Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета



Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета
Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета
Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета
Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета
Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета

 


Владельцы патента RU 2605143:

Сиротин Валерий Николаевич (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета. Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью. Достигается повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя. 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета.

Из уровня техники (RU 2457151 С1) известен маневренный самолет с газодинамической системой управления, который содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя, газодинамическую систему управления и систему охлаждения турбин высокого давления.

Недостатком данного самолета является слабое охлаждение турбины высокого давления, а следовательно - сильный перегрев каждой турбины турбореактивного двигателя.

За прототип была взята система охлаждения турбореактивного двигателя самолета (RU 2371352 C1), который содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель с турбиной высокого давления, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги и систему охлаждения турбины высокого давления.

Недостатком прототипа также является сильный перегрев турбины турбореактивного двигателя за счет недостаточной эффективности работы системы охлаждения турбин высокого давления.

Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя, а именно снижение температуры рабочего колеса каждой турбины высокого давления первого и второго контура, и связанного с ним уменьшения радиального зазора между статором и рабочим колесом в схеме двухконтурного двигателя.

В заявленной системе лопатки турбин высокого давления охлаждаются воздухом, отобранным у испарителя, который расположен внутри турбин высокого давления. Работающий испаритель понижает температуру внутри турбин высокого давления. Охлажденный воздух, направляемый козырьком в виде ковша, расположенного возле каждой лопатки турбин высокого давления, выбрасывается сверху лопатки между стенками статора радиального зазора.

Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками (лопастями) и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг. 1 - изображен продольный разрез двигателя с системой охлаждения.

На фиг. 2 - показан продольный разрез двигателя с системой охлаждения турбины высокого давления.

На фиг. 3 - изображена схема работы системы охлаждения турбореактивного двигателя.

На фиг. 4 - изображена рабочая лопатка турбины высокого давления.

На фиг. 5 - изображена часть турбины высокого давления в разрезе и разрез лопатки.

Система охлаждения турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) содержит первую турбину высокого давления (1) и вторую турбину высокого давления (4). Первая турбина высокого давления (1) расположена на наружном валу (2), на котором также расположены турбины (3) компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления (4) расположена на внутреннем валу (5), на котором также расположены турбины компрессора (6) первого контура, а также турбины низкого давления (7). Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители (8а) и (8б), охлаждающие внутреннюю полость турбин высокого давления. Охлажденный воздух испарителями (8а) и (8б) из полости турбин (1) и (4) высокого давления направляется ковшеобразным козырьком (10) (см. фиг. 5) в эллипсовидную полость (11) лопатки (12) турбин (1) и (4) высокого давления, и охлажденный воздух выбрасывается через радиальный зазор (13) между статором корпуса (14) двигателя и лопатки (12) рабочего колеса турбин высокого давления в сопло турбореактивного двигателя.

Система охлаждения турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом:

напряжение с генераторов подается на электростартер (15), расположенный на корпусе редуктора (16), соединенный зубчатой передачей (17) с наружным валом (2). Электростартер (15) начинает вращать наружный вал (2), на котором расположены турбины (3) компрессора второго контура, а также турбина (1) высокого давления. Одновременно на форсунки (18), расположенные внутри камеры сгорания (19), подается топливо, после чего происходит поджог топлива. Горящее пламя из камеры сгорания (19) направляется на лопатки (12) вращающего рабочего колеса турбины (1) высокого давления. После повышения температуры на турбине высокого давления турбина (4) начинает самостоятельно вращаться. Турбина высокого давления (4), расположенная на внутреннем валу (5), начинает вращать турбины компрессора (6) первого контура, а также турбины низкого давления (7). Двигатель начинает работать в штатном режиме, при этом одновременно работает компрессор (20), расположенный на редукторе (16) с зубчатой передачей (17). В процессе работы компрессор (20) засасывает пары фриона, сжимает их и нагнетает их в конденсатор (21), расположенный снаружи корпуса фюзеляжа самолета (на фиг. 1 изображено схематично). В конденсаторе (21) горячие пары фриона охлаждаются забортным воздухом, после чего пары фриона переходят в жидкое состояние. Жидкий фрион под давлением нагнетается и поступает в капиллярную трубку и через нее во внутренний испаритель (8а) и наружный испаритель (8б), расположенный внутри бака (22) с незамерзающей жидкостью.

Таким образом, в испарителях (8а) и (8б) образуется давление ниже, чем в конденсаторе (21), поэтому поступающий жидкий фрион испаряется, отнимая тепло от стенок испарителей (8а) и (8б) и соприкасающегося с ним воздуха в полостях турбин высокого давления, а также в баке (22) с незамерзающей жидкостью. Пары фриона из испарителей (8а) и (8б) отсасываются в компрессор (20), и цикл повторяется. Для поддержания требуемого теплового режима внутри полости турбин высокого давления (1) и (4) рядом с испарителем (8) расположен датчик температуры, а также датчик температуры расположен внутри бака (22) с незамерзающей жидкостью. Оба показания температурного режима с обоих датчиков приходят на дисплей в кабину пилота.

Охлаждение воздуха внутри полости турбин высокого давления, а также охлаждение жидкости в баке, прикрепленном к статору корпуса двигателя, уменьшают температуру рабочего колеса турбин высокого давления, увеличивая тем самым ресурс и надежность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД). Понижение уровня температуры рабочего колеса турбин высокого давления, а также рабочего места статора корпуса двигателя уменьшает его расширение и позволяет уменьшить радиальный зазор между торцом лопатки и статором корпуса, увеличивая КПД турбин высокого давления и повышая экономичность двигателя.

Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, характеризующаяся тем, что включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления, причем первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления, причем внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители, при этом система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок, причем компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью.



 

Похожие патенты:

Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления.

Изобретение относится к паровым и газовым турбинам. Турбина с нагревом проточной части, по меньшей мере, включает в себя корпус с каналом для газа или жидкости нагрева проточной части, ротор, рабочие лопатки; входной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части, выходной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части; входной патрубок рабочего тела, выходной патрубок рабочего тела, подшипниковый узел, концевое уплотнение.

Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки включает рабочие и сопловые лопатки с элементами их подключения к системе охлаждения. Система охлаждения представляет собой электропроводящую схему, соединяющую анод и катод.

Изобретение относится к двигателю внутреннего сгорания, содержащему по меньшей мере одну турбину с жидкостным охлаждением, в котором турбина, содержащая кожух, снабжена по меньшей мере одной рубашкой охлаждения, встроенной в кожух для формирования системы жидкостного охлаждения.

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела.

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину.

Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха.

Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии.

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник.

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур.
Наверх