур 18 вторичного воздуха, и противоположный конец 30b, соединенный с входом 28c холодного второго контура 28b теплообменника 28. Подобным образом, воздушный поток, отбираемый из контура вторичного воздуха, возвращается обратно в вышеупомянутый контур по таким трубам 32, каждая из которых имеет конец 32a, соединенный с выходом 28d второго контура теплообменника 28, и противоположный конец 32b, открывающийся в контур 18 вторичного воздуха. Как объясняется ниже, при описании предпочтительных вариантов осуществления изобретения, концы 30a забора вторичного воздуха и концы 32b возврата вторичного воздуха сконструированы таким образом, чтобы как можно меньше нарушать движение вторичного воздушного потока 18.

На этой схеме видны различные температуры, полученные в различных точках контуров первичного и вторичного воздушных потоков при использовании изобретения. На входе в контур вторичного воздушного потока температура равна температуре окружающей среды, то есть 303 кельвинам (К); температура T2 на входе компрессора 22 низкого давления равна 307 К, например температура T23 на выходе компрессора 22 низкого давления равна 403 К; температура T13 на входе 30a средства забора вторичного воздуха равна 340 К; а температура TF3 на выходе средства возврата воздуха во вторичный поток равна 373 К. Следует отметить, что температура T25 на выходе первого контура теплообменника 28, то есть температура первичного воздушного потока на входе компрессора высокого давления понижается до 373 К. Это представляет собой весьма существенное понижение на 30 К по сравнению с ситуацией, когда теплообменник 28 отсутствует. Также показана температура T30 на выходе компрессора 26 высокого давления, которая равна 901 К.

Как объясняется выше, понижение температуры первичного воздуха, достигаемое вводом в эксплуатацию теплообменника в соответствии с изобретением, может быть использовано двумя различными способами. В варианте, показанном на Фиг.1, это понижение температуры используется для уменьшения температуры на выходе компрессора высокого давления, таким образом, уменьшая интенсивность выброса оксидов азота.

Как объясняется выше, понижение температуры первичного воздуха в силу присутствия теплообменника 28 может также быть использовано для повышения общей степени сжатия двигателя в целом, и в частности степени сжатия компрессора 26 высокого давления для того, чтобы уменьшить потребление топлива двигателем, показанным на Фиг.1, поддерживая при этом постоянную температуру на выходе компрессора.

Ниже следует подробное описание варианта осуществления изобретения со ссылками на Фиг.2.

В этом варианте осуществления теплообменник показан со ссылочным номером 28'. Теплообменник 28' в целом имеет кольцевую форму, а его горячий первый контур 28'a образован трубами 40, которые расположены кольцевым образом внутри корпуса 42 теплообменника 28'. Первичный воздушный поток, таким образом, течет через трубы 40, которые параллельны оси XX', и весь первичный воздух, таким образом, течет через теплообменник. Теплообменник также имеет второй контур 28'b, который образован внутри корпуса 42 радиальной перегородкой 44 и распределительной системой 46. Вторичный воздух, которым снабжается второй контур теплообменника, отбирается из контура 18 вторичного воздушного потока.

Корпус 42 теплообменника 28' предпочтительно крепится фланцами 43 и 45 к выходу промежуточного корпуса 24 и к входу компрессора 26 высокого давления.

Воздух отбирается из вторичного воздушного потока 18 с помощью "ковшей", которые образуют концы труб, соединенных со входом теплообменника. Эти трубы и эти ковши равномерно распределены в контуре вторичного воздушного потока по окружности под углом к оси XX' двигателя.

