RU2093697C1

RU2093697C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2093697C1
Authority: RU
Inventors: А.Н. Гришин
Original assignee: Гришин Александр Николаевич
Priority date: 1988-07-26
Filing date: 1988-07-26
Publication date: 1997-10-20

Abstract

FIELD: manufacture of aircraft engines; transport engineering; heat-power engineering. SUBSTANCE: gas-turbine engine includes multi-stage compressor, turbine with hollow nozzle and working blades, additional turbine whose inlet is connected with outlet of multistage compressor and outlet is connected to intermediate stage. Blade cooling system has passages of semi-closed cooling system connected at inlet to chamber after additional compressor and loop passages of open cooling system located in head and tail portions of blade fin near back and through and separated by on passage of open cooling system. EFFECT: enhanced efficiency. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а также может быть использовано в транспортном машиностроении и теплоэнергетике. The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and can also be used in transport engineering and power engineering.

Известен ГТД [1] с полузамкнутой системой охлаждения, подключенной на входе к полости за компрессором, а на выходе к промежуточной ступени компрессора. Known gas turbine engines [1] with a semi-closed cooling system connected at the inlet to the cavity behind the compressor, and at the outlet to the intermediate stage of the compressor.

К недостаткам этого ГДТ следует отнести недостаточно высокие КПД и надежность работы. The disadvantages of this gas turbine engine include insufficiently high efficiency and reliability.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является ГДТ [2] Он содержит многоступенчатый компрессор, установленный на валу дополнительный компрессор, камеру сгорания, турбину с полыми сопловыми и рабочими лопатками, состоящими из пера с корытом и спинкой и имеющими каналы полузамкнутой системы охлаждения, подключенной на входе к полости за дополнительным компрессором, а на выходе к полости камеры сгорания. The closest technical solution, selected as a prototype, is a gas turbine engine [2]. It contains a multi-stage compressor, an additional compressor mounted on the shaft, a combustion chamber, a turbine with hollow nozzles and rotor blades, consisting of a pen with a trough and back and with channels of a semi-closed cooling system connected at the inlet to the cavity behind the additional compressor, and at the exit to the cavity of the combustion chamber.

К недостаткам прототипа также относятся невысокие КПД и надежность работы. The disadvantages of the prototype also include low efficiency and reliability.

Задачей изобретения является повышение КПД и надежности работы двигателя. The objective of the invention is to increase the efficiency and reliability of the engine.

Указанная задача достигается тем, что он снабжен теплообменником, установленным на входе в дополнительный компрессор, дополнительной турбиной, закрепленной на валу дополнительного компрессора и подключенной на входе к выходу из компрессора, а на выходе к промежуточной ступени последнего, дополнительными каналами открытой системы охлаждения, расположенными в головной и хвостовой частях пера лопатки, причем каналы полузамкнутой системы охлаждения выполнены петлевыми, проходящими вблизи спинки и корыта пера лопатки и разделенными одним из каналов открытой системы охлаждения. This task is achieved in that it is equipped with a heat exchanger installed at the inlet to the additional compressor, an additional turbine mounted on the shaft of the additional compressor and connected at the inlet to the outlet of the compressor, and at the outlet to the intermediate stage of the latter, with additional channels of an open cooling system located in the head and tail parts of the feather of the blade, and the channels of the semi-closed cooling system are looped, passing near the back and trough of the feather of the blade and separated by one m from the channels of the open cooling system.

Повышение КПД двигателя достигается вследствии уменьшения относительных радиальных зазоров в последних ступенях компрессора, подключенных по периферии входом и выходом к дополнительной турбине, а также уменьшения расхода охлаждающего воздуха. Повышение надежности работы ГТД обеспечивается за счет улучшения условий работы последних ступеней компрессора и интенсификации охлаждения лопаток турбины. An increase in engine efficiency is achieved due to a decrease in relative radial clearances in the last stages of the compressor, connected at the periphery of the inlet and outlet to an additional turbine, as well as a decrease in cooling air consumption. Improving the reliability of a gas turbine engine is provided by improving the working conditions of the last stages of the compressor and intensifying the cooling of the turbine blades.

