Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы


 


Владельцы патента RU 2631847:

ЛАБИНАЛЬ ПАУЭР СИСТЕМЗ (FR)
СНЕКМА (FR)

Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока. Разделитель потока расположен ниже по потоку от вентилятора между первичным потоком и вторичным потоком. Разделитель потока имеет по существу треугольное сечение и содержит линию передней кольцевой кромки, образующую ребро атаки, участок внешней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта вторичного потока, и участок внутренней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта первичного потока. Участки внешней и внутренней стенки ограничивают пространство, в котором размещен теплообменник. На участке внешней стенки размещены направляющие лопатки, которые проходят радиально между участком внешней стенки и корпусом, окружающим лопатки вентилятора. Теплообменник содержит камеру, через которую проходит охлаждаемая текучая среда и которая образована между двумя параллельными стенками вдоль внутренней поверхности участка внешней стенки и внутренней поверхности участка внутренней стенки. Теплообменник связан с термоэлектрическим генератором, содержащим первую и вторую поверхности теплообмена. Первая поверхность находится в термическом контакте с вторичным воздушным потоком, а вторая поверхность находится в термическом контакте с текучей средой, охлаждаемой в теплообменнике одной из стенок камеры теплообменника. Первая теплообменная поверхность образует участок стенки разделителя, находящийся ниже по потоку от передней кромки разделителя воздушного потока со стороны тракта вторичного потока внешней поверхности участка внешней стенки разделителя. Изобретение направлено на применение термоэлектрических реакторов в авиационных двигателях. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям, используемым, в частности, в области авиации для обеспечения полетов летательных аппаратов. В частности, оно относится к применению термоэлектрических генераторов в этих двигателях.

Предшествующий уровень техники

Как правило, газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель для летательных аппаратов, является многоосным и многоконтурным. Турбореактивный двигатель, показанный на фиг. 1, содержит, например, в случае двухконтурного двигателя, от входа к выходу гондолу с воздухозаборником, направляющим всасываемый воздух к ротору 2 вентилятора, на выходе которого и на уровне разделителя 3 потока сжатый воздушный поток делится на два концентричных кольцевых потока: первичный центральный поток Fp и вторичный поток Fs, радиально вешний относительно первичного потока. Вторичный поток направляется в отводной канал 4, выпрямляется в зоне 5 вдоль оси ХХ двигателя, после чего удаляется и производит основную часть тяги двигателя, но при этом не нагревается. В примере, представленном на фиг. 1, первичный и вторичный потоки выходят раздельно. Первичный поток Fp направляется через центральное тело 6, которое производит энергию, необходимую для приведения во вращение ротора 2 вентилятора. Центральное тело 6 является газотурбинной установкой, которая содержит компрессорную секцию 7 низкого и высокого давления, питающую сжатым воздухом камеру 8 сгорания, куда впрыскивается топливо и где производятся рабочие газы горения, энергия которых частично преобразуется турбинной секцией 9. Роторы турбины механически соединены с роторами компрессоров, в том числе с ротором вентилятора, и приводят их во вращение.

Поскольку вес и расход топлива являются двумя критическими факторами в области авиации, то постоянно ведутся поиски решений, позволяющих уменьшить массу компонентов, с одной стороны, и использовать рассеиваемую энергию, не преобразованную в механическую энергию, с другой стороны.

Известны термоэлектрические элементы, которые расположены между двумя источниками тепла с температурным градиентом, один из которых является холодным, а другой - горячим, и выполнены с возможностью преобразования проходящей через них тепловой энергии в электрическую энергию. Пример таких элементов представлен в патентной заявке DE 10 2008 055946 А1, где такие элементы установлены на масляном или охлаждающем контуре теплового двигателя.

На фиг. 2 представлен пример термоэлектрического элемента 10. Он содержит полупроводниковые элементы 11 и 12, соответственно легированные по типу N и по типу Р. Эти два элемента соединены с одной стороны электрическим соединением 13 и заканчиваются, каждый, другим электрическим соединением, образующим клеммы 14 и 15. Элемент установлен между двумя подложками 16 и 17, которые являются электрическими изоляторами, но проводят тепло. Между подложками 16 и 17 объединяют множество элементов, последовательно соединяя их при помощи клемм 14 и 15; таким образом, элементы располагаются термически параллельно и образуют термоэлектрический генераторный модуль, который в дальнейшем будет называться модулем ТЭГ.

Такой модуль ТЭГ, если его установить между двумя источниками тепла, - горячим с высокой температурой в термическом контакте с подложкой 16 и холодным с низкой температурой в контакте с другой подложкой 17, - может производить электрический ток между клеммами 14 и 15, где клеммы соединены последовательно. Эффективность модуля ТЭГ зависит от нескольких факторов, среди которых можно указать материалы полупроводников, число p-n-переходов, их сечение, их геометрия, их толщина и - для данного модуля - разность температуры между горячим источником и холодным источником.

