Двухвальная компоновка газотурбинного двигателя с компрессором высокого давления, связанным с турбиной низкого давления

Авторы патента:

 


Владельцы патента RU 2599085:

ТУРБОМЕКА (FR)

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости. Турбина низкого давления связана первым валом с компрессором высокого давления. Турбина высокого давления связана вторым валом с компрессором низкого давления. Первый вал коаксиально проходит через второй вал, при этом первый и второй валы (24, 26) определяют осевое направление. Компрессор высокого давления, компрессор низкого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления. Изобретение направлено на снижение риска возникновения явления помпажа между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к внутренней конструкции газотурбинного двигателя и, в частности, к внутренней конструкции вертолетного газотурбинного двигателя.

Следует отметить, что термином «турбореактивный двигатель» обозначают машину с газовой турбиной, которая за счет реактивной струи выходящих с большой скоростью горячих газов обеспечивает тягу, необходимую для приведения в движение, тогда как термином «газотурбинный двигатель» обозначают машину с газовой турбиной, приводящей во вращение ведущий вал. Например, газотурбинные двигатели используют в качестве двигателей для вертолетов, судов, поездов или в качестве промышленного двигателя. Турбовинтовые двигатели (газотурбинный двигатель, приводящий в действие воздушный винт) тоже являются газотурбинными двигателями, используемыми в качестве авиационных двигателей.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Классический газотурбинный двигатель обычно содержит компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, расположенный ниже по потоку, в направлении течения газов внутри газотурбинного двигателя, от компрессора низкого давления. В некоторых условиях эксплуатации возникает явление помпажа, когда давление на входе компрессора высокого давления превышает давление на выходе компрессора низкого давления. Работа газотурбинного двигателя становится неустойчивой и может привести к выбросу газов через вход компрессора низкого давления.

Классическая конструкция двухвального турбореактивного двигателя, включающая в себя каскад низкого давления (компрессор низкого давления, связанный через вал с турбиной низкого давления) и каскад высокого давления (компрессор высокого давления, связанный через вал с турбиной высокого давления, при этом компрессор высокого давления и турбина высокого давления охвачены, с одной стороны, компрессором низкого давления и, с другой стороны, турбиной низкого давления), позволяет избегать этого явления помпажа. Однако такую конструкцию турбореактивного двигателя сложно адаптировать для газотурбинных двигателей, так как при нормальной работе степень сжатия в двухвальном турбореактивном двигателе является слишком высокой по сравнению со степенью сжатия, задаваемой газотурбинному двигателю при нормальной работе. Действительно, степень сжатия двухвального турбореактивного двигателя, как правило, составляет примерно 30-40 (например, в авиационном турбореактивном двигателе), тогда как степень сжатия газотурбинного двигателя, как правило, ниже 20 (например, в вертолетном газотурбинном двигателе).

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение призвано предложить газотурбинный двигатель, в котором риск возникновения явления помпажа между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления снижен и даже является нулевым.

В связи с этим объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости, в котором турбина низкого давления связана через первый вал с компрессором высокого давления, тогда как турбина высокого давления связана через второй вал с компрессором низкого давления.

Понятно, что компрессор высокого давления расположен ниже по потоку от компрессора низкого давления, что турбина высокого давления расположена ниже по потоку от компрессора высокого давления и что турбина низкого давления расположена ниже по потоку от турбины высокого давления. Турбина высокого давления является первой турбиной ниже по потоку от камеры сгорания. Камера сгорания расположена, в направлении течения газов, между компрессором высокого давления и турбиной высокого давления. Понятно также, что турбина высокого давления претерпевает изменения скорости вращения в зависимости от того, большее или меньшее количество топлива впрыскивают в камеру сгорания.

Как правило, если не указано иное, расположение ниже по потоку и выше по потоку, вход и выход какого-либо элемента определяют относительно направления течения газов внутри газотурбинного двигателя.

