Турбореактивный двигатель с системой охлаждения двух турбин высокого давления

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя. Технический результат достигается тем, что турбореактивный двигатель для самолета содержит размещенные в корпусной мотогондоле первую турбину 3 высокого давления, вторую турбину 4 высокого давления и компрессоры, один из которых 2 соединен через наружный вал 10 с первой турбиной 3 высокого давления, другой компрессор 5 соединен через средний вал 11 со второй турбиной 4 высокого давления, третий компрессор 7 соединен через внутренний вал 20 с турбиной 8 низкого давления. Турбореактивный двигатель содержит систему охлаждения турбин высокого давления 3 и 4, включающую внутренние испарители 16, расположенные внутри турбин 3 и 4 высокого давления, наружный испаритель 17, расположенный внутри бака с незамерзающей жидкостью, конденсатор 15 и компрессор 21 системы охлаждения, установленный на внутреннем валу 20, при этом наружный вал 10, средний вал 11 и внутренний вал 20 расположены коаксиально, якорь электростартера-преобразователя и ротор генератора переменного тока расположены на наружном валу, статор генератора переменного тока жестко установлен в корпусной мотогондоле, а конденсатор, наружный испаритель и бак с незамерзающей жидкостью размещены внутри воздуховода, выполненного снаружи корпусной мотогондолы. 7 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления.

Из уровня техники известен турбореактивный двигатель самолета с системой охлаждения двух турбин высокого давления, содержащий корпус, 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, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора и турбины низкого давления. Система охлаждения включает внутренние испарители, расположенные внутри турбин высокого давления. Кроме того, система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором, внутренними и наружным испарителем при помощи капиллярных трубок, причем компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружный испаритель расположен внутри бака с незамерзающей жидкостью (RU 2605143 С1, 20.12.2016).

Недостатком данного изобретения является наличие редуктора расположенного на турбореактивном двигателе, где на редукторе расположен компрессор системы охлаждения, а также недостатком является расположение конденсатора на фюзеляже самолета.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что турбореактивный двигатель для самолета содержит размещенные в корпусной мотогондоле первую турбину 3 высокого давления, вторую турбину 4 высокого давления и компрессоры, один из которых 2 соединен через наружный вал 10 с первой турбиной 3 высокого давления, другой компрессор 5 соединен через средний вал 11 со второй турбиной 4 высокого давления, третий компрессор 7 соединен через внутренний вал 20 с турбиной 8 низкого давления. Турбореактивный двигатель содержит систему охлаждения турбин высокого давления 3 и 4, включающую внутренние испарители 16, расположенные внутри турбин 3 и 4 высокого давления, наружный испаритель 17, расположенный внутри бака с незамерзающей жидкостью, конденсатор 15 и компрессор 21 системы охлаждения, установленный на внутреннем валу 20, при этом наружный вал 10, средний вал 11 и внутренний вал 20 расположены коаксиально, якорь электростартера-преобразователя и ротор генератора переменного тока расположены на наружном валу, статор генератора переменного тока жестко установлен в корпусной мотогондоле, а конденсатор, наружный испаритель и бак с незамерзающей жидкостью размещены внутри воздуховода, выполненного снаружи корпусной мотогондолы.

Размещение вращающихся частей электростартера-преобразователя и генератора переменного тока на наружном валу, а их неподвижных частей в соответствующих местах корпусной мотогондолы, позволило отказаться от использования в конструкции турбореактивного двигателя редуктора, что в свою очередь, позволило повысить обороты на турбинах турбореактивного двигателя и, соответственно, увеличить мощность турбореактивного двигателя.

Изменения в конструкции турбореактивного двигателя, заключающиеся в расположении конденсатора внутри воздуховода, где происходит принудительное охлаждение конденсатора потоком холодного воздуха, исходящего от компрессоров двигателя, позволили повысить эффективность системы охлаждения турбин высокого давления. Таким образом, становится возможным увеличение температуры на выходе из камер сгорания и, соответственно, увеличение мощности турбореактивного двигателя.

Заявленное изобретение поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображен продольный разрез двигателя с системой охлаждения.

На фиг. 2 изображена корпусная мотогондола с частичным продольным разрезом.

На фиг. 3 изображен компрессор.

На фиг. 4 изображена схема системы охлаждения турбореактивного двигателя.

На фиг. 5 изображен частичный продольный разрез двигателя с системой охлаждения турбины высокого давления.

На фиг. 6 изображена часть турбины высокого давления в разрезе и разрез лопатки.

На фиг. 7 изображена рабочая лопатка турбины высокого давления.