Таким образом, на Фиг.2 показана труба 70 для подачи вторичного воздуха в теплообменник, расположенная в основном под прямым углом к оси XX' двигателя и имеющая "ковш", образованный одним из ее концов 70a. Другой конец трубы 70, обозначенный как 70b, соединен с входом второго контура теплообменника 28'. Аналогичным образом каждой подводящей трубе 70 соответствует возвратная труба 72, имеющая один конец 72b, открывающийся в контур вторичного воздушного потока, и противоположный конец 72a, соединенный с выходом холодного второго контура теплообменника 28'. Подводящие трубы 70 сконфигурированы таким образом, что площадь поперечного сечения заборного конца 70a, умноженная на количество труб 70, составляет около 10% площади поперечного сечения контура вторичного воздушного потока. К тому же и предпочтительно, по существу, цилиндрический металлический лист 74 прикреплен, во-первых, к концам 70a подводящих труб 70 и, во-вторых, к концам одного края возвратных труб 72 для того, чтобы обеспечить равномерный поток вторичного воздуха в контуре вторичного воздушного потока.

Следует учесть, что так как подводящие трубы 70 отбирают своими ковшами 70a только около 10% от всего вторичного воздушного потока, то эта ситуация означает, что поток воздуха, движущегося по подводящей трубе 70 и возвратной трубе 72, ускоряется.

1. Авиационный двигатель, содержащий контур 20 первичного воздушного потока, компрессор 26 высокого давления, который снабжается вышеупомянутым первичным воздухом; контур 18 вторичного воздушного потока и, по меньшей мере, один теплообменник 28, 28′, размещенный в контуре первичного воздушного потока выше по потоку от компрессора 26 высокого давления, вышеупомянутый теплообменник содержит холодный второй контур 28b, 28′b и горячий первый контур 28а, 28′а, при этом вышеупомянутый горячий первый контур снабжается воздухом из вышеупомянутого контура первичного воздушного потока, а вышеупомянутый холодный второй контур 28b снабжается воздухом из контура 18 вторичного воздушного потока, причем вход 28 с холодного второго контура теплообменника 28, 28′ соединен со средством 30а забора воздуха, расположенным в контуре вторичного воздушного потока симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя, а выход 28d холодного контура теплообменника соединен со средством 32b возврата воздуха в вышеупомянутый контур вторичного воздушного потока, расположенным симметрично относительно оси вышеупомянутого двигателя, отличающийся тем, что средство забора воздуха и средство возврата воздуха образованы первыми открытыми концами 70а, 72b труб 70, 72, вторые концы которых соединены с вышеупомянутым теплообменником 28′, причем вышеупомянутые первые открытые концы равномерно распределены по окружности под углом к оси двигателя.

2. Авиационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что вышеупомянутый теплообменник 28, 28′ является кольцевым и имеет ту же ось вращения, что и двигатель.

3. Авиационный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что вышеупомянутый теплообменник 28, 28′ размещен между вышеупомянутым компрессором 26 высокого давления и промежуточным корпусом 24 в вышеупомянутом контуре 20 первичного воздушного потока выше по потоку от компрессора высокого давления.

4. Авиационный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что первые открытые концы 70а труб 70 вышеупомянутого средства для забора воздуха сконфигурированы таким образом, чтобы отбирать примерно 10% от общего вторичного воздушного потока.

5. Авиационный двигатель по п.3, отличающийся тем, что первые открытые концы 70а труб 70 вышеупомянутого средства для забора воздуха сконфигурированы таким образом, чтобы отбирать примерно 10% от общего вторичного воздушного потока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению и может быть использовано на магистральных газопроводах для транспортировки газа и производства электрической энергии на базе установок бинарного цикла с комбинированным применением газотурбинных и паротурбинных установок.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям ГТД, работающим на сжиженном природном газе - СПГ. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям ГТД, работающим на сжиженном природном газе - СПГ. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным двигателям ГТД, работающим на сжиженном природном газе - СПГ. .

Изобретение относится к железнодорожному транспорту, конкретно к силовым установкам локомотива, выполненным на базе газотурбинного двигателя (турбопоезда или газотурбовоза).

Изобретение относится к теплотехнике и может найти применение в газотурбинных установках газоперекачивающих агрегатов. .

