RU2133850C1

RU2133850C1 - Gas-turbine engine intake system blade

Info

Publication number: RU2133850C1
Application number: RU98101697A
Authority: RU
Inventors: И.В. Жорник; Ш.А. Пиралишвили
Original assignee: Рыбинская государственная авиационная технологическая академия
Priority date: 1998-01-27
Filing date: 1998-01-27
Publication date: 1999-07-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: intake system blade of gas-turbine engine is provided with upper and lower fastening members. Longitudinal channel is made in inlet edge of blade feather. This channel communicates with air feed channel in upper part of blade and with blading of gas-turbine engine through holes in blade wall on upper and lower end faces of longitudinal channel. Swirling device, for instance, in form of cross, is made at outlet of air feed channel. Hole made in end face of longitudinal channel adjoining swirling device has diameter equal to 0.6-0.9 of channel diameter and is located in center. Longitudinal channel has round section. EFFECT: increased temperature of inlet edge of blade feather. 4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения и может найти применение в лопатках водного устройства газотурбинного двигателя. The invention relates to the field of engine building and may find application in the blades of a water device of a gas turbine engine.

Известны лопатки входного устройства ГТД с обогревом [1], имеющие канально-петлевую, дефлекторную, струйно-дефлекторную схемы течения теплоносителя. Существенными недостатками известных лопаток являются слабая интенсивность обогрева зоны льдообразования на входной кромке, сложность и трудоемкость изготовления дефлекторов. Known blades of the GTE input device with heating [1], having a channel-loop, deflector, jet-deflector flow diagram of the coolant. Significant disadvantages of the known blades are the low intensity of the heating of the ice formation zone at the input edge, the complexity and complexity of manufacturing deflectors.

Наиболее близкой к заявленной является лопатка входного устройства ГТД [2] с верхним и нижним элементами крепления, во входной кромке которой выполнен продольный канал, сообщающийся с каналом подвода воздуха в верхней части лопатки и с проточной частью ГТД через отверстия в стенке лопатки на верхнем и нижнем торцах продольного канала. Closest to the declared one is the blade of the GTE inlet device [2] with upper and lower fastening elements, in the inlet edge of which a longitudinal channel is made, communicating with the air supply channel in the upper part of the blade and with the flow part of the gas turbine through holes in the wall of the blade on the upper and lower the ends of the longitudinal channel.

Существенным недостатком известной лопатки является слабая эффективность обогрева, обусловленная большим расходом воздуха, отбираемого на обогрев из-за компрессора ГТД, при низкой плотности теплового потока от теплоносителя в обогреваемую стенку. A significant disadvantage of the known blades is the poor heating efficiency, due to the high consumption of air taken for heating due to the gas turbine compressor, at a low density of the heat flux from the coolant to the heated wall.

Задачей изобретения является снижение возможности льдообразования на передней кромке лопатки и в целом на ее поверхности. The objective of the invention is to reduce the possibility of ice formation on the leading edge of the blade and in general on its surface.

Решение достигается тем, что в известной лопатке входного устройства ГТД с верхним и нижним элементами крепления, во входной кромке пера которой выполнен продольный канал, сообщающийся с каналом подвода воздуха в верхней части лопатки и с проточной частью ГТД через отверстия в стенке лопатки на верхнем и нижнем торцах продольного канала, согласно изобретению на выходе канала подвода воздуха установлено закручивающее устройство, а отверстие, выполненное в примыкающем к закручивающему устройству торце продольного канала, расположено по центру последнего, причем продольный канал выполнен круглого сечения и в нем на противоположном от закручивающегося устройства торце размещено раскручивающее устройство, например в виде крестовины, а диаметр отверстия, расположенного по центру продольного канала, равен 0,6 ... 0,9 диаметра продольного канала. The solution is achieved by the fact that in the known blade of the GTE input device with upper and lower fastening elements, in the input edge of the pen of which a longitudinal channel is made, communicating with the air supply channel in the upper part of the blade and with the flow part of the GTE through the holes in the blade wall on the upper and lower the ends of the longitudinal channel, according to the invention, a twisting device is installed at the outlet of the air supply channel, and the hole made in the end of the longitudinal channel adjacent to the twisting device is located at the center of the latter, and the longitudinal channel is made of circular cross section and therein, on the opposite side of the spinning device, there is a spinning device, for example in the form of a cross, and the diameter of the hole located in the center of the longitudinal channel is 0.6 ... 0.9 of the diameter of the longitudinal channel .

Предложенная лопатка входного устройства ГТД имеет отличия от прототипа в существенных признаках:
- на выходе канала подвода воздуха установлено закручивающее устройство, а отверстие, выполненное в примыкающем к закручивающему устройству торце продольного канала, расположено по центру последнего;
- продольный канал выполнен круглого сечения;
- в продольном канале на его торце, противоположном от закручивающего устройства, размещено раскручивающее устройство, например в виде крестовины;
- диаметр отверстия, расположенного по центру продольного канала, равен 0,6 ... 0,9 диаметра продольного канала.The proposed blade input device GTE has differences from the prototype in essential features:
- a twisting device is installed at the outlet of the air supply channel, and an opening made in the end of the longitudinal channel adjacent to the twisting device is located in the center of the latter;
- the longitudinal channel is made of circular cross section;
- in the longitudinal channel at its end, opposite from the twisting device, there is a spinning device, for example in the form of a cross;
- the diameter of the hole located in the center of the longitudinal channel is 0.6 ... 0.9 of the diameter of the longitudinal channel.

Следовательно, предложенное решение соответствует критерию "новизна". Therefore, the proposed solution meets the criterion of "novelty."

Введение в конструкцию лопатки входного устройства ГТД закручивающего устройства, установленного на входе канала подвода воздуха, выполнение отверстия в примыкающем к закручивающему устройству тореце продольного канала по центру продольного канала приведет к снижению возможности льдообразования на передней кромке лопатки и в целом на ее поверхности за счет повышения эффективности обогрева стенок лопатки (при сохранении используемого для этой цели расхода теплоносителя) путем повышения плотности теплового потока, направленного от теплоносителя в тело лопатки, в наиболее опасных подверженных льдообразованию зонах. Introduction to the design of the blades of the input device of the gas turbine engine of a swirling device installed at the inlet of the air supply channel, making an opening in the end of the longitudinal channel adjacent to the swirling device in the center of the longitudinal channel will reduce the possibility of ice formation on the leading edge of the blade and in general on its surface due to increased efficiency heating the walls of the blade (while maintaining the coolant flow rate used for this purpose) by increasing the heat flux density directed from eplonositelya in the blade body, in the most dangerous formation of ice-prone zones.

В предложенном решении все отличительные признаки взаимосвязаны и в сочетании с другими признаками позволяют получить новый технический результат: повысить температуру входной кромки пера по всей высоте лопатки входного устройства ГДТ, тем самым повысить надежность работы противообледенительной системы двигателя, что позволит снизить расход обогревающего воздуха, отбираемого из-за компрессора двигателя, и тем самым повысить КПД двигателя, т. е. его мощность. In the proposed solution, all the distinguishing features are interconnected and, in combination with other features, allow to obtain a new technical result: increase the temperature of the input edge of the pen along the entire height of the blades of the inlet device of the gas turbine engine, thereby improving the reliability of the engine's anti-icing system, which will reduce the consumption of heating air taken - for the engine compressor, and thereby increase the efficiency of the engine, i.e., its power.

Следовательно, предложенное решение соответствует критерию "изобретательский уровень". Therefore, the proposed solution meets the criterion of "inventive step".

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид лопатки; на фиг. 2 - сечение А-А, на фиг. 3 - сечение Б-Б. The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of the scapula; in FIG. 2 is a section AA, in FIG. 3 - section BB.

