Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя



Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя
Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя
Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя
Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя
Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя
Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2490496:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Выходное устройство содержит наружный корпус двигателя, внутренний корпус турбины, хвостовой обтекатель, элементы их крепления, расположенные за рабочим колесом последней ступени турбины, и смеситель. Элементы крепления выполнены в виде полых стоек. Смеситель выполнен в виде кольцевого элемента с расположенными внутри по его периметру сквозными лепестковыми каналами, чередующимися с лепестковыми каналами, закрепленными на выходных участках полых стоек. Сквозные каналы сообщены с внутренним каналом горячего газа, а каналы, закрепленные на выходных участках полых стоек, сообщены с наружным каналом холодного воздуха. Кольцевой элемент прикреплен к обтекателю турбины, корпусу двигателя и корпусу турбины. Входные участки профилированных стоек внутреннего контура повернуты навстречу направлению вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси. Стенки каналов и средняя линия выходных участков стоек направлены вдоль продольной оси турбины. Длина хорды стойки выбрана таким образом, чтобы отношение длины хорды стойки к расстоянию между стойками составляло 1-3. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины, обеспечить практически осевой поток на ее выходе, снизить инфракрасное излучение и улучшить охлаждение элементов конструкции. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к устройствам узловых соединений корпусов газотурбинных двигателей летательных аппаратов, конкретнее к конструкции выходных устройств в которых часть рабочего тела минует турбину.

Известно выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащее наружный корпус двигателя, корпус турбины и затурбинный обтекатель, образующие наружный канал холодного воздуха и внутренний канал горячего газа и расположенные за рабочим колесом последней ступени турбины стойки крепления корпуса турбины и затурбинного обтекателя и смеситель /RU №2117796, МПК F02C 7/20, опубл. 20.08.1998 г./

Конструкция соединительных элементов корпусов известного решения способствует существенному загромождению периферийной зоны смесителя, что приводит к возникновению срывных зон, в которые поступает горячий газ из внутреннего канала. С холодным воздухом наружного канала в тракт охлаждения поступает горячий газ, что снижает эффективность охлаждения элементов конструкции и камеры сгорания, выходящий поток неравномерен и обладает значительными закручивающими потоками и инфракрасным излучением.

Задачей изобретения, является повышение надежности работы устройства, за счет облегчения транзита технологических сред во внутренней полости турбины, оптимизация загроможденности тракта с сохранением параметров потока воздуха на выходе из смесителя.

Ожидаемый технический результат повышение КПД последнего контура турбины при практически осевом потоке газа на выходе из турбины, повышение равномерности закрутки потока, улучшение охлаждения элементов конструкции, минимизация сопротивления и уменьшение инфракрасного излучения.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном выходном устройстве двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем наружный корпус двигателя, внутренний корпус турбины и хвостовой обтекатель, образующие наружный канал холодного воздуха и внутренний канал горячего газа, элементы крепления внутреннего и наружного корпусов и хвостового обтекателя за рабочим колесом последней ступени турбины и смеситель, по предложению, элементы крепления наружного корпуса двигателя, внутреннего корпуса турбины и обтекателя выполнены в виде полых аэродинамически профилированных стоек, а смеситель выполнен в виде кольцевого элемента с расположенными внутри по его периметру сквозными лепестковыми каналами, чередующимися с лепестковыми каналами, закрепленными на выходных участках полых стоек, сквозные каналы сообщены с внутренним каналом горячего газа, а каналы, закрепленные на выходных участках полых стоек сообщены с наружным каналом холодного воздуха, кольцевой элемент прикреплен к обтекателю турбины, корпусу двигателя и корпусу турбины, входные участки профилированных стоек внутреннего контура повернуты навстречу направлению вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а стенки каналов и средняя линия выходных участков стоек направлены вдоль продольной оси турбины, при этом длина хорды стойки выбрана таким образом, чтобы отношение b/t=1-3, где b - длина хорды стойки; t - расстояние между стойками.