Уже было предложено использовать энергию, рассеиваемую в газотурбинном двигателе и, в частности, в турбореактивном двигателе.

Так, компания «Turboméca» разработала конструкцию термоэлектрических генераторов в авиационном газотурбинном двигателе, описанную в патентной заявке WO 2010/089505. Она образована концентричными кольцевыми элементами, каждый из которых содержит множество термоэлектрических элементов. Кольцевые элементы образуют между собой каналы циркуляции холодного газа и каналы циркуляции горячих газов. Каналы тоже являются концентричными и сообщаются друг с другом. Холодная текучая среда проходит по одной стороне каждого из элементов, а горячая текучая среда проходит по противоположной стороне этих элементов. Текучие среды, которые можно использовать соответственно в качестве холодного или горячего источников, могут быть топливом двигателя, его охлаждающим или смазочным маслом, наружным воздухом, воздухом, отбираемым из компрессора, или газами, отбираемыми из удаляемого газового потока на выходе турбины.

Электрическую энергию, производимую этим устройством, используют для питания агрегатов двигателя, например, блока FADEC, или насосов, вращаемых электрическими двигателями.

Были также предложены другие варианты использования генераторов ТЭГ, например, в патентных заявках DE 10 2007 036930 А1 и US 2009/159110 А1, для отбора теряемого тепла на уровне турбины или компрессора посредством размещения теплообменных поверхностей генератора ТЭГ между первичным потоком и вторичным потоком.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является другое применение генераторов ТЭГ в авиационных двигателях.

В связи с этим объектом изобретения является турбореактивный двигатель с передним вентилятором, содержащий по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока ниже по потоку от вентилятора между первичным потоком и вторичным потоком.

Турбореактивный двигатель отличается тем, что теплообменник содержит по меньшей мере один термоэлектрический генератор, содержащий первую и вторую поверхности теплообмена, из которых первая поверхность находится в термическом контакте с упомянутым воздушным потоком, а вторая поверхность находится в термическом контакте с охлаждаемой текучей средой, при этом упомянутая первая поверхность термоэлектрического генератора образует элемент стенки разделителя, находящийся ниже по потоку от его передней кромки со стороны тракта вторичного потока.

Охлаждаемая текучая среда, в основном масло, поступает от агрегатов и устройств двигателя, которые рассеивают тепло, возникающее при внутреннем трении, и которые нуждаются в смазке и охлаждении. Например, речь идет о корпусах подшипников различных вращающихся валов и о зубчатых передачах, приводящих во вращение вспомогательные агрегаты.

Большой температурный градиент между охлаждаемыми текучими средами и воздухом, циркулирующем в воздушном тракте ниже по потоку от вентилятора, способствует, при всех прочих равных условиях, обеспечению оптимальной эффективности термоэлектрических генераторов.

Кроме того, расположение термического генератора на уровне разделителя позволяет уменьшить аэродинамические потери, которые могут возникать из-за присутствия элементов теплообменника, входящих в контакт с воздушным потоком. В случае необходимости, первую поверхность генератора ТЭГ можно интегрировать в структуру стенки обтекателя, поскольку она является теплопроводной.

Таким образом, заявленное решение способствует охлаждению этих текучих сред и одновременно обеспечивает отбор части тепловой энергии, которая в противном случае была бы потеряна. Производимая электрическая энергия зависит от протяженности поверхности холодного источника, и ее предпочтительно используют для питания органов, таких как приводы статорных лопаток переменной геометрии спрямляющих аппаратов, установленных между компрессорными ступенями, называемыми в данной области VSV, и разгрузочными вентилями компрессоров, называемыми VBV.

В частности, предпочтительно первую поверхность располагают выше по потоку от неподвижных направляющих лопаток, предназначенных для спрямления вторичного воздушного потока. Действительно, за счет этого получают достаточное пространство в этой зоне, ограниченной между передней кромкой разделителя и направляющими лопатками, называемыми OGV от «outlet guide vanes».

Согласно другому варианту выполнения, упомянутый элемент стенки разделителя, расположенный ниже по потоку от кромки разделения воздушного потока, содержит радиальные ребра для теплообмена с вторичным воздушным потоком. Это решение, хотя и является менее эффективным с точки зрения аэродинамики, позволяет увеличить теплообмены между термодинамическими генераторами и вторичным воздушным потоком, если в этом возникает необходимость.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение и его другие цели, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта выполнения изобретения, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - вид в разрезе по плоскости, проходящей через ось установки двухконтурного турбореактивного двигателя, на котором можно применять изобретение.

Фиг. 2 - схематичный вид примера термоэлектрического элемента, который можно использовать в рамках изобретения.

Фиг. 3 - частичный вид в разрезе разделителя турбореактивного двигателя, показанного на фиг. 1, на котором применено термоэлектрическое устройство в соответствии с изобретением.

Фиг. 4 - вариант установки, показанной на фиг. 3.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Как показано на фиг. 1, воздушный поток, сжатый вентилятором 2, делится на два концентричных кольцевых потока, первичный и вторичный, проходя через разделитель 3 потока. Первичный воздушный поток направляется не показанными направляющими лопатками, называемыми IGV, в центральное тело, а вторичный поток направляется в канал холодного потока, ограниченный изнутри кожухом центрального тела и снаружи обтекателем вентилятора.

Выходящий из вентилятора кольцевой воздушный поток делится на два концентричных потока передней кольцевой кромкой обтекателя центрального тела 6, образующей разделитель 3 потока, показанный в увеличенном виде на фиг. 3.

В радиальной плоскости, содержащей ось ХХ двигателя, разделитель имеет по существу треугольное сечение; он содержит участок 32 стенки, проходящий в сторону выхода от линии передней кольцевой кромки 31, образующей ребро атаки. Этот участок стенки ограничивает радиально изнутри входную часть тракта вторичного потока. Он продолжен вдоль вторичного тракта после направляющих лопаток OGV 5, выполненных с возможностью спрямления вторичного потока по оси ХХ.

Начиная от передней кромки 31, разделитель потока содержит участок 33 стенки, который ограничивает радиально снаружи входную часть тракта первичного потока.

Таким образом, этот разделитель образует пространство между двумя участками 32 и 33 стенки, объем которого является достаточным для размещения теплообменника воздух/масло.

На фиг. 3 показана конструкция теплообменника, включающая в себя термоэлектрический генератор.

Теплообменник 40 содержит камеру 41, через которую проходит охлаждаемая текучая среда и которая образована между двумя параллельными стенками 44 и 45 вдоль внутренней стороны элемента 32 стенки вторичного тракта. Текучая среда поступает в эту камеру через вход 42, сообщающийся с контуром через трубчатый канал. Внутри камеры 41 выполнен контур, обеспечивающий оптимальный теплообмен с радиально наружной стенкой 44. Камера содержит выход 43 текучей среды, сообщающийся через трубчатый канал с контуром текучей среды. Внутренние каналы камеры образуют, например, змеевик с основным осевым или периферическим направлением.

Радиально наружная стенка 44 входит в термический контакт с термоэлектрическим генераторным модулем 46 и образует его горячий источник. Термоэлектрический генераторный модуль содержит множество термоэлектрических элементов, описанных со ссылками на фиг. 2, которые установлены между двумя теплопроводными стенками 47 и 48. Стенка 48 находится в термическом контакте с радиально наружной стенкой 44 камеры 40, через которую проходит охлаждаемая текучая среда.

Противоположная стенка 47 модуля ТЭГ интегрирована во внутреннюю стенку 32 тракта вторичного потока или находится в термическом контакте с элементом стенки, образующей обтекатель центрального тела 6. Таким образом, упомянутая стенка имеет температуру воздуха вторичного потока Fs.

Выбранный модуль зависит от имеющейся в наличии поверхности для установки генераторов ТЭГ. При этом принимаются в расчет такие параметры, как их материалы, число p-n-переходов, их сечение, их геометрия, их толщина. Предпочтительно используют модуль, термическое сопротивление которого является как можно более низким, чтобы не снижать КПД теплообменника.

Во время работы двигателя, когда летательный аппарат находится в полете, разность температуры между двумя стенками 47 и 48 создает разность потенциалов между клеммами полупроводниковых элементов, производя электрический ток. Электрический ток, появляющийся в 49, можно направлять в агрегаты турбореактивного двигателя, требующие электрического питания.

На фиг. 4 представлен вариант выполнения. Элементы, одинаковые с фиг. 3, имеют те же цифровые обозначения, увеличенные на 100.

Теплообменник 400 содержит вход 142 текучей среды и выход 143 текучей среды между стенками 144 и 145 камеры 141, которая находится в термическом контакте с термоэлектрическим генератором 146. Горячая стенка 148 генератора ТЭГ 146 находится в термическом контакте со стенкой 144 теплообменника. Холодная стенка 147 генератора ТЭГ входит в термический контакт с ребрами 150, выполненными радиально от стенки 32 разделителя 3.

Как и в предыдущем варианте, электрический ток, производимый генератором ТЭГ, отбирается на клеммах 149 проводников и направляется на соответствующие агрегаты.

1. Турбореактивный двигатель с передним вентилятором, содержащий

по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда (40, 140), посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и

разделитель (3) потока ниже по потоку от вентилятора между первичным потоком и вторичным потоком, причем разделитель (3) потока имеет по существу треугольное сечение и содержит линию передней кольцевой кромки (31), образующую ребро атаки, участок (32) внешней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта вторичного потока, и участок внутренней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта первичного потока, причем участки внешней и внутренней стенки ограничивают пространство, в котором размещен теплообменник,

при этом на участке (32) внешней стенки размещены направляющие лопатки (5), которые проходят радиально между участком внешней стенки и корпусом, окружающим лопатки вентилятора,

при этом указанный теплообменник (40, 140) содержит камеру (41), через которую проходит охлаждаемая текучая среда и которая образована между двумя параллельными стенками (44, 45) вдоль внутренней поверхности участка (32) внешней стенки и внутренней поверхности участка внутренней стенки, при этом теплообменник (40, 140) связан с термоэлектрическим генератором (46, 146), содержащим первую (47, 147) и вторую (48, 148) поверхности теплообмена, из которых первая поверхность находится в термическом контакте с упомянутым вторичным воздушным потоком, а вторая поверхность находится в термическом контакте с текучей средой, охлаждаемой в теплообменнике (40, 140) одной из стенок указанной камеры (41) теплообменника, при этом упомянутая первая теплообменная поверхность (47, 147) образует участок (32) стенки разделителя, находящийся ниже по потоку от передней кромки (31) разделителя воздушного потока со стороны тракта вторичного потока (Fs) внешней поверхности участка внешней стенки разделителя.

2. Турбореактивный двигатель по п. 1, в котором упомянутая первая поверхность (47, 147) расположена выше по потоку от неподвижных направляющих лопаток (5), предназначенных для спрямления вторичного потока (Fs).

3. Турбореактивный двигатель по п. 1, в котором упомянутый участок (32) стенки разделителя, расположенный ниже по потоку от передней кромки (31), содержит радиальные ребра (150) для теплообмена с воздушным потоком.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель содержит компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, вентилятор и систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки.

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания.

Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности.

Коробка (140) приводов агрегатов газотурбинного двигателя для летательного аппарата содержит кожух (42), тягу (115) управления рулями летательного аппарата, выполненную с возможностью скольжения в осевом направлении внутри коробки (140), и силовой цилиндр (120) привода тяги (115), установленный на упомянутом кожухе (42).

Изобретения относятся к турбокомпрессорной установке. Установка содержит газотурбинный двигатель, предназначенный для преобразования тепловой энергии в механическую энергию, центробежный компрессор, содержащий присоединенный к валу газотурбинного двигателя и единственный смазочный насос, предназначенный для подачи синтетического масла к газотурбинному двигателю и центробежному компрессору.

Устройство приводного вала газотурбинного двигателя содержит приводной вал, круглый корпус, круглый обод, окружающий корпус, полую радиальную опору и опорный подшипник вала, установленный между первичным валом и манжетой.

При передаче электрической энергии в летательном аппарате, содержащем вспомогательную силовую установку, основные двигатели и оборудование - конечные потребители, обеспечивают передачу электрической энергии между компонентами летательного аппарата.

Коробка приводов агрегатов газовой турбины содержит переднюю и заднюю боковые стороны, периферийный выступающий край, а также блок шестерен, состоящий из нескольких находящихся в зацеплении зубчатых колес.

Изобретения относятся к двигателестроению, а именно к конструкциям привода коробок приводных агрегатов газотурбинного двигателя, и могут быть использованы в газотурбинных двигателях авиационного и наземного применения.

Валоповоротное и пусковое устройство газотурбинной установки содержит приводной двигатель, редуктор и обгонную муфту ротора компрессора. Редуктор содержит коробку передач с тремя парами взаимозацепленных шестерен и простой трехзвенный планетарный механизм.

Турбореактивный двигатель содержит промежуточный картер с радиальными рукавами и приводным валом коробки зубчатых передач вспомогательных механизмов. Приводной вал установлен в радиальном рукаве, причем рукав включает промежуточный подшипник для опоры приводного вала.

Изобретение относится к воздушному блокировочному кольцу в сборе и, в частности, к воздушному блокировочному кольцу в сборе, имеющему радиальное крепление. Воздушное блокировочное кольцо (40) в сборе содержит ближний конец и дальний конец, блокировочное кольцо, имеющее выступ, и опору блокировочного кольца, имеющую участок стенки.
Наверх