Когенерационная газотурбинная энергетическая установка содержит компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, газовую турбину высокого давления и газовую турбину низкого давления, имеющие между собой газовую связь, теплофикационное устройство и основной электрический генератор, подсоединенный к газовой турбине высокого давления и используемый в качестве полезной нагрузки. Выход компрессора низкого давления присоединен к входу компрессора высокого давления. Теплофикационное устройство установлено между газовыми турбинами, снабжено внутренним горячим каналом, в котором размещен движущийся теплоноситель, представляющий собой частично отработавшие в газовой турбине высокого давления продукты сгорания, а также холодным каналом с помещенным внутри него другим движущимся теплоносителем, отводящим получаемую в результате теплообмена между горячим и холодным каналами внутри теплофикационного устройства тепловую энергию для ее использования вне газотурбинной энергетической установки. В когенерационной газотурбинной энергетической установке дополнительно установлено теплообменное устройство, содержащее взаимодействующие между собой посредством теплообмена горячий и холодный каналы. Вход горячего канала теплообменного устройства подсоединен к выходу из газовой турбины высокого давления, а выход горячего канала теплообменного устройства присоединен к входу горячего канала теплофикационного устройства. В качестве движущегося теплоносителя горячего канала теплообменного устройства использованы частично отработавшие продукты сгорания, поступающие из газовой турбины высокого давления. Вход холодного канала теплообменного устройства подсоединен к выходу из компрессора высокого давления, а выход холодного канала теплообменного устройства присоединен к входу камеры сгорания. В качестве движущегося теплоносителя холодного канала теплообменного устройства использована содержащая окислитель газообразная смесь, поступающая из компрессора высокого давления. Теплофикационное устройство выполнено с регулируемым теплосъемом. К газовой турбине низкого давления подсоединен дополнительный электрический генератор, используемый в качестве полезной нагрузки. Изобретение направлено на обеспечение регулирования режима когенерации, то есть количества вырабатываемой тепловой и электрической энергии, и на повышение коэффициента полезного действия. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбокомпрессорных установок с замкнутым термодинамическим циклом Брайтона. Турбокомпрессорная энергетическая установка включает турбокомпрессор, нагреватель рабочего тела и теплообменник-рекуператор, объединенные в замкнутый контур. На выходе проточного тракта рабочего колеса турбины установлен спрямляющий аппарат в виде кольцевой лопаточной решетки, образованной пустотелыми лопатками с проточными каналами, сообщенными с концентрически выполненными наружным и внутренним коллекторами. Наружный коллектор разделен на два полуколлектора, один из которых сообщен патрубком с выходом компрессора, а другой - со входом в теплопринимающий тракт теплообменника-рекуператора. Изобретение решает задачу повышения коэффициента полезного действия энергетического цикла установки и снижения ее массы. 3 ил.

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. Теплообменник установлен с возможностью подачи воздуха на его вход из наружного контура двигателя. Для самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, содержащим наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой, турбины высокого и низкого давления и системы охлаждения турбин высокого и низкого давления, выполненные в виде отдельных секций теплообменников для охлаждения турбины высокого давления и секций теплообменников для охлаждения турбины низкого давления, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде секций теплообменников, расположенных в наружном контуре. Секции соединены с системой кондиционирования воздуха самолета и установлены с возможностью подачи прошедшего через них воздуха в сопло двигателя. Входы отдельных секций воздухо-воздушного теплообменника сообщены со ступенью компрессора высокого давления, номинально обеспечивающей систему кондиционирования воздуха. Секции систем охлаждения турбин высокого и низкого давления и секции воздухо-воздушных теплообменников расположены в одной плоскости по окружности наружного контура двигателя. Изобретение позволяет повысить тягу двигателя, снизить массу двигателя, обеспечивает наибольшую эффективность работы теплообменника при минимальном увеличении их массы. 3 ил.
Наверх