На фиг. 1 изображена схема ГТД, а на фиг. 2 поперечные сечения сопловой и рабочей лопаток. In FIG. 1 shows a gas turbine engine diagram, and in FIG. 2 cross sections of nozzle and rotor blades.

ГТД содержит компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину 3, дополнительную турбину 4, подключенную выходом к полости промежуточной ступени компрессора, а входом к полости за компрессором, теплообменник 5, дополнительный компрессор 6, расположенный на одном валу с дополнительной турбиной 4, каналы полузамкнутой системы охлаждения лопаток 7, связывающие выход дополнительного компрессора 6 с полостью камеры сгорания 2, каналы открытой системы охлаждения лопаток 8. В сопловых лопатках 9 и рабочих лопатках 10 каналы полузамкнутой системы охлаждения лопаток 7 выполнены петлевидными. В головной части пера лопаток расположен дефлектор 11. Каналы открытой системы охлаждения лопаток 8 в головной и хвостовой частях пера сообщены между собой каналом 12. Каналы полузамкнутой системы охлаждения лопаток 7 проходят вблизи спинки и корыта пера лопаток, образуя удобооптекаемые каналы 13. A gas turbine engine comprises a compressor 1, a combustion chamber 2, a turbine 3, an additional turbine 4 connected by an outlet to the cavity of the intermediate stage of the compressor, and an entrance to the cavity behind the compressor, a heat exchanger 5, an additional compressor 6 located on the same shaft with the additional turbine 4, channels of the semi-closed system cooling of the blades 7, connecting the output of the additional compressor 6 with the cavity of the combustion chamber 2, the channels of the open cooling system of the blades 8. In the nozzle blades 9 and the working blades 10 channels of a semi-closed cooling system molasses 7 are loop-shaped. A deflector 11 is located in the head part of the blade feather. The channels of the open cooling system of the blades 8 in the head and tail parts of the feather are connected by a channel 12. The channels of the semi-closed cooling system of the blades 7 pass near the back and trough of the feather of the blades, forming convenient channels 13.

При работе ГТД производится отбор сжатого воздуха за компрессором 1. Одна часть воздуха после охлаждения в теплообменнике 5, сжатия в дополнительном компрессоре 6, нагрева в каналах полузамкнутой системы охлаждения лопаток 7 возвращается в камеру сгорания 2. Вторая часть воздуха после расширения в дополнительной турбине 4 направляется в полость промежуточной ступени компрессора, обеспечивая увеличенный расход воздуха через последние ступени компрессора 1. Третья часть воздуха после нагрева в каналах открытой системы охлаждения лопаток 8 выводится в проточную часть турбины 3. Основная часть воздуха поступает в камеру сгорания 2, где смешивается с частью воздуха полузамкнутой системы охлаждения и нагревается за счет сжигания топлива. During the operation of the gas turbine engine, compressed air is taken after compressor 1. One part of the air after cooling in the heat exchanger 5, compression in the additional compressor 6, heating in the channels of the semi-closed cooling system of the blades 7 is returned to the combustion chamber 2. The second part of the air after expansion in the additional turbine 4 is directed into the cavity of the intermediate stage of the compressor, providing increased air flow through the last stages of the compressor 1. The third part of the air after heating in the channels of the open cooling system of the blades 8 it is discharged into the flow part of the turbine 3. The main part of the air enters the combustion chamber 2, where it is mixed with part of the air of a semi-closed cooling system and is heated by burning fuel.

Claims

A gas turbine engine containing a multi-stage compressor, an additional compressor mounted on the shaft, a combustion chamber, a turbine with hollow nozzles and working blades, consisting of a pen with a trough and a back and having channels of a semi-closed cooling system connected to the cavity behind the additional compressor and at the output to the cavity of the combustion chamber, characterized in that, in order to increase the efficiency and reliability of the engine, it is equipped with a heat exchanger installed at the inlet to the additional compressor, a flax turbine mounted on the shaft of the additional compressor and connected at the inlet to the outlet of the compressor, and at the outlet to the intermediate stage of the latter, with additional channels of an open cooling system located in the head and tail parts of the feather blade, and the channels of a semi-closed cooling system are looped, passing near the backs and troughs of the feather blade and separated by one of the channels of the open cooling system.