Двухконтурный турбореактивный двигатель

Авторы патента:

F02C7/18 - газообразной, например воздухом

Владельцы патента RU 2730558:

Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (RU)

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4 и турбину низкого давления 5. Для решения задачи повышения экономичности двухконтурного турбореактивного двигателя за счет снижения гидравлических потерь в кольцевом канале его наружного контура наружный корпус 9 двигателя состоит из наружной 13 и внутренней 14 соосных кольцевых стенок, между которыми расположены винтовые ребра 15 в количестве не менее трех штук, которые делят кольцевую полость между стенками 13 и 14 на винтовые каналы 16 для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины высокого давления. Вход винтовых каналов 16 соединен с отверстиями 17, выполненными в корпусе 18 компрессора высокого давления 2, патрубками 19 с окнами 20. Выход винтовых каналов 16 патрубками 21 с окнами 22 соединен с отверстиями 23, выполненными в корпусе 24 турбины низкого давления 5, сообщающимися с отверстиями 27 для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления. 1 п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель содержащий вентилятор, наружный корпус двигателя, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления с форсажной камерой во внутреннем контуре для подогрева выхлопных газов турбины, а также с горелкой форсажной камеры в канале наружного контура. Воздух, отбираемый из компрессора высокого давления для охлаждения турбины, предварительно охлаждается в воздухо-воздушных теплообменниках, установленных в канале наружного контура, подогревая воздух, направляющийся в горелку форсажной камеры, установленную в канале наружного контура (Патент US 3528250 F02C 7/18, F02K 3/04, 3/10, опубликован 15.09.1970 г.).

Основным недостатком данного двухконтурного турбореактивного двигателя является повышенный уровень гидравлических потерь в канале наружного контура вследствие его загромождения размещенными в нем воздухо-воздушными теплообменниками, ведущий к снижению его экономичности.

Наиболее близким предлагаемому техническому решению является двухконтурный турбореактивный двигатель с секционным воздухо-воздушным теплообменником в канале наружного контура, размещенным в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха (Патент RU 2488710 F02K 3/08, опубликован 27.07.2013 г.).

Данный двигатель также имеет пониженную экономичность из-за повышенных гидравлических потерь в его наружном контуре из-за загромождения его проходного сечения секциями воздухо-воздушного теплообменника, что является недостатком.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности двухконтурного турбореактивного двигателя за счет снижения гидравлических потерь в кольцевом канале его наружного контура.

Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем вентилятор, наружный корпус двигателя, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины привода вентилятора и компрессора высокого давления, наружный корпус двигателя выполнен в виде двух соосных кольцевых стенок, между которыми размещены не менее чем три ребра, формирующие винтовые каналы для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, при этом вход винтовых каналов соединен с отверстиями, выполненными в корпусе компрессора высокого давления, а их выход - с отверстиями, выполненными в корпусе турбины низкого давления, сообщающимися с отверстиями для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления

Выполнение наружного корпуса двигателя в виде двух соосных кольцевых стенок, между которыми размещены не менее чем три ребра, формирующие винтовые каналы для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, позволяет использовать для теплообмена поверхности кольцевых стенок, контактирующих с воздушными потоками в продувочном канале мотогондолы летательного аппарата и в наружном контуре двигателя.

Соединение входа винтовых каналов с отверстиями, выполненными в корпусе компрессора высокого давления, а их выхода - с отверстиями, выполненными в корпусе турбины низкого давления, сообщающимися с отверстиями для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления позволяет в совокупности с винтовыми каналами осуществить движение потоков воздуха с многократным перекрестным током, при котором воздух, предназначенный для охлаждения турбины, движется по винтовым каналам в наружном корпусе двигателя, а воздушные потоки в продувочном канале мотогондолы и в наружном контуре двигателя - вдоль его оси, обеспечивая высокую эффективность предварительного охлаждения воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, при этом снижаются гидравлические потери в наружном контуре двигателя, способствуя повышению его экономичности.

Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами.

На фиг. 1 показан продольный разрез двухконтурного турбореактивного двигателя, на фиг. 2 - подвод воздуха в винтовые каналы наружного корпуса двигателя (вид А на фиг. 1); на фиг. 3 - подвод воздуха в систему охлаждения турбины высокого давления (вид Б на фиг. 1).

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4 и турбину низкого давления 5. Турбина низкого давления 5 приводит во вращение вентилятор 1, а турбина высокого давления 4 - компрессор высокого давления 2. Между вентилятором 1 и компрессором высокого давления 2 расположен промежуточный корпус 6, делящий поток воздуха за вентилятором 1 на наружный 7 и внутренний 8 контуры. К промежуточному корпусу 6 крепится наружный корпус двигателя 9. Двигатель установлен в мотогондоле летательного аппарата 10 с продувочным каналом 11. За компрессором высокого давления 2 перед камерой сгорания 3 находится полость 12, из которой производится отбор воздуха на охлаждение турбины высокого давления 4. Наружный корпус двигателя 9 состоит из наружной 13 и внутренней 14 соосных кольцевых стенок, между которыми расположены винтовые ребра 15 в количестве не менее трех штук, которые делят кольцевую полость между стенками 13 и 14 на винтовые каналы 16 для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины высокого давления. Вход винтовых каналов 16 соединен с отверстиями 17, выполненными в корпусе 18 компрессора высокого давления 2, патрубками 19 с окнами 20. Выход винтовых каналов 16 патрубками 21 с окнами 22 соединен с отверстиями 23, выполненными в корпусе 24 турбины низкого давления 5. В корпусе 25 турбины высокого давления 4 закреплены сопловые лопатки 26 и выполнены отверстия 27, сообщающиеся с отверстиями 23 в корпусе турбины низкого давления 5, для прохода охлаждающего воздуха в полость 28 во внутреннем корпусе 29 соплового аппарата турбины высокого давления 4 с сопловыми отверстиями 30. Ротор турбины высокого давления 4 включает в себя диск турбины 31, покрывной диск 32 и рабочие лопатки 33. В покрывном диске 32 и в диске турбины 31 выполнены отверстия, соответственно, 34 и 35 подачи воздуха к рабочим лопаткам 33.

При работе двухконтурного турбореактивного двигателя атмосферный воздух поступает на вход в его вентилятор 1 и в продувочный канал 11 мотогондолы летательного аппарата 10. Поток воздуха с повышенным давлением за вентилятором 1 в промежуточном корпусе 6 делится на наружный 7 и внутренний 8 контуры. Воздух внутреннего контура поступает на вход в компрессор высокого давления 2, а воздух наружного контура 7 - в канал, образованный наружным корпусом двигателя 9 и корпусом 18 компрессора высокого давления 2. Воздух с высоким давлением из компрессора высокого давления 2 поступает в камеру сгорания 3 и далее, в виде продуктов сгорания углеводородного топлива, в турбины высокого 4 и низкого 5 давления. Из полости 12 за компрессором высокого давления 2 перед камерой сгорания 3 производится отбор воздуха на охлаждение турбины высокого давления 4. Охлаждающий воздух поступает по отверстиям 17 в корпусе 18 компрессора высокого давления 2, патрубкам 19 с окнами 20 в винтовые каналы 16 наружного корпуса двигателя 9, образованные его наружной 13 и внутренней 14 кольцевыми стенками и ребрами 15 между ними. Проходя по винтовым каналам 16, охлаждающий воздух отдает часть своей тепловой энергии через стенку 13 потоку воздуха в продувочном канале 11, а через стенку 14 - потоку воздуха в наружном контуре 7 двигателя. В результате температура охлаждающего воздуха снижается. Охлажденный воздух выходит из каналов 16 по патрубкам 21 с окнами 22 к отверстиям 23, выполненным в корпусе 24 турбины низкого давления 5, и далее - по сообщающимся отверстиям 27, выполненным в корпусе 25 турбины высокого давления 4, он проходит через полости сопловых лопаток 26 в полость 28 во внутреннем корпусе 29 соплового аппарата турбины высокого давления 4. По сопловым отверстиям 30 во внутреннем корпусе 29, отверстиям 34 и 35 соответственно в покрывном диске 32 и диске 31 турбины высокого давления 4 охлажденный воздух поступает в рабочие лопатки 33 ротора турбины высокого давления 4.

Таким образом, реализуемая схема движения потоков воздуха с многократным перекрестным током, обеспечивает высокую эффективность предварительного охлаждения воздуха предназначенного для охлаждения турбины, а минимизация загромождения наружного контура снижает гидравлические потери в нем, что способствует повышению экономичности двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, наружный корпус двигателя, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины привода вентилятора и компрессора высокого давления, отличающийся тем, что наружный корпус двигателя выполнен в виде двух соосных кольцевых стенок, между которыми размещены не менее чем три ребра, формирующие винтовые каналы для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, при этом вход винтовых каналов соединен с отверстиями, выполненными в корпусе компрессора высокого давления, а их выход - с отверстиями, выполненными в корпусе турбины низкого давления, сообщающимися с отверстиями для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления.

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям, и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках.

Камера сгорания газовой турбины и переходный отсек в сборе // 2726139

Камера сгорания газовой турбины снабжена переходным отсеком в сборе в камере сгорания, включающим в себя переходный отсек, раму, размещенную с нижней по потоку стороны переходного отсека (со стороны выпускного отверстия), и уплотнительным элементом, размещенным на соединительном участке рамы и участка лопатки статора со стороны турбины, для предотвращения прохождения сжатого воздуха из компрессора в сторону турбины через зазор на соединительном участке, причем на внешней окружной поверхности рамы выполнен выступающий элемент, а на уплотнительном элементе выполнен механизм подавления перемещения, который соответствует выступающему элементу и служит для подавления возможного перемещения уплотняющего элемента и в который вставлен выступающий элемент, за счет чего обеспечивается закрепление уплотнительного элемента на раме.

Прокладочное кольцо камеры сгорания с регулируемым пропусканием воздуха // 2707355

Предлагается прокладочное кольцо (341) для камеры сгорания (320) газотурбинного агрегата (100). Прокладочное кольцо (341) включает нижнее основание (352) и буртик (351).

Способ охлаждения вала трансмиссии газотурбинного привода и элементов кип и устройство для его осуществления // 2704659

Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к охлаждению газотурбинного привода. Способ охлаждения трансмиссии газотурбинного привода и элементов КИП с использованием охлажденного воздуха, в котором направляют охлаждающий воздух в корпус трансмиссии, регулируют давление воздуха, эжектируют холодный воздух, охлаждают поток воздуха путем смешивания, охлаждают вал трансмиссии, разделяют смешанный охлажденный поток воздуха на две части, направляют одну часть по двум магистралям в коллектор всасывания полумуфты свободной турбины, подают вторую часть потока на полумуфту трансмиссии с другой стороны и далее на вентиляцию застойных зон во внутреннем кольцевом пространстве улитки отвода газов, смешивают оба потока и подают внутрь замкнутого кольцевого пространства для наддува зазоров на внутреннем стыке свободной турбины с улиткой отвода газов.

Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины двигателя ал-31стн и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата ц1-16л/76-1,44 // 2696521

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 с двигателем АЛ-31СТН как способ снижения температуры воздуха между корпусом силовой турбины двигателя АЛ-31СТН и внутренним корпусом улитки ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 в системе отвода продуктов сгорания.

Устройство охлаждения корпуса турбины газотурбинного двигателя // 2691241

Изобретение относится к устройству охлаждения корпуса турбины газотурбинного двигателя, содержащему множество коллекторов (16’), выполненных с возможностью нагнетания воздуха на корпус турбины.

Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки // 2680636

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в системах охлаждения авиационных многоконтурных газотурбинных двигателей. Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки содержит многосекционный кольцевой рекуперативный теплообменник, размещенный в потоке охлаждающего воздуха проточной части второго контура газотурбинной установки и состоящий из механически связанных между собой унитарных секций с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха из проточной части первого контура, равномерно расположенных по площади поперечного сечения проточной части второго контура и представляющих собой пучок полых трубчатых теплообменных элементов, выполненный за одно целое, расположенный вдоль проточной части второго контура и сообщенный с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха.

Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки // 2680636

Камера сгорания газовой турбины // 2669883

В изобретении предложена камера сгорания газовой турбины и, в частности, камера сгорания, включающая в себя множество камер сгорания, предназначенных для смешивания и сжигания топлива и воздуха и соединенных между собой пламяпередающим патрубком.

Газотурбинная силовая установка летательного аппарата // 2659426

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.