Турбореактивный двигатель самолета (фиг. 1) содержит корпусную мотогондолу 1, в которой расположен компрессор 2, соединенный через наружный вал 10 с первой турбиной 3 высокого давления, компрессор 5, соединенный через средний вал 11 со второй турбиной высокого давления 4, турбину низкого давления 6 и компрессор 7, соединенный через внутренний вал 20 с турбиной низкого давления 8. На наружном валу 10 расположены якорь 9 электростартера-преобразователя постоянного тока и ротор 23 генератора переменного тока. Статор 24 генератора переменного тока жестко установлен в корпусной мотогондоле 1. Внутри наружного вала 10, вращается средний вал 11, а внутри среднего вала 11 вращается внутренний вал 20. Таким образом, данные валы установлены коаксиально и вращаются независимо друг от друга. В корпусной мотогогдоле 1 расположены камеры сгорания 12, в которых установлены форсунки 13. Снаружи корпусной мотогондолы 1 расположен воздуховод 14, внутри которого имеется конденсатор 15, соединенный с наружным испарителем 17, расположенным внутри бака 18 с незамерзающей жидкостью 19 (фиг. 5). В турбинах высокого давления 3 и 4 расположены внутренние испарители 16. В хвостовой части корпусной мотогондолы 1 на внутреннем валу 20 расположены два компрессора 21 и 22. Первый компрессор 21 обеспечивает работу системы охлаждения двух турбин высокого давления 3 и 4. Второй компрессор 22 обеспечивает высоким давлением гидравлическую систему управления самолета.

Турбореактивный двигатель работает следующим образом.

После включения летчиком в кабине самолета соответствующего тумблера, от бортового аккумулятора подается напряжение на коммутатор, с коммутатора напряжение поступает на электростартер-преобразователь. Электростартер-преобразователь начинает работать в режиме электродвигателя, и его якорь 9 вращает наружный вал 10, на котором также расположены: компрессор 2, турбина высокого давления 3 и ротор 23 генератора переменного тока. Напряжение постоянного тока одновременно поступает на коммутатор и на ротор 23 генератора переменного тока. При вращении ротора 23 на статоре 24 генератора переменного тока вырабатывается переменное напряжение, которое поступает на коммутатор общей бортовой электросети, и далее с коммутатора переменное напряжение поступает на полупроводниковый выпрямитель, а затем постоянный ток поступает на блок стабилизатора, после чего на преобразователь постоянного высокого напряжения. С преобразователя постоянного высокого напряжения напряжение подается на форсунки 13, расположенные в камерах сгорания 12. Далее осуществляется подача и поджег топлива. Пламя из камер сгорания 12 направляется на лопатки 25 турбины высокого давления 3. Турбина высокого давления 3 начинает вращаться. После повышения температуры на турбине высокого давления 4 она тоже начинает вращаться. При этом, турбина высокого давления 3 через наружный вал 10 вращает компрессор 2. Турбина высокого давления 4 через средний вал 11 вращает компрессор 5 и турбину низкого давления 6. В процессе вращения компрессоров 2 и 5 начинается вращаться компрессор 7, приводя внутренний вал 20 во вращение. Внутренний вал 20 начинает вращать подвижные части 26 компрессоров 21 и 22 и турбину низкого давления 8. При этом, первый компрессор 21 работает на систему охлаждения двух турбин высокого давления 3 и 4.

После набора больших оборотов компрессорами 2, 5, 7 турбореактивного двигателя, на коммутаторе происходит отключение бортового аккумулятора самолета. При вращении якоря 9 электростартера - преобразователя вырабатывается напряжение постоянного тока, коммутатор отключает подачу напряжения постоянного тока с аккумулятора на ротор 23 генератора переменного тока и подключает напряжение постоянного тока с якоря 9 электростартера - преобразователя на ротор 23 генератора переменного тока. При этом на статоре 24 генератора переменного тока вырабатывается напряжение переменного тока, которое поступает на коммутатор общей бортовой электросети самолета и далее на блок стабилизатора напряжения. Таким образом, турбореактивный двигатель начинает работать в штатном режиме.

При этом, система охлаждения двух турбин высокого давления 3 и 4 работает следующим образом.

После набора больших оборотов компрессором 7 работает компрессор 21, который засасывает пары фреона, сжимает их и нагнетает их в конденсатор 15, расположенный внутри воздуховода 14 (фиг. 2). В конденсаторе 15 горячие пары фреона охлаждаются принудительно потоком холодного воздуха исходящего от компрессоров 2, 5, 7 турбореактивного двигателя, после чего пары фреона переходят в жидкое состояние. Жидкий фреон под давлением нагнетается и поступает в капиллярную трубку и через нее во внутренние испарители 16 и наружный испаритель 17, расположенный внутри бака 18, с незамерзающей жидкостью 19. Таким образом, в испарителях 16 и 17 образуется давление ниже, чем в конденсаторе 11, поэтому поступающий жидкий фреон испаряется, отнимая тепло от стенок испарителей 16 и 17 и соприкасающегося с ним воздуха в полостях турбин высокого давления 3 и 4, а также в баке 18 с незамерзающей жидкостью 19. Пары фреона из испарителей 16 и 17 отсасываются в компрессор 21, и цикл повторяется.

Для поддержания требуемого теплового режима внутри полости турбин высокого давления 3 и 4, рядом с внутренними испарителями 16, расположены датчики температуры, еще один датчик температуры расположен внутри бака 18 с незамерзающей жидкостью 19. Показания температурных режимов от датчиков приходят на дисплей в кабину пилота.

Охлаждение воздуха внутри полости лопаток 25 турбин высокого давления 3 и 4, а также охлаждение жидкости в баке 18, прикрепленном к корпусу мотогондолы 1, уменьшает температуру нагрева лопаток 25 турбин высокого давления 3 и 4, что позволяет увеличить температуру на выходе из камер сгорания 12. Струя пламени повышенной температуры, направленная из камер сгорания 12 на лопатки 25 турбин высокого давления 3 и 4, позволяет повысить мощность турбореактивного двигателя. Наличие компрессора 7 и турбины низкого давления 8, так же увеличивает мощность турбореактивного двигателя. Не маловажную роль играет отсутствие редуктора, наличие которого на турбореактивном двигателе ограничивало скорость вращения турбин турбореактивного двигателя.

Новое решение изменения в конструкции турбореактивных двигателей позволяет повысить мощность турбореактивного двигателя, а так же его надежность в работе на любых режимах полета.

Турбореактивный двигатель для самолета, характеризующийся тем, что содержит размещенные в корпусной мотогондоле первую турбину 3 высокого давления, вторую турбину 4 высокого давления и компрессоры, один из которых 2 соединен через наружный вал 10 с первой турбиной 3 высокого давления, другой компрессор 5 соединен через средний вал 11 со второй турбиной 4 высокого давления, третий компрессор 7 соединен через внутренний вал 20 с турбиной 8 низкого давления, кроме того, содержит систему охлаждения турбин высокого давления 3 и 4, включающую внутренние испарители 16, расположенные внутри турбин 3 и 4 высокого давления, наружный испаритель 17, расположенный внутри бака с незамерзающей жидкостью, конденсатор 15 и компрессор 21 системы охлаждения установленный на внутреннем валу 20, при этом наружный вал 10, средний вал 11 и внутренний вал 20 расположены коаксиально, якорь электростартера-преобразователя и ротор генератора переменного тока расположены на наружном валу, статор генератора переменного тока жестко установлен в корпусной мотогондоле, а конденсатор, наружный испаритель и бак с незамерзающей жидкостью размещены внутри воздуховода, выполненного снаружи корпусной мотогондолы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате. Бесфорсажный турбореактивный двигатель включает газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и с компрессором высокого давления, канал наружного контура, соединенный с последней ступенью вентилятора и со смесителем.

Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос.

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из адаптивного вентилятора разделяют на три потока.

Трехъярусная рабочая лопатка турбовентилятора содержит последовательно расположенные от корпуса турбовентилятора к диску ротора рабочую лопатку вентилятора и рабочую лопатку турбины, соединенные между собой посредством промежуточного элемента с образованием трех проточных газовых каналов.

Изобретение относится к энергетике. Предлагается камера смешения форсажной камеры, которая включает внешний кольцевой корпус, кок-стекатель и оболочку, на которой расположены радиально направленные пилоны-воздуховоды, закрепленные с противоположной стороны на общем разделителе, который делит внутренний контур на центральную и вешнюю части, а также обеспечивает подачу воздуха наружного контура, через полости пилонов, непосредственно в центральную часть внутреннего контура, тем самым обеспечивая равномерное распределение кислорода по радиусу камеры смешения, однородное температурное поле на выходе из камеры смешения и эффективное охлаждение узлов форсунок и стабилизаторов форсажной камеры.

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к двигателю с изменяемым циклом для энергоснабжения сверхзвуковых самолетов в полете. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя.

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод.

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.

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.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя. Технический результат достигается тем, что турбореактивный двигатель для самолета содержит размещенные в корпусной мотогондоле первую турбину 3 высокого давления, вторую турбину 4 высокого давления и компрессоры, один из которых 2 соединен через наружный вал 10 с первой турбиной 3 высокого давления, другой компрессор 5 соединен через средний вал 11 со второй турбиной 4 высокого давления, третий компрессор 7 соединен через внутренний вал 20 с турбиной 8 низкого давления. Турбореактивный двигатель содержит систему охлаждения турбин высокого давления 3 и 4, включающую внутренние испарители 16, расположенные внутри турбин 3 и 4 высокого давления, наружный испаритель 17, расположенный внутри бака с незамерзающей жидкостью, конденсатор 15 и компрессор 21 системы охлаждения, установленный на внутреннем валу 20, при этом наружный вал 10, средний вал 11 и внутренний вал 20 расположены коаксиально, якорь электростартера-преобразователя и ротор генератора переменного тока расположены на наружном валу, статор генератора переменного тока жестко установлен в корпусной мотогондоле, а конденсатор, наружный испаритель и бак с незамерзающей жидкостью размещены внутри воздуховода, выполненного снаружи корпусной мотогондолы. 7 ил.

Наверх