Лопатка входного устройства ГТД содержит перо 1 с верхним 2 и нижним 3 элементами крепления ее к корпусу двигателя. Во входной кромке 4 выполнен продольный канал 5, сообщающийся с каналом 6 подвода воздуха через закручивающее устройство 7 у верхнего торца 8 продольного канала 5. На верхнем торце 8 по центру продольного канала 5 выполнено отверстие 9, соединяющее продольный канал 5 с трактом двигателя. Диаметр этого отверстия 9 равен 0,6 ... 0,9 D, где D = 4F/P - гидравлический диаметр продольного канала, F и P - соответственно площадь и периметр поперечного сечения продольного канала 5. Поперечное сечение продольного канала может быть круглым. Рядом с нижним торцем 10 продольного канала 5 установлено раскручивающее устройство 11, выполненное, например в виде крестовины. В нижнем торце 10 выполнен проход-дроссель 12, соединяющий продольный канал 5 с трактом двигателя. Вместо дросселя 12 в стенке лопатки между раскручивающим устройством 11 и торцем 10 может быть выполнена перфорация 13. Длина продольного канала 5 равна не менее 9D. Проходная площадь закручивающего устройства 7 составляет примерно 0,1F. The blade of the GTE input device contains a feather 1 with the upper 2 and lower 3 elements of its fastening to the engine body. A longitudinal channel 5 is made in the input edge 4, communicating with the air supply channel 6 through a twisting device 7 at the upper end 8 of the longitudinal channel 5. At the upper end 8, in the center of the longitudinal channel 5, a hole 9 is made connecting the longitudinal channel 5 with the engine path. The diameter of this hole 9 is 0.6 ... 0.9 D, where D = 4F / P is the hydraulic diameter of the longitudinal channel, F and P are respectively the area and perimeter of the cross section of the longitudinal channel 5. The cross section of the longitudinal channel can be round. Next to the lower end 10 of the longitudinal channel 5, a spinning device 11 is installed, made, for example, in the form of a cross. In the lower end 10 there is a passage-throttle 12 connecting the longitudinal channel 5 with the engine path. Instead of a throttle 12 in the wall of the blade between the spinning device 11 and the end face 10, perforation 13 can be performed. The length of the longitudinal channel 5 is at least 9D. The passage area of the swirling device 7 is about 0.1F.

Лопатка ГТД работает следующим образом: сжатый воздух, отобранный из-за компрессора двигателя, через канал подвода воздуха 6 и закручивающее устройство 7, выполненного, например, в виде тангенциального сопла, втекает в канал 5 в виде интенсивно закручивающего потока. Интенсивно закрученный поток перемещается вдоль периферии канала 5 в направлении торца 10 и теряет свою закрутку в процессе диссипативного воздействия вязкостных сил и потери импульса на генерацию турбулентности и когерентных вихревых структур. При этом радиальный градиент давления уменьшается, возрастает давление на оси канала, вызывая возникновение возвратного приосевого течения в виде вынужденного вихря. Таким образом в канале 5 формируются два закрученных вихревых потока - периферийный (у стенок канала) и приосевой (на оси канала), перемещающийся в противоположных направлениях. В процессе их газодинамического воздействия полная температура периферийного потока заметно возрастает за счет охлаждения приосевого потока. Приосевой поток пониженной температуры истекает из канала 5 через центральное отверстие 9 в тракт двигателя. Периферийный закрученный поток у стенки канала 5, имеющий повышенную полную температуру, перемещается к раскручивающемуся устройству 11, обогревая при этом кромку 4, и через дроссель 12 отводится в газовоздушный тракт ГТД. В зависимости от соотношения расходов периферийного подогретого и приосевого охлажденного потоков, как следует из литературы [3], эффекты подогрева воздуха у стенок продольного канала 5 могут достигать весьма существенных значений Δ T_г = 50 ... 150 К. Закрутка потока и интенсивная турбулизация его обеспечивают у стенок продольного канала 5 достаточно большие значения среднего коэффициента теплоотдачи α □ 800 Вт/м²К. В результате получается высокая плотность теплового потока q = α (T_в ^* - T_ст) от обогревающего воздуха в стенку. Здесь (T_в ^* = T_к ^* + Δ T_г - температура периферийного потока воздуха, T_к ^* - температура воздуха за компрессором ГТД, откуда отбирается воздух для обогрева лопатки входного устройства.The GTE blade works as follows: compressed air taken from the engine compressor through the air supply channel 6 and a twisting device 7, made, for example, in the form of a tangential nozzle, flows into the channel 5 in the form of an intensely swirling flow. The intensely swirling flow moves along the periphery of the channel 5 in the direction of the end face 10 and loses its swirl during the dissipative effect of viscous forces and loss of momentum on the generation of turbulence and coherent vortex structures. In this case, the radial pressure gradient decreases, the pressure on the channel axis increases, causing the appearance of a return axial flow in the form of a forced vortex. Thus, two