Смеситель может быть снабжен дополнительными сквозными лепестковыми каналами, размещенными между полыми стойками и сообщен с наружным каналом холодного воздуха. В предложенном решении для уменьшения захламленности канала средства крепления наружного корпуса двигателя, корпуса турбины и обтекателя выполнены в виде полых аэродинамически профилированных стоек. Для обеспечения благоприятного обтекания потоком самих стоек, а также обтекания элементов конструкции двигателя, расположенных за затурбинным устройством по основному потоку, и течения с минимальными потерями в проточной части двигателя после затурбинного устройства, необходимо, чтобы поток газа на выходе из турбины был направлен практически вдоль продольной оси двигателя с малой окружной составляющей вектора скорости. Для этого приходится, вынуждено увеличивать угол выхода и снижать скорость потока в относительном движении на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины.

Согласно формуле Эйлера, КПД турбины зависит от угла выхода потока. Оптимальное значение угла выхода потока составляет 20…40°. Использование этой зависимости для последней ступени турбины приводит к завышенным потерям полного давления в последующей за турбиной проточной части двигателя (форсажная камера, реактивное сопло) из-за сильной закрутки потока. Минимальные потери полного давления возможны только при осевом или близком к осевому направлению потока газов.

Изменение угла закрутки потока после турбины осуществляется использованием профилированных стоек затурбинного устройства. Однако, определяющим геометрию стоек и их число являются не газодинамические параметры основного потока (их влияние на параметры не значительно), а параметры прочности и работоспособности стойки турбины. Через полые аэродинамически профилированные стойки в конструкции затурбинных устройств, проходят технологические трубопроводы, передающие турбине технологические среды. Для технического обслуживания турбины и размещения необходимого числа проводок в турбину и из нее достаточно 10-15 профилированных полых стоек, что является недостаточным для поворота потока. Поворот потока на необходимый угол с минимальными потерями полного давления можно получить путем удлинения профиля полых стоек. Чтобы не увеличивать осевой размер двигателя из-за увеличения осевого размера стоек затурбинного устройства в изобретении предлагается конструктивно объединить стойки и смеситель, выполнив смеситель в виде кольцевого элемента с расположенными внутри по его периметру сквозными лепестковыми каналами, чередующимися с лепестковыми каналами, закрепленными на выходных участках полых стоек. Сквозные каналы сообщены с внутренним каналом горячего газа, а каналы, закрепленные на выходных участках полых стоек, сообщены с наружным каналом холодного воздуха. Такое размещение каналов в смесителе обеспечивает транзит воздуха из наружного контура во внутренний, с последующим смешением газов в проточной части двигателя (в камере смешения форсажной камеры двигателя). Длина хорды профиля выбирается таким образом, чтобы отношение b/t=1…3, где b - длина хорды профиля, t - расстояние между профилями в решетке. Этим достигается поворот потока газов внутреннего контура до углов, близких к нулю относительно оси выходного устройства. При суммарной нехватке площади выходных каналов наружного контура, возможно использование между стойками карманов для дополнительного транзита наружного канала холодного воздуха, что позволит соблюсти закон равенства статических давлений потоков из внутреннего канала горячего газа и наружного канала холодного воздуха в месте смешения (необходимо для минимизации потерь на смешение потоков). Максимальная глубина этих каналов меньше, чем высота канала внутреннего контура. Выходные сечения каналов, проходящие в теле стойки располагаются таким образом, что сечение одного канала совпадает с входной кромкой соседней стойки. Данное расположение позволяет закрыть видимость лопаток турбины. Таким образом, инфракрасное излучение, исходящее от лопаток турбины, экранируется охлажденными воздухом из наружного контура стойками затурбинного устройства.

Изобретение поясняется графически.

Фиг.1 - продольный разрез места соединения корпусов со смесителем;

фиг.2 - поперечный разрез соединения корпусов со смесителем;

фиг.3 - вид сзади на выходное устройство;

фиг.4 - продольный разрез места соединения корпусов со смесителем с дополнительными лепестковыми каналами;

фиг.5 - поперечный разрез соединения корпусов со смесителем с дополнительными лепестковыми каналами;

фиг.6 - вид сзади на выходное устройство с дополнительными лепестковыми каналами.

Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус двигателя 1, корпус турбины 2 и затурбинный обтекатель 3, образующие участок газовоздушного тракта двигателя: канал наружного контура 4, по которому течет относительно холодный воздух, и канал внутреннего контура 5, по которому течет горячий газ. В канале внутреннего контура 5 расположены рабочие лопатки 6 рабочего колеса последней ступени турбины, закрепленные на диске 7. Хвостовой обтекатель 3 фиксируется в проточной части двигателя с помощью силовых элементов аэродинамически спрофилированный полых стоек 8 затурбинного устройства. Смеситель 2 потоков горячего газа и холодного воздуха выполнен в виде кольцевого элемента с расположенными внутри по его периметру сквозными лепестковыми каналами 9, по которым воздух из наружного контура 4 попадает в камеру смешения 10. Профилированные стойки 8 и внешние стенки лепестковых каналов 9 объединены между собой и образуют межстоечные каналы 11, по которым горячий газ из внутреннего контура 5 попадает в камеру смешения 10. Чередование лепестковых каналов 9 с межстоечными каналами 11 обеспечивает равномерное и быстрое перемешивание потоков холодного воздуха и горячего газа. Смеситель 2 прикреплен к затурбинному обтекателю 3, к внутреннему корпусу 2 и к наружному корпусу 1. При необходимости, смеситель 2 может иметь дополнительные сквозные лепестковые каналы 12 (вариант 2), расположенные между лепестковыми каналами 9. Глубина дополнительных каналов 12 меньше, чем высота проточной части внутреннего контура 5. Входной участок средней линии 13 профилированной стойки 8 внутреннего контура 5 повернуты навстречу направлению вращения рабочего колеса 7 последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси 14, а стенки лепестковых каналов 9 и 12, и выходной участок средней линии 13 стойки направлены вдоль продольной оси 14 турбины.

При работе последнего колеса 7 турбины поток с рабочих лопаток 6 выходит с относительной средней скоростью w2 под углом β2 к фронту решетки из стоек 8. С учетом скорости вращения колеса 7 на выходе u2 абсолютная скорость потока будет равна c2 с углом α2 (фиг.2). Окружная составляющая скорости будет равна cu2=c2·cos α2. Если эта компонента будет отрицательной по отношению к направлению вращения, то при прочих равных условиях она будет давать приращение мощности N ступени, вычисляемой по формуле Эйлера:

N=m1u1cu1-m2u2cu2,

где m1 и m2 - расходы массы газа на входе и выходе из колеса; u1 и u2 - окружная скорость вращения колеса на входе и выходе потока из колеса; cu1 и cu2 - окружные составляющие абсолютных скоростей на входе и выходе потока из колеса.

Для организации безударного натекания потока на основные стойки 8 необходимо обеспечить θ1=90°-α2 или 20-40° от продольной оси 14 турбины. В межстоечном канале 11 газ из внутреннего контура 5 изменяет свое направление до осевого и попадает в камеру смешения 10, где перемешивается с воздухом из наружного контура 4. Воздух из наружного контура 4 попадает в камеру смешения 10 по лепестковым каналам 9 и 12. Площадь поперечного сечения на выходе из межстоечного канала 11, площадь поперечного сечения на выходе из лепестковых каналов 9 и 12, а также наличие и число дополнительных лепестковых каналов 12 определяется из условия минимальных потерь полного давления при смешении в камере смешения 10. Минимальные потери полного давления определяются из условия pcp.горср.хол., где рср.гор - статическое давления потока горячих газов внутреннего контура 5 на выходе из межстоечного канала 11, рср.хол. - статическое давления потока холодного воздуха из наружного контура 4 на выходе из лепестковых каналов.

Использование изобретения позволяет повысить КПД последнего контура турбины до 3% при практически осевом потоке газа на выходе из турбины, повысить равномерность закрутки потока и улучшить охлаждение элементов конструкции, оптимизировать сопротивление проточного тракта двигателя, а конструктивное выполнение и расположение стоек и каналов смесителя позволяет закрыть видимость лопаток турбины и экранировать инфракрасное излучение, исходящее от лопаток турбины, охлажденным воздухом из наружного контура и стойками затурбинного устройства.

1. Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащее наружный корпус двигателя, внутренний корпус турбины и хвостовой обтекатель, образующие наружный канал холодного воздуха и внутренний канал горячего газа, элементы крепления внутреннего и наружного корпусов и хвостового обтекателя за рабочим колесом последней ступени турбины и смеситель, отличающееся тем, что элементы крепления наружного корпуса двигателя, внутреннего корпуса турбины и обтекателя выполнены в виде полых аэродинамически профилированных стоек, а смеситель выполнен в виде кольцевого элемента с расположенными внутри по его периметру сквозными лепестковыми каналами, чередующимися с лепестковыми каналами, закрепленными на выходных участках полых стоек, сквозные каналы сообщены с внутренним каналом горячего газа, а каналы, закрепленные на выходных участках полых стоек, сообщены с наружным каналом холодного воздуха, кольцевой элемент прикреплен к обтекателю турбины, корпусу двигателя и корпусу турбины, входные участки профилированных стоек внутреннего контура повернуты навстречу направлению вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а стенки каналов и средняя линия выходных участков стоек направлены вдоль продольной оси турбины, при этом длина хорды стойки выбрана таким образом, чтобы отношение b/t=1-3, где b - длина хорды стойки; t - расстояние между стойками.

2. Выходное устройство по п.1, отличающееся тем, что смеситель снабжен дополнительными сквозными лепестковыми каналами, размещенными между полыми стойками, и сообщен с наружным каналом холодного воздуха.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к шевронам уменьшения шума для сопел турбореактивных двигателей летательных аппаратов, а также к соплам, оснащенным упомянутыми шевронами, и турбореактивным двигателям, оснащенным по меньшей мере одним таким соплом.

Изобретение относится к турбореактивному двигателю с пониженными испусканиями шума для летательного аппарата. .

Изобретение относится к изготовлению смесителей потока из композитного материала с керамической матрицей (керамического матричного композита) для двухконтурных газотурбинных авиационных двигателей.

Изобретение относится к упругим элементам машин и приборов (мембранам, сильфонам), а также к элементам строительных конструкций (куполам сооружений, плитам перекрытий, цилиндрическим и коническим оболочкам), армирующим оболочкам металлокерамических камер сгорания для двигателей внутреннего сгорания.

Кольцевой кожух сопла турбомашины включает множество рельефных элементов, выступающих от заднего края кожуха и расположенных на расстоянии друг от друга вдоль окружности. Каждый рельефный элемент имеет контур по существу треугольной формы с основанием, образованным частью заднего края кожуха, и вершиной, представляющей собой точку контура, находящуюся на наибольшем расстоянии от основания и соединенную с ним двумя боковыми краями. Каждый рельефный элемент имеет ребро на каждом боковом крае. Каждое ребро наклонено в радиальном направлении относительно рельефного элемента в плоскости, наклоненной относительно радиального направления на угол, меньший или равный 45°. Другое изобретение группы относятся к соплу турбомашины, имеющему основной и вспомогательный кожухи, расположенные концентрично друг другу, причем, по меньшей мере, один из указанных кожухов выполнен как указано выше. Еще одно изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанное выше сопло. Группа изобретений позволяет снизить шум газовой струи и уменьшить влияние рельефных элементов на аэродинамические характеристики сопла. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя содержит группу шевронных элементов и полоз, установленный на окружности сопла гондолы турбореактивного двигателя с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла. Каждый шевронный элемент соединен с полозом с помощью направляющего элемента, выполненного с возможностью перемещения по полозу при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента. Два шевронных элемента, последовательно расположенные на окружности сопла, наклоняются по-разному для обеспечения смешения потока, поступающего из турбореактивного двигателя, с окружающим наружным воздухом. Первый шевронный элемент расположен параллельно внутренней стенке сопла, а второй шевронный элемент расположен параллельно внешней стенке сопла. Другое изобретение группы относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей сопло с внутренней и внешней стенками и указанное выше устройство снижения аэроакустических шумов. Группа изобретений позволяет обеспечить снижение аэроакустических шумов турбореактивного двигателя на этапах взлета и посадки, а также уменьшить аэродинамические потери на других этапах его работы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх