Вентиляция и наддув компонентов турбомашины



Вентиляция и наддув компонентов турбомашины
Вентиляция и наддув компонентов турбомашины

 


Владельцы патента RU 2478811:

СНЕКМА (FR)

Двухконтурная турбомашина, по существу, содержит вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину, выхлопной корпус и вспомогательный воздушный компрессор, приводимый в действие двигателем Стирлинга. Двигатель Стирлинга установлен ниже по потоку от камеры сгорания и имеет горячую камеру в термическом контакте с потоком горячих газов, выходящих из турбины, и холодную камеру в термическом контакте с потоком холодных газов, создаваемым вентилятором и проходящим вокруг турбины и выхлопного корпуса. Изобретение направлено на снижение удельного расхода топлива. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение касается двухконтурных турбомашин, таких как авиационные турбореактивные двигатели.

Как известно, в турбомашине производят отбор энергии для обеспечения работы органов турбомашины. Например, этот отбор энергии предусмотрен для приведения в действие топливного насоса, питания исполнительных устройств и вычислительных устройств или для наддува в масляных камерах. В случае авиационного турбореактивного двигателя обычно предусматривают дополнительный отбор энергии, например, для подачи электричества в бортовую сеть, питания исполнительных устройств самолета, таких как рули, или для наддува кабины самолета.

В основном этот отбор энергии состоит в отборе воздуха из воздушного потока, циркулирующего в компрессоре высокого давления турбомашины, или в механическом отборе на роторе высокого давления этой турбомашины.

Однако этот отбор требует дополнительной работы со стороны компрессора турбомашины, что приводит к повышению удельного расхода топлива.

Настоящее изобретение призвано предложить простое, экономичное и эффективное решение этой проблемы, позволяющее снизить удельный расход топлива турбомашин, и его объектом является турбомашина, оборудованная источником энергии, позволяющим, по меньшей мере, частично избежать вышеуказанных видов отбора.

Документы DE-A1-3234679 и DE-A1-3031872 описывают двигатели Стирлинга.

В этой связи изобретением предлагается двухконтурная турбомашина, по существу, содержащая вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину и выхлопной корпус, отличающаяся тем, что содержит вспомогательный воздушный компрессор, приводимый в действие двигателем Стирлинга, установленным ниже по потоку от камеры сгорания и имеющим горячую камеру в термическом контакте с потоком горячих газов, выходящих из турбины, и холодную камеру в термическом контакте с потоком холодных газов, создаваемым вентилятором и проходящим вокруг турбины и выхлопного корпуса.

Тепловой двигатель с циклом Стирлинга, обычно называемый «двигателем Стирлинга», позволяет использовать разность температуры между потоком горячих газов или первичным потоком, выходящим из турбины, и потоком холодных газов или вторичным потоком, создаваемым вентилятором, для производства механической энергии. Этот тип двигателя отличается очень хорошим КПД порядка 40%, а также высокой надежностью и большим сроком службы.

Теоретический цикл работы такого двигателя содержит четыре последовательные фазы: фазу изохорного нагревания с последующей фазой изотермического расширения рабочей текучей среды в горячей камере, затем фазу изохорного охлаждения с последующей фазой изотермического сжатия рабочей текучей среды в холодной камере.

Механическая энергия, создаваемая двигателем Стирлинга, служит для приведения в действие вспомогательного воздушного компрессора, предназначенного для подачи воздуха под давлением в компоненты турбомашины, чтобы сократить потребность в отборе воздуха из воздушного потока, циркулирующего в компрессоре высокого давления этой турбомашины.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения двигатель Стирлинга закреплен на корпусе турбины или на выхлопном корпусе, что позволяет использовать значительное свободное пространство между проточными трактами первичного и вторичного потоков для размещения двигателя Стирлинга и вспомогательного компрессора. Эта зона является тем более предпочтительной, поскольку температурный перепад между первичным потоком горячих газов и вторичным потоком холодных газов составляет в ней примерно 450 градусов при нормальном рабочем режиме, что представляет собой достаточный температурный градиент для обеспечения нормальной работы двигателя Стирлинга.

Согласно другому отличительному признаку изобретения, двигатель Стирлинга содержит теплообменник, расположенный в потоке холодных газов, и теплообменник, расположенный в потоке горячих газов, при этом упомянутые теплообменники предпочтительно содержат внутренние и/или наружные ребра.

Эти теплообменники позволяют максимально увеличить тепловые обмены между потоком холодных газов, соответственно потоком горячих газов, и рабочей текучей средой, содержащейся в двигателе Стирлинга, для оптимизации характеристик последнего.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения выход вспомогательного воздушного компрессора соединен со средствами вентиляции или наддува компонента турбомашины при помощи трубопровода, оборудованного управляемым или автономным двухпозиционным вентилем, соединяющим средства вентиляции или наддува компонента либо с выходом вспомогательного компрессора, либо со средствами отбора воздуха на компрессоре турбомашины.

Таким образом, когда турбомашина работает на низком режиме, температурный градиент между горячими газами и холодными газами является недостаточным для обеспечения нормальной работы двигателя Стирлинга, и охлаждение или наддув компонента турбомашины обеспечивается классически за счет отбора из воздушного потока компрессора турбомашины. И только когда режим достигает достаточного уровня для обеспечения нормальной работы двигателя Стирлинга, управляемый вентиль переключается в положение соединения средств вентиляции или наддува с выходом вспомогательного компрессора.

Предпочтительно вентиль управляется электронным блоком управления, например, на основании измерения температуры газов, проходящих через турбину.

В варианте, вентиль является автономным клапаном, калиброванным по уровню давления, требуемому для вентиляции и наддува компонентов газотурбинного двигателя.

Настоящее изобретение, его другие детали, преимущества и отличительные признаки будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - схематичный вид в осевом разрезе турбомашины в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - схематичный увеличенный вид в осевом разрезе турбомашины, показанной на фиг.1.

На фиг.1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель 10, содержащий гондолу 12, в которой находится крыльчатка 14 вентилятора, установленная на входе корпуса 16 двигателя, по существу, содержащего, от входа к выходу, компрессор 20, камеру 21 сгорания, турбину 22, выхлопной корпус 24 и реактивное сопло 26.

Крыльчатка 14 вентилятора приводится во вращение турбиной 22 турбореактивного двигателя, что хорошо известно специалистам. Во время работы двигателя вентилятор 14 создает вторичный воздушный поток А, который проходит в заднюю часть вокруг турбореактивного двигателя в канале 18 вентилятора и который обеспечивает создание части тяги двигателя. Часть воздуха, входящая в двигатель, образует первичный поток В, который питает входной компрессор 20 турбореактивного двигателя, затем смешивается с топливом в камере 21 сгорания. Газообразные продукты сгорания, выходящие из камеры сгорания, приводят в действие турбину 22, затем выбрасываются между двух коаксиальных стенок 32, 34 выхлопного корпуса 24 и выходят из турбореактивного двигателя, проходя вдоль реактивного сопла 26.

Канал 18 вентилятора образован двумя по существу цилиндрическими коаксиальными стенками, соответственно внутренней 28 и наружной 30. Внутреннюю стенку 28 канала вентилятора обычно называют I.F.D. (Inner Fun Duct), а наружную стенку 30 обычно называют O.F.D. (Outer Fun Duct), и она окружена гондолой 12.

Обе коаксиальные стенки, соответственно внутренняя 32 и наружная 34, выхлопного корпуса 24 соединены конструктивными радиальными стойками 36.

Каждая радиальная стойка 36 выхлопного корпуса 24 соединяет коаксиальные стенки 32, 34 этого корпуса с цилиндрическими стенками 28, 30 канала 18 вентилятора таким образом, что часть 40 стойки 36 преграждает первичный поток В, тогда как другая часть 42 этой стойки преграждает вторичный поток А.

Радиальная стойка 36, показанная в верхней половине фиг.1, содержит двигатель с циклом Стирлинга типа Бета. Этот двигатель классически содержит горячую камеру и холодную камеру, соединенные между собой для циркуляции рабочей текучей среды, содержащейся в камерах и перемещающейся из одной камеры в другую движением перемещающего поршня.

Горячая камера расположена в части 40 стойки 36, которая преграждает первичный поток В горячего воздуха, тогда как холодная камера расположена в части 42 стойки 36, которая преграждает вторичный поток А холодного воздуха.

Предпочтительно на наружной и/или внутренней поверхности радиальных стоек 36 на уровне частей 40 и 42 этих стоек выполнены ребра 38 для оптимизации тепловых обменов между потоком В горячего воздуха и рабочей текучей средой, содержащейся в горячей камере, расположенной в части 40 радиальной стойки, с одной стороны, и потоком А холодного воздуха и рабочей текучей средой, содержащейся в холодной камере, расположенной в части 42 этой стойки.

Во время циркуляции в холодной и горячей камерах рабочая текучая среда описывает термодинамический цикл Стирлинга, состоящий из четырех последовательных фаз, во время которых она поочередно охлаждается, сжимается, нагревается, затем расширяется, приводя в поступательное движение рабочий поршень.

Перемещающий и рабочий поршни установлены в рабочей камере, соединенной с горячей и холодной камерами и расположенной в пространстве 44, часто называемом «межтрактовым», заключенном между проточными трактами первичного В и вторичного А потоков, то есть между наружной стенкой 34 выхлопного корпуса и внутренней стенкой 28, ограничивающей канал вентилятора, таким образом, что эта рабочая камера не находится в термическом контакте с первичным и вторичным потоками. Рабочая камера может быть также закреплена на радиально внутренней стороне внутренней стенки 32 выхлопного корпуса, при условии, что тепловые обмены с первичным потоком, находящимся в контакте с этой стенкой 32, ограничены средством тепловой изоляции.

Рабочий поршень двигателя Стирлинга образует или приводит в действие подвижный орган вспомогательного воздушного компрессора, расположенного в межтрактовом пространстве 44 и предназначенного для питания воздухом под давлением компонентов турбомашины, например, для обеспечения их вентиляции или наддува.

На фиг.2 схематично показано соединение воздушного выхода вспомогательного компрессора 48 с входом контура распределения сжатого воздуха (не показан) на компоненты турбомашины.

Отбор 50, 52 из воздушного потока, проходящего в компрессоре 20 высокого давления турбомашины, выполнены для обеспечения питания контура распределения сжатого воздуха во время фаз работы турбореактивного двигателя, при которых температурный перепад между холодными газами вторичного потока А и горячими газами первичного потока В является слишком незначительным, чтобы позволить двигателю 53 Стирлинга подавать достаточную механическую мощность для приведения в действие вспомогательного компрессора 48.

Двухпозиционный вентиль 54 позволяет поочередно соединять вход контура распределения воздуха с отбором 50 на четвертой ступени компрессора 20 высокого давления во время фаз запуска турбореактивного двигателя и с отбором 52 на девятой ступени компрессора 20 высокого давления в крейсерском режиме, пока температурный перепад между первичным и вторичным потоками остается недостаточным для обеспечения приведения в действие вспомогательного компрессора 48 двигателем Стирлинга или в случае неисправности двигателя Стирлинга или вспомогательного компрессора.

Двухпозиционный вентиль 56 позволяет соединять попеременно вход контура распределения воздуха с вентилем 54, когда турбореактивный двигатель находится в одной из вышеуказанных ситуаций работы, и со вспомогательным компрессором 48, когда температурный перепад между первичным и вторичным потоками достигает порогового значения, позволяющего двигателю Стирлинга эффективно приводить в действие вспомогательный компрессор 48.

Вентили 54 и 56 управляются электронным блоком управления типа FADEC на основании измерений температуры горячих и холодных газов, проходящих в турбомашине вблизи двигателя Стирлинга.

В альтернативном варианте вентили могут управляться на основании измерения давления воздуха, подаваемого от отбора 50, 52 и вспомогательным компрессором 48.

Вентили могут быть также автономными и калиброванными по уровням давления, необходимым для питания контура подачи сжатого воздуха.

Этот контур подачи воздуха обеспечивает, например, наддув в капотах камер опорных подшипников турбомашины, вентиляцию первой ступени направляющего соплового аппарата турбины низкого давления, вентиляцию венцов дисков турбины низкого давления и продувание полости, находящейся ниже по потоку от диска турбины высокого давления.

Для этого вспомогательный компрессор 48 выдает воздух с расходом примерно 1,5 кг/с при относительном давлении порядка 0,3 бар при номинальном рабочем режиме. Этот компрессор выполнен в виде цилиндра диаметром примерно 100 мм при приблизительной длине в 120 мм.

Приведение в действие этого компрессора требует механической мощности примерно 10 кВт, обеспечиваемой двигателем Стирлинга, который в основном выполнен в виде цилиндра диаметром примерно 100 мм при приблизительной длине в 200 мм.

В целом изобретение позволяет ограничить отбор из воздушного потока, используемого для создания тяги и проходящего через компрессор турбореактивного двигателя, за счет вспомогательного компрессора, приводимого в действие двигателем Стирлинга, выполненным с возможностью преобразования тепловой энергии, содержащейся в первичном потоке горячих газов, поступающих из камеры сгорания турбореактивного двигателя, в механическую энергию.

Разумеется, настоящее изобретение не ограничивается применением для авиационных турбореактивных двигателей и может применяться для любого типа двухконтурной турбомашины.

1. Двухконтурная турбомашина, по существу, содержащая вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину и выхлопной корпус, отличающаяся тем, что содержит вспомогательный воздушный компрессор, приводимый в действие двигателем Стирлинга, установленным ниже по потоку от камеры сгорания и имеющим горячую камеру в термическом контакте с потоком горячих газов, выходящих из турбины, и холодную камеру в термическом контакте с потоком холодных газов, создаваемым вентилятором и проходящим вокруг турбины и выхлопного корпуса.

2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что двигатель Стирлинга закреплен на корпусе турбины или на выхлопном корпусе.

3. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что двигатель Стирлинга содержит теплообменник, расположенный в потоке холодных газов, и теплообменник, расположенный в потоке горячих газов.

4. Турбомашина по п.3, отличающаяся тем, что теплообменники содержат внутренние и/или наружные ребра.

5. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что выход вспомогательного воздушного компрессора соединен со средствами вентиляции или наддува компонента турбомашины при помощи трубопровода, оборудованного управляемым или автономным двухпозиционным вентилем, соединяющим средства вентиляции или наддува компонента либо с выходом вспомогательного компрессора, либо со средствами отбора воздуха на компрессоре турбомашины.

6. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что вентиль управляется температурой газов, проходящих в турбине.

7. Турбомашина (10) по п.5, отличающаяся тем, что вентиль управляется электронным блоком управления.

8. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что вентиль является автономным клапаном, калиброванным по уровню давления, требуемому для вентиляции и наддува турбомашины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице.

Изобретение относится к области специальных испытаний авиационных газотурбинных двигателей, в частности, к устройствам для проведения наземных испытаний двигателя в составе летательного аппарата для измерения силы инфракрасного излучения в атмосферу от работающего двигателя.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к системам суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ДТРД). .

Изобретение относится к винтовентиляторным газотурбинным авиационным двигателям с задним расположением двухрядного винтовентилятора. .

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит вторые элементы шлицевого соединения, сопрягаемые с первыми элементами шлицевого соединения для передачи крутящего момента от одних элементов шлицевого соединения к другим. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первые и вторые элементы шлицевого соединения, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство. Узел зубчатой передачи связывает вал и вентилятор, установленный с возможностью вращения вокруг оси. Гибкая опора связывает узел зубчатой передачи с опорой центрального узла и содержит второе монтажное средство, сопрягаемое с первым монтажным средством для передачи крутящего момента от одного монтажного средства к другому. При разборке передней конструкции газотурбинного двигателя, обеспечивают доступ к обращенным вперед крепежным элементам, крепящим опору центрального узла к гибкой опоре, несущей узел зубчатой передачи, и удаляют эти крепежные элементы. Затем рассоединяют первое и второе монтажные средства, выполненные соответственно на опоре центрального узла и на гибкой опоре. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж узла зубчатой передачи газотурбинного двигателя. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла. Передняя часть (122) содержит антиобледенительное устройство со стенкой (142), определяющей по меньшей мере частично кольцевой канал (140). Поток горячего масла, создаваемый турбомашиной, циркулирует в последнем. Масло течет через кольцевую переднюю часть и освобождает ее от льда, в то время как само охлаждается. Стенка (142) расположена так, чтобы образовывать передний край (144) указанной передней части (122) разделителя. Стенка (142) является трубкой, которая может крепиться с помощью сцепления, сваривания или утапливания в выемку. Изобретение также относится к многоконтурной турбомашине с передними частями разделителя, снабженными антиобледенительными устройствами. Достигается более эффективная защита от обледенения. 3 н. и 19 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации. Указанный технический результат достигается тем, что турбореактивный двухконтурный двигатель летательного аппарата с выносными вентиляторными модулями содержит вентилятор, газогенератор с турбиной привода вентилятора, агрегат отбора мощности турбины привода вентилятора, соединенные валом. Выносные вентиляторные модули приводами подключены к агрегату отбора мощности, причем двигатель и выносные вентиляторные модули с регулируемыми соплами интегрированы с летательным аппаратом. Вентилятор двигателя дополнительно содержит входной направляющий аппарат, который выполнен в виде наружного неподвижного лопаточного венца и внутреннего поворотного лопаточного венца с приводом. Между вентилятором двигателя и газогенератором имеется кольцевое окно подвода воздуха со шторкой. Регулируемое сопло двигателя выполнено в виде регулируемого реактивного сопла наружного конура и суживающегося реактивного сопла внутреннего контура. Способ функционирования двигателя заключается в том, что на вход двигателя подают воздух, сжатый в вентиляторе, и после вентилятора разделяют поток воздуха между внутренним и наружным контурами двигателя. Поток воздуха внутреннего контура и топливо подают в камеру сгорания газогенератора внутреннего контура и сжигают топливо. Продукты сгорания топлива после газогенератора внутреннего контура и поток воздуха наружного контура направляют в сопла, а выработанную на турбине вентилятора мощность используют для привода вентилятора двигателя и выносных вентиляторных модулей. Двигатель и выносные вентиляторные модули создают реактивную тягу. На крейсерском режиме работы регулируют площадь кольцевого окна между наружным и внутренним контурами двигателя и положение лопаток внутреннего поворотного венца входного направляющего аппарата вентилятора и тем формируют внутренний кольцевой поток воздуха на вход в газогенератор внутреннего контура с меньшим расходом воздуха через газогенератор. Внешний кольцевой поток воздуха с большим расходом подают в наружный контур двигателя, что приводит к увеличению степени двухконтурности двигателя. Газообразные продукты сгорания топлива направляют в суживающееся реактивное сопло внутреннего контура, а воздух из наружного контура двигателя направляют в регулируемое сопло, при этом уменьшают подачу топлива в соответствии с возросшей степенью двухконтурности двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил..

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания. Двигательная установка выполнена двухвальной. Компрессор выполнен двухкаскадным в виде последовательно установленных компрессоров низкого и высокого давления, между которыми выполнен воздушный тракт, в котором установлен теплообменник. Внутри воздушного тракта коаксиально первому валу установлена паровая турбина, имеющая входной и выходной коллекторы. Входной коллектор соединен с выходом из теплообменника, вход которого соединен с топливной системой, работающей на воде. Выходной коллектор соединен с электролизером, первый и второй выходы которого соединены с камерой сгорания. За камерой сгорания установлена газовая турбина. Ротор компрессора низкого давления первым валом соединен с паровой турбиной, а ротор компрессора высокого давления соединен вторым валом с газовой турбиной. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей двигательной установки посредством повышения степени сжатия компрессора, увеличения силы тяги и улучшение удельных характеристик двигательной установки. 6 з.п. ф-лы, 15 ил.
Наверх