Компрессор высокого давления установлен на том же вращающемся валу, что и турбина низкого давления, тогда как компрессор низкого давления установлен на том же вращающемся валу, что и турбина высокого давления. Таким образом, компрессор высокого давления и турбина низкого давления вращаются с одной одинаковой скоростью вращения, тогда как компрессор низкого давления и турбина высокого давления вращаются с другой одинаковой скоростью вращения.

Термин «по существу постоянная скорость» означает, что при заранее определенной рабочей скорости скорость может меняться максимум на плюс или минус пятнадцать процентов (±15%). Например, для регулирования скорости турбины низкого давления средства регулирования впрыскивают большее или меньшее количество топлива в камеру сгорания, благодаря чему вращающийся узел, включающий в себя турбину высокого давления и компрессор низкого давления, ускоряется или замедляется. Следовательно, выход газов является более или менее значительным и обеспечивает энергию, необходимую для турбины низкого давления, чтобы вращаться по существу с постоянной скоростью, независимо от крутящего момента, прикладываемого к ведущему валу газотурбинного двигателя.

Благодаря средствам регулирования, поскольку компрессор высокого давления механически связан первым валом с турбиной низкого давления, скорость компрессора высокого давления является по существу постоянной. С другой стороны, поскольку компрессор низкого давления механически связан с турбиной высокого давления вторым валом, изменения скорости вращения турбины высокого давления влияют только на скорость вращения компрессора низкого давления. Таким образом, скорость вращения компрессора высокого давления является по существу постоянной по сравнению со скоростью вращения компрессора низкого давления. Следовательно, можно уменьшить и даже устранить риски помпажа между компрессорами низкого и высокого давления. Естественно, понятно, что при заранее определенной скорости вращения компрессора высокого давления скорость вращения компрессора низкого давления будет находиться в заранее определенном интервале скоростей вращения, при котором компрессор высокого давления всегда сохраняет способность принимать и сжимать газы, поступающие в него из компрессора низкого давления.

Иначе говоря, при механическом соединении компрессора высокого давления с турбиной низкого давления и компрессора низкого давления с турбиной высокого давления и благодаря средствам регулирования скорость вращения компрессора высокого давления является более устойчивой, чем скорость вращения компрессора низкого давления, поэтому риск превышения давления между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления снижается и даже становится ничтожным, вследствие чего явления помпажа становятся ограниченными и даже отсутствуют.

Согласно первому варианту, первый вал коаксиально проходит через второй вал, при этом первый и второй валы определяют осевое направление, при этом компрессор высокого давления, компрессор низкого давления, турбина высокого давления и турбина низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления.

По сравнению с классическими двухвальными турбореактивными двигателями порядок положений компрессоров высокого и низкого давления в осевом направлении поменялся на противоположный, тогда как порядок расположения турбин высокого и низкого давления остался таким же. В этом первом варианте первый вал является центральным, что облегчает соединение этого вала для передачи движущих усилий (отбор мощности), в частности, в передней части газотурбинного двигателя (то есть со стороны, противоположной турбинам относительно компрессоров, в осевом направлении).

Согласно второму варианту, второй вал коаксиально проходит через первый вал, при этом первый и второй валы определяют осевое направление, при этом компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбина низкого давления и турбина высокого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления.

По сравнению с классическими двухвальными турбореактивными двигателями положения турбин высокого и низкого давления в осевом направлении поменялись на противоположный, тогда как порядок расположения компрессоров высокого и низкого давления остался таким же. В этом втором варианте предпочтительно камера сгорания расположена в задней части газотурбинного двигателя (то есть со стороны, противоположной компрессорам, относительно турбин). Таким образом, облегчается доступ к камере сгорания для ее обслуживания или ее замены.

Предпочтительно газотурбинный двигатель согласно второму варианту содержит канал выброса газов, расположенный ниже по потоку от турбины низкого давления, и газовую трубу, соединяющую выход компрессора высокого давления с камерой сгорания, расположенной выше по потоку от турбины высокого давления, при этом газовая труба проходит через канал выброса газов, проходя через теплообменник для передачи тепла газов, выходящих из турбины низкого давления, к газам, проходящим в газовой трубе.

Теплообменник обеспечивает термический контакт между газовой трубой и каналом выброса газов. Теплообменник позволяет нагревать газы, выходящие из компрессора высокого давления, до их попадания в камеру сгорания, что позволяет уменьшить тепловые потери и повысить КПД газотурбинного двигателя.

Предпочтительно газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением является вертолетным газотурбинным двигателем.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания различных вариантов выполнения, представленных в качестве неограничительных примеров. Это описание представлено со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид первого варианта выполнения газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

Фиг. 2 - схематичный вид второго варианта выполнения газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРИМЕРОВ ВЫПОЛНЕНИЯ

На фиг. 1 представлен первый вариант выполнения газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением, соответствующий описанному выше первому варианту. Стрелками показано направление течения газов внутри газотурбинного двигателя 10. Воздух поступает в газотурбинный двигатель 10 через воздухозаборный канал 11, а газообразные продукты сгорания выходят через канал 22 выброса газов. Газотурбинный двигатель 10 является вертолетным газотурбинным двигателем.

В направлении течения газов газотурбинный двигатель 10 последовательно содержит компрессор 12 низкого давления, компрессор 14 высокого давления, камеру 16 сгорания, турбину 18 высокого давления и турбину 20 низкого давления. В этом примере компрессор 14 высокого давления является центробежным компрессором, тогда как компрессор 12 низкого давления является осевым компрессором. Разумеется, согласно варианту, компрессор высокого давления может быть осевым, и/или компрессор низкого давления может быть центробежным. Газовая труба 15 соединяет выход компрессора 14 высокого давления с входом камеры 16 сгорания для подачи сжатого воздуха из компрессора 14 высокого давления в камеру 16 сгорания. Следует отметить, что на фиг. 1 и 2 неподвижные элементы компрессоров 12 и 14 и турбин 18 и 20 показаны заштрихованными, тогда как подвижные элементы не заштрихованы.

Компрессор 14 высокого давления связан во вращении с турбиной 20 низкого давления первым валом 24. Компрессор 12 низкого давления связан во вращении с турбиной 18 высокого давления вторым валом 26. Первый вал 24 коаксиально проходит через второй вал 26, при этом первый и второй валы 24 и 26 определяют осевое направление Х (или ось Х). В этом первом примере выполнения, как показано на фиг. 1 слева направо, компрессор 14 высокого давления, компрессор 12 низкого давления, турбина 18 высокого давления и турбина 20 низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления Х.

Первый вал 24, связанный с турбиной 20 низкого давления, является ведущим валом газотурбинного двигателя 10. Этот первый вал 24 входит в зацепление с трансмиссионным валом 28, вращающим несущий винт вертолета (не показан), например, через набор зубчатых колес, как показано на фиг. 1, или напрямую (не показано). Согласно варианту, между первым валом 24 и трансмиссионным валом 28 установлено сцепление для запуска. В этом примере соединение первого вала 24 с трансмиссионным валом 28 находится в передней части газотурбинного двигателя 10, то есть слева на фиг. 1.

Средства 30 регулирования регулируют впрыск топлива в камеру 16 сгорания, чтобы турбина 20 низкого давления и, следовательно, несущий винт вертолета вращались по существу с постоянной скоростью, независимо от момента сопротивления, которым несущий винт вертолета действует на первый вал 24. Таким образом, при любом наклоне лопастей несущего винта вертолета на разных режимах полета вертолета и, следовательно, при любом моменте сопротивления, которым несущий винт вертолета действует на первый вал 24, упомянутый несущий винт вращается с постоянной скоростью.

Благодаря средствам 30 регулирования и соединению турбины 20 низкого давления с компрессором 14 высокого давления первым валом 24, компрессор 14 высокого давления вращается с постоянной скоростью. Поскольку турбина 18 высокого давления связана с компрессором 12 низкого давления, изменения скорости вращения турбины 18 высокого давления, происходящие в результате регулирования впрыска топлива в камеру 16 сгорания, влияют на компрессор 12 низкого давления. Таким образом, поскольку компрессор 14 высокого давления работает нормально, то есть способен сжимать газы, выходящие из компрессора 12 низкого давления, на всем диапазоне изменения скорости вращения компрессора 12 низкого давления в нормальном режиме или в промежуточном режиме (то есть в частичном режиме или режиме половины мощности) устраняются явления помпажа между компрессорами 12 и 14 низкого и высокого давления.

На фиг. 2 представлен второй вариант выполнения газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением, соответствующий описанному выше второму варианту. Стрелками показано направление течения газов внутри газотурбинного двигателя 100. Описание элементов, общих с первым вариантом выполнения, опускается, и они сохраняют свои обозначения, при этом описание их работы тоже опускается. Так же, как и в первом варианте выполнения, компрессор 12 низкого давления является осевым компрессором, но в варианте его можно заменить центробежным компрессором. Точно так же компрессор 14 высокого давления является центробежным компрессором, но в варианте его можно заменить осевым компрессором.

В газотурбинном двигателе 100 второй вал 26 коаксиально проходит в первом валу 24, при этом первый и второй валы 24 и 26 определяют осевое направление Х (или ось Х). В этом втором варианте выполнения, как показано на фиг. 2 слева направо, компрессор 12 низкого давления, компрессор 14 высокого давления, турбина 20 низкого давления и турбина 18 высокого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления Х. В этом примере камера 16 сгорания расположена в задней части газотурбинного двигателя 100, то есть справа на фиг. 2.

Газовая труба 15 проходит через канал 22 выброса, проходя через теплообменник 34. Естественно, теплообменник 34 не перекрывает канал 22 выброса, и газы свободно выходят наружу, по меньшей мере, частично обдувая теплообменник 34. Таким образом, газы, выбрасываемые из газотурбинного двигателя 100, входят в непосредственный термический контакт с теплообменником 34 и передают свое тепло газам, проходящим в трубе 15, через теплообменник 34. В варианте газовая труба 15 не проходит через канал 22 выброса, и никакой теплопередачи не происходит.

Следует отметить, что воздухозаборный канал 11 и газовая труба в первом и втором вариантах выполнения и канал 22 выброса во втором варианте выполнения не имеют симметрии вращения, что позволяет, в частности, расположить воздухозаборный канал 11 и газовую трубу в первом варианте выполнения и механическую трансмиссию между валами 24 и 28 во втором варианте выполнения. В зависимости от вариантов воздухозаборный канал 11, газовая труба 15 и/или канал 22 выброса могут иметь разную геометрическую форму, с симметрией вращения или без нее.

1. Газотурбинный двигатель (10, 100), содержащий компрессор (12) низкого давления, компрессор (14) высокого давления, турбину (20) низкого давления, турбину (18) высокого давления и средства (30) регулирования для регулирования скорости вращения турбины (20) низкого давления до по существу постоянной скорости, в котором турбина (20) низкого давления связана первым валом (24) с компрессором (14) высокого давления, тогда как турбина (18) высокого давления связана вторым валом (26) с компрессором (12) низкого давления, при этом первый вал (24) коаксиально проходит через второй вал (26), при этом первый и второй валы (24, 26) определяют осевое направление (Х), отличающийся тем, что компрессор (14) высокого давления, компрессор (12) низкого давления, турбина (18) высокого давления и турбина (20) низкого давления расположены в этом порядке вдоль осевого направления (Х).

2. Газотурбинный двигатель (10) по п. 1, являющийся вертолетным газотурбинным двигателем.



 

Похожие патенты:

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.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. .
Наверх