Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя



Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя
Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя
Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2617026:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя. Воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника. Изобретение направлено на повышение экономичности и тяги двигателя в условиях взлета. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Основным трендом для дозвуковых ТРДД является повышение их экономичности (фиг. 1). Достигается это за счет увеличения степеней повышения давления и степеней двухконтурности ТРДД. Степени повышения давления в ТРДД практически достигли своих максимальных значений π=50…60 (ограничены жаропрочностью лопаток компрессора ~1000 К). Степени двухконтурности ТРДД можно повысить двумя путями: а) увеличением диаметра вентилятора, б) уменьшением диаметра компрессора. Первый путь практически исчерпан (диаметры вентиляторов ТРДД достигли трех метров). Остается второй путь - уменьшение диаметра компрессора (внутреннего контура), но для этого необходимо повышать температуру газа перед турбиной.

Решить эту задачу только за счет жаропрочности материалов нельзя (жаропрочные стали работают эффективно до 1200…1300 К), а значит, необходимы эффективные системы охлаждения тех же лопаток.

Эффективность систем охлаждения во многом определяется температурой охлаждающего воздуха.

Известен способ понижения температуры охлаждающего воздуха, заключающийся в использовании теплообменника, установленного во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего степень двухконтурности менее единицы (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003. С. 656, рис. 22.1). Эффективность способа ограничена хладоресурсом воздуха, проходящего через второй контур, размерами теплообменника, эффективностью теплообменных процессов, происходящих в теплообменнике.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков.

Поставленная задача достигается тем, что во втором контуре ТРДД со степенью двухконтурности более десяти установлен циркуляционный теплообменник, в котором циркулирует воздух высокого давления. Часть этого воздуха используется для охлаждения двигателя. Изъятый из обращения воздух замещается воздухом, поступающим из компрессора двигателя. Циркуляция воздуха обеспечивается центробежным компрессором, замещение воздуха осуществляется в смесителе.

Сущность изобретения заключается в том, что за счет увеличения времени теплообмена (воздух несколько раз проходит через теплообменник), а также площади контактной поверхности теплообменника (размеры ТРДД при заявленных степенях двухконтурности позволяют сделать это) количество тепла q, которое отводится от воздуха, поступающего из компрессора, увеличивается, соответственно, температура воздуха, поступающего в систему охлаждения, уменьшается: Тх*к*-q/cp, где Тк* - температура воздуха за компрессором, ср - теплоемкость воздуха при постоянном давлении.

На фиг. 1 показаны тягово-экономические показатели дозвуковых ТРДД;

на фиг. 2 изображен ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре;

на фиг. 3 изображен термодинамический цикл ТРДД в P-υ координатах;

на фиг. 4 показаны характеристики эффективности циркуляционного теплообменника;

на фиг. 5 показаны зависимости тяги двигателя Ro от температуры газа Тг* и степени двухконтурности m в условиях взлета;

на фиг. 6 показаны зависимости удельного расхода топлива от температуры газа Тг* и степени двухконтурности m в условиях взлета;

на фиг. 7 показаны зависимости тяги двигателя Rн от температуры газа Тг* и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета;

на фиг. 8 показаны зависимости удельного расхода топлива Суд от температуры газа Тг* и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета.

Система охлаждения ТРДД (фиг. 2) включает: теплообменник 1, центробежный компрессор 2, камеру смешения 3, соединительные каналы.

Работа системы охлаждения осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором двигателя и подается в камеру смешения 3 и далее в теплообменник 1. Охлажденный в теплообменнике 1 воздух поступает в систему охлаждения двигателя и в центробежный компрессор 2, который нагнетает его в камеру смешения 3. В камере смешения охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из двигателя. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в камеру смешения 3 от двигателя, и теплом, отводимым через теплообменник 1 во второй контур.

На фиг. 3 изображен цикл ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. Цикл состоит из основного и вспомогательного циклов. Основной цикл - цикл Брайтона. Вспомогательный цикл - цикл 1-2-3, работа которого тратится на проталкивание воздуха через каналы теплообменника 1 (фиг. 1). Рабочим телом вспомогательного цикла является воздух, циркулирующий внутри теплообменника 1. Воздух (процесс 1-2) расширяется и охлаждается в теплообменнике (отводится теплота q2). Охлажденный воздух сжимается до исходного давления (процесс 2-3). При постоянном давлении к воздуху подводится теплота q1 (процесс 3-1 - осуществляется в смесителе). Цикл повторяется. Количество подведенной и отведенной в цикле теплоты равны (q1=q2), так как вся работа расширения (процесс 1-2) преобразуется в теплоту.

Количество отведенной (подведенной) теплоты в цикле 1-2-3 зависит от интенсивности теплообменных процессов и массы рабочего тела цикла.

Интенсивность теплообменных процессов характеризуется коэффициентом интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике

,

где и - температуры воздуха в точках 1 и 2 цикла (фиг. 3),

- температура воздуха на входе в компрессор (за вентилятором).

Масса рабочего тела, участвующего в теплообмене, характеризуется коэффициентом циркуляции воздуха в теплообменнике, который определяется как

,

где Gв - расход воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель,

Gвт - расход воздуха, циркулирующего в теплообменнике.

Температуры воздуха в цикле 1-2-3 определяются как

,

,

,

где - степень повышения давления в центробежном компрессоре;

ηс - к.п.д. в процессе сжатия.

На фиг. 4 показано изменение температуры Т2* на выходе из теплообменника 1 (фиг. 1) в зависимости от коэффициента интенсивности охлаждения воздуха и коэффициента циркуляции δц при температурах воздуха: на входе в компрессор Твк*=300 К, на выходе из компрессора Тк*=900 К (πцк=1,05). Видно, что при коэффициентах циркуляции δц>0,8 интенсивность охлаждения воздуха (снижение Т2*) существенно возрастает, а при коэффициентах циркуляции δц>0,95 степень понижения температуры воздуха в теплообменнике стремится (независимо от коэффициента интенсивности охлаждения ) к теоретическому максимуму - степени повышения температуры воздуха в компрессоре.

Таким образом, циркуляционный теплообменник обладает замечательным свойством - позволяет охлаждать воздух, отбираемый от компрессора, практически до температуры, при которой этот воздух поступает в компрессор.

На фиг. 5…8 показаны характеристики ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. При определении характеристик заданы параметры: степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета πко=60; диаметр вентилятора dв=3,5 м; к.п.д. в процессе сжатия ηс=0,84; к.п.д. в процессе расширения ηр=0,94; механический к.п.д. ηm=0,99; лопатки - монокристаллические с пленочным охлаждением. Крейсерский режим полета: Н=11 км; М=0,8. Параметры эффективности теплообменника: коэффициент интенсивности охлаждения воздуха , коэффициент циркуляции δц=0,95.

Использование циркуляционного теплообменника в ТРДД, как показывают исследования, позволит:

при прочих равных условиях повысить экономичность двигателя на 5…10% в зависимости от условий полета;

достичь в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) общего к.п.д. 40…42% (Суд=0,48…0,43 кг/кгс⋅ч);

повысить тягу двигателя в условиях взлета до 50 тс и более.

Если оценивать в целом, то использование циркуляционного теплообменника в ТРДД является весьма эффективным и, по-видимому, обязательным.

1. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя, заключающийся в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя, отличающийся тем, что воздух в теплообменник поступает из смесителя, в котором воздух, поступающий из компрессора, смешивается с воздухом, поступающим из теплообменника.

2. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что коэффициент циркуляции воздуха в теплообменнике (отношение расхода воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель, к расходу воздуха, циркулирующему в теплообменнике) более 0,9.

3. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что степень двухконтурности двигателя более десяти.

4. Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что воздух из теплообменника подается в смеситель центробежным компрессором.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

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.

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.
Наверх