Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18). Разделитель потоков содержит внутреннюю кольцевую стенку (22), определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура (16), и наружную кольцевую стенку (24), определяющую внутреннюю сторону канала прохождения потока второго контура (18). На выходном конце внутренней стенки (22) выполнен кольцевой фланец (26), выступающий радиально в сторону наружной стенки (24). Корпус (28) соединен с разделителем потоков и выступает от него вниз по потоку. Корпус содержит внутреннюю обечайку (30), имеющую внутреннюю стенку, определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура. Корпус (28) содержит по меньшей мере один воздушный канал (36), интегрированный во внутреннюю обечайку так, что он выполнен вместе с ней с образованием единой детали. Воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника (38) питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков. Воздушный канал (36) ограничен внутренней стенкой внутренней обечайки и наружной стенкой внутренней обечайки. Наружная стенка внутренней обечайки (30) продолжена на ее входном конце входным кольцевым фланцем (32), который выступает радиально наружу и закреплен на фланце (26) разделителя (20) потоков, а внутренняя стенка внутренней обечайки (30) продолжена выходным кольцевым фланцем (34), проходящим радиально наружу. Достигается меньший вес и простота изготовления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к общей области разделителей, предназначенных для разделения потока в авиационных газотурбинных двигателях типа двухвального и двухконтурного двигателя. В частности, оно относится к устройству, предназначенному для борьбы с обледенением этих разделителей потоков.

Уровень техники

В двухвальном и двухконтурном авиационном газотурбинном двигателе проточный тракт для потока первого контура (или горячего потока) и проточный тракт для потока второго контура (или холодного потока) разделены на выходе из вентилятора разделителем потоков.

Чтобы оптимизировать массу газотурбинного двигателя, сохраняя при этом одинаковое соотношение между сечениями проточных трактов потоков первого и второго контуров, разработчики двигателей пытаются уменьшить радиусы этих проточных трактов. В частности, чтобы уменьшить внутренний радиус проточного тракта для потока второго контура, предпочтительно ограничивают, насколько это возможно, радиальный габарит зоны сопряжения разделителя потоков с конструктивным корпусом, находящимся на выходе разделителя потоков. Минимизация этого радиального габарита представляет также интерес с точки зрения аэродинамики и позволяет увеличить коллинеарность между потоками первого и второго контуров.

Кроме того, разделитель потоков является внутренним элементом газотурбинного двигателя, который наиболее подвержен образованию льда в холодных условиях полета. Действительно, в таких условиях влажный воздух и дождь могут попадать внутрь газотурбинного двигателя и откладываться на разделителе потоков в виде блоков льда, и такие блоки льда могут затем отрываться и повреждать компрессор, расположенный за разделителем потоков в проточном тракте потока первого контура.

Для предотвращения образования блоков льда на разделителе потоков, как известно, внутрь этого разделителя нагнетают горячий воздух, отбираемый от ступени компрессора газотурбинного двигателя. Как правило, этот воздух поступает по трубопроводам, которые проходят через корпус и закреплены на разделителе потоков для доставки в него горячего воздуха. Пример такого устройства борьбы с обледенением описан в документе US20030035719.

Однако известные решения по доставке воздуха, предназначенного для борьбы с обледенением разделителя потоков, не совместимы с задачей уменьшения радиального габарита зоны сопряжения разделителя потоков с корпусом.

Раскрытие изобретения

Таким образом, существует потребность в возможности расположения устройства борьбы с обледенением разделителя потоков с использованием минимального радиального габарита.

В связи с этим, объектом изобретения является устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель потоков, выполненный с возможностью установки на выходе из вентилятора газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потоков первого и второго контура, и корпус, закрепленный на разделителе потоков, образуя его продолжение вниз по потоку, и содержащий внутреннюю обечайку, ограничивающую снаружи канал потока первого контура, при этом, согласно изобретению, корпус содержит по меньшей мере один воздушный канал, интегрированный во внутреннюю обечайку, образуя с ней единую деталь, причем воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков.

Интегрирование воздушного канала во внутреннюю обечайку с образованием единой детали позволяет ограничить радиальный габарит разделителя потоков. Действительно, по сравнению с известным решением устройства борьбы с обледенением соединение воздушного канала с разделителем потоков совпадает с соединением внутренней обечайки корпуса, что ограничивает радиальный габарит всего узла. Иначе говоря, интегрирование воздушного канала во внутреннюю обечайку корпуса позволяет вынести в сторону выхода крепление воздушного канала на разделителе потоков и совместить, таким образом, его соединение с разделителем потоков.

Предпочтительно корпус выполнен посредством литья в пресс-форме, содержащей стержень, соответствующий месту для воздушного канала. Корпус можно выполнить из титанового сплава.

Источником питания воздухом может быть труба подачи воздуха, которая соединена на выходном конце с нагнетательным коллектором. В этом случае корпус может содержать шесть воздушных каналов, отстоящих друг от друга в угловом направлении и соединенных с одним нагнетательным коллектором.

Воздушный канал может выходить внутрь противообледенительной полости, выполненной в разделителе потоков и открывающейся в канал потока первого контура.

Предпочтительно воздушный канал не имеет креплений на разделителе потоков.

Объектом изобретения является также авиационный газотурбинный двигатель, содержащий описанное выше устройство борьбы с обледенением.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания неограничивающего примера осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 показана часть авиационного газотурбинного двигателя, оснащенного устройством борьбы с обледенением в соответствии с изобретением, вид в продольном разрезе;

на фиг. 2 показано устройство борьбы с обледенением, изображенное на фиг. 1, вид в перспективе;

на фиг. 3 показано устройство, изображенное на фиг. 2, вид в продольном разрезе.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 частично показан двухконтурный двухвальный авиационный газотурбинный двигатель 10, для которого можно применять изобретение.

Как известно, газотурбинный двигатель 10 является осесимметричным относительно продольной оси 12 и содержит воздухозаборник на своем входном конце, в который заходит наружный воздух, причем этот воздух питает вентилятор 14.

На выходе вентилятора 14 воздух делится между проточным трактом (или каналом) 16 потока первого контура и проточным трактом 18 потока второго контура, расположенным концентрично вокруг проточного тракта потока первого контура. Эти два проточных тракта 16, 18 отделены друг от друга разделителем 20 потоков.

Как показано на фиг. 2 и 3, разделитель 20 потоков имеет продольное сечение V-образной формы и содержит внутреннюю кольцевую стенку 22, ограничивающую снаружи проточный тракт 16 потока первого контура, и наружную кольцевую стенку 24, ограничивающую изнутри проточный тракт 18 потока второго контура. На своем выходном конце внутренняя стенка 22 разделителя потоков продолжена кольцевым фланцем 26, проходящим радиально в сторону наружной стенки 24.

На внутренней стенке 22 разделителя потоков закреплен ряд лопаток 27 входного направляющего аппарата (или IGV от “Inlet Guide Vanes”).

На выходе разделитель 20 потоков соединен с конструктивным корпусом 28, содержащим внутреннюю обечайку 30, ограничивающую снаружи проточный тракт 16 потока первого контура и продолжающую стенку 22 разделителя потоков вниз по потоку.

В частности, на своем входном конце внутренняя обечайка 30 конструктивного корпуса 28 продолжена входным кольцевым фланцем 32, который выполнен радиально наружу и закреплен на фланце 26 разделителя потоков при помощи систем крепления типа винт/гайка (на фигурах не показаны), распределенных вокруг продольной оси 12 газотурбинного двигателя.

На уровне своего выходного конца внутренняя обечайка 30 корпуса продолжена также выходным кольцевым фланцем 34, выполненным радиально наружу и предназначенным для обеспечения крепления корпуса на другом элементе (на фигурах не показан) газотурбинного двигателя.

Кроме того, для крепления на корпусе 28 выполнена наружная обечайка (на фигурах не показана), причем эта наружная обечайка ограничивает изнутри проточный тракт 18 потока второго контура, продолжая наружную стенку 24 разделителя потоков вниз по потоку.

Согласно изобретению, корпус 28 содержит по меньшей мере один воздушный канал 36, интегрированный во внутреннюю обечайку 30 корпуса и образующий с ней единую деталь, причем этот воздушный канал 36 открывается вниз по потоку в сторону трубы 38 подачи воздуха и сообщается вверх по потоку с внутренним пространством разделителя 20 потоков.

Для этого корпус 28 можно выполнить (например, из титанового сплава) посредством литья при помощи пресс-формы, содержащей один или несколько стержней с целью получения места для воздушного канала или воздушных каналов 36 (воздушный канал 36 отливают вместе с корпусом). Например, можно применять способ литья по выплавляемым восковым моделям или способ литья в песчаные формы. Альтернативно можно применять механическую обработку со сваркой или вырезание в массе.

Таким образом, воздушный канал или воздушные каналы 36 и корпус 28 образуют единую деталь. В частности, можно отметить, что этот воздушный канал или эти воздушные каналы не являются присоединяемыми деталями и поэтому не имеют креплений на разделителе потоков.

В частности, воздушный канал 36 выполнен так, что проходит вдоль продольной оси 12 газотурбинного двигателя между входным фланцем 32 и выходным фланцем 34 внутренней обечайки 30 корпуса. Кроме того, воздушный канал 36 может быть частично выполнен вместе с этой внутренней обечайкой 30.

На своем входном конце воздушный канал 36 выходит внутрь разделителя потоков, проходя через отверстие 39, выполненное во фланце 26 его внутренней стенки 22, и на своем выходном конце соединен на уровне выходного фланца 34 внутренней обечайки с трубой 38 подачи воздуха.

Предпочтительно корпус содержит несколько (например, шесть) воздушных каналов 36, отстоящих друг от друга в угловом направлении вокруг продольной оси 12 газотурбинного двигателя. Каждый из этих воздушных каналов 36 сообщается с трубой 38 подачи воздуха, при этом трубы подачи воздуха сообщаются с одним и тем же нагнетательным коллектором 40, центрованным по продольной оси 12 газотурбинного двигателя.

Как известно, нагнетательный коллектор 40 получает питание воздухом, отбираемым на ступени компрессора (не показан) газотурбинного двигателя.

На своем входном конце каждый воздушный канал 36 выходит внутрь противообледенительной полости 42, выполненной внутри разделителя 20 потоков и открывающейся в проточный тракт 16 потока первого контура. Противообледенительная полость 42 в радиальном направлении ограничена внутренней и наружной стенками 22, 24 и в осевом направлении - фланцем 26.

Эта противообледенительная полость 42 открывается в проточный тракт 16 потока первого контура через щели 44 прохода воздуха, выполненные во внутренней стенке 22 и в наружной стенке 24 разделителя потоков.

Работа такого устройства борьбы с обледенением со всей очевидностью вытекает из всего вышеизложенного. Сжатый (и, следовательно, горячий) воздух отбирается от ступени компрессора газотурбинного двигателя, распределяется вокруг продольной оси газотурбинного двигателя через нагнетательный коллектор 40 и нагнетается в каждый воздушный канал 36 через трубы 38 подачи воздуха. Воздух проходит в этих воздушных каналах 36 от выхода к входу и поступает в противообледенительную полость 42, выполненную внутри разделителя 20 потоков. Этот горячий воздух нагревает стенки 22, 24 разделителя потоков, что позволяет избегать образования льда в холодных условиях полета. Затем воздух удаляется в проточный тракт 16 потока первого контура через щели 44 прохода воздуха.

Как показано, в частности, на фиг. 3, такое устройство борьбы с обледенением имеет минимальный радиальный габарит. Этот габарит распределяется следующим образом: габарит А, соответствующий радиальному габариту соединения внутренней обечайки 30 корпуса 28, габарит В, соответствующий радиальному габариту соединения воздушного канала 36, и габарит С, соответствующий радиальному габариту соединения наружной обечайки (не показана) с разделителем потоков.

Такой радиальный габарит оказывается уменьшенным, в частности, за счет того, что соединение воздушного канала 36 с разделителем потоков совпадает с соединением внутренней обечайки 30 корпуса. Такой выигрыш в радиальном габарите обеспечивает выигрыш в массе газотурбинного двигателя при одинаковом соотношении между сечениями проточных трактов.

1. Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее:

разделитель (20) потоков, выполненный с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18), при этом разделитель потоков содержит внутреннюю кольцевую стенку (22), определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура (16), и наружную кольцевую стенку (24), определяющую внутреннюю сторону канала прохождения потока второго контура (18), причем на выходном конце внутренней стенки (22) выполнен кольцевой фланец (26), выступающий радиально в сторону наружной стенки (24), и

корпус (28), соединенный с разделителем потоков и выступающий от него вниз по потоку, при этом корпус содержит внутреннюю обечайку (30), имеющую внутреннюю стенку, определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура,

отличающийся тем, что корпус (28) содержит по меньшей мере один воздушный канал (36), интегрированный во внутреннюю обечайку так, что он выполнен вместе с ней с образованием единой детали, при этом воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника (38) питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков, при этом

воздушный канал (36) ограничен внутренней стенкой внутренней обечайки и наружной стенкой внутренней обечайки, причем наружная стенка внутренней обечайки (30) продолжена на ее входном конце входным кольцевым фланцем (32), который выступает радиально наружу и закреплен на фланце (26) разделителя (20) потоков, а внутренняя стенка внутренней обечайки (30) продолжена выходным кольцевым фланцем (34), проходящим радиально наружу.

2. Устройство по п. 1, в котором корпус выполнен посредством литья в пресс-форме, содержащей стержень, занимающий место воздушного канала.

3. Устройство по п. 2, в котором корпус выполнен из титанового сплава.

4. Устройство по п. 1, в котором источником питания воздухом является труба подачи воздуха, соединенная на выходном конце с нагнетательным коллектором (40).

5. Устройство по п. 4, в котором корпус содержит шесть воздушных каналов (36), отстоящих друг от друга в угловом направлении и соединенных с одним и тем же нагнетательным коллектором (40).

6. Устройство по п. 1, в котором воздушный канал (36) выходит внутрь противообледенительной полости (42), выполненной в разделителе потоков и открывающейся в канал потока первого контура (16).

7. Устройство по п. 1, в котором соединение воздушного канала (36) с разделителем потоков совпадает с соединением внутренней обечайки (30) корпуса.

8. Устройство по одному из пп. 1–7, в котором воздушный канал (36) проходит вдоль продольной оси (12) двигателя между входным фланцем (32) и выходным фланцем (34).

9. Устройство по одному из пп. 1–7, в котором на внутренней стенке (22) разделителя (20) потоков закреплен ряд лопаток (27) входного направляющего аппарата.

10. Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий устройство для борьбы с обледенением по одному из пп. 1–9.



 

Похожие патенты:

Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла.

Турбовинтовой двигатель содержит турбовальный газотурбинный двигатель и редуктор воздушных винтов. Выводной вал турбовального газотурбинного двигателя соединен с редуктором воздушных винтов с помощью механической трансмиссии.

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

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой.

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

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.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении.

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 силовым установкам летательных аппаратов. Труба распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника включает кольцевой патрубок (1) с отверстиями и кронштейны (4) для крепления кольцевого патрубка к перегородке.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и предназначено для использования на тепловых электростанциях. Тепловая электрическая станция содержит парогазовую установку с газовой турбиной, компрессором газотурбинной установки, камерой сгорания, котлом-утилизатором, паровой турбиной с конденсатором, к которому подключены трубопроводы охлажденной и нагретой циркуляционной воды.

При подавлении льдообразования на поверхности конструкции турбомашины во время ее работы осуществляют пьезоэлектрическое преобразование механической энергии колебаний конструкции в электрическую энергию.

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

Изобретение относится к устройствам для очистки забираемого из атмосферы воздуха и подготовки его для подачи в компрессор газотурбинного двигателя. Воздухоочистительное устройство содержит воздухоприемную камеру, в которой ярусами установлены блоки комбинированной системы фильтрации, включающие влагоотделители и фильтры грубой очистки, осадкозадерживающие козырьки, систему подогрева циклового воздуха, включающую закольцованный отводящий трубопровод с патрубками и отверстиями.

Носовая часть рассекателя осевой турбомашины, предназначенная для разделения потока, поступающего в турбомашину, на внутренний контур и наружный контур, содержит, по сути, круговую переднюю кромку, кольцевую стенку, проходящую от передней кромки и ограничивающую наружный контур, по меньшей мере один канал для противообледенительной текучей среды для носовой части рассекателя, проходящий по существу в осевом направлении вдоль стенки и открывающийся во внутренний контур.

Противообледенительная система газоперекачивающего агрегата с газотурбинным приводом содержит газовоздухопровод, транспортирующий смесь горячего воздуха и выхлопных газов в воздухозаборный тракт, соединенный с одной стороны с входным направляющим аппаратом осевого компрессора, а с другой - с воздухоочистительным устройством.

Изобретение относится к газоочистным устройствам и может быть использовано для очистки забираемого из атмосферы воздуха и подготовке его к подаче в компрессор газотурбинного двигателя и защиты газовоздушного тракта газотурбинного двигателя от попадания пыли, осадков и обледенения.

Проточная часть (10) компрессора с регулируемым сужением, выполненная с конфигурацией, обеспечивающей возможность лучшего распределения ограниченной проточной части (10) в компрессорах (12) в газотурбинных двигателях (14).

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель потоков и корпус. Разделитель потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура и потока второго контура. Разделитель потоков содержит внутреннюю кольцевую стенку, определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура, и наружную кольцевую стенку, определяющую внутреннюю сторону канала прохождения потока второго контура. На выходном конце внутренней стенки выполнен кольцевой фланец, выступающий радиально в сторону наружной стенки. Корпус соединен с разделителем потоков и выступает от него вниз по потоку. Корпус содержит внутреннюю обечайку, имеющую внутреннюю стенку, определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура. Корпус содержит по меньшей мере один воздушный канал, интегрированный во внутреннюю обечайку так, что он выполнен вместе с ней с образованием единой детали. Воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков. Воздушный канал ограничен внутренней стенкой внутренней обечайки и наружной стенкой внутренней обечайки. Наружная стенка внутренней обечайки продолжена на ее входном конце входным кольцевым фланцем, который выступает радиально наружу и закреплен на фланце разделителя потоков, а внутренняя стенка внутренней обечайки продолжена выходным кольцевым фланцем, проходящим радиально наружу. Достигается меньший вес и простота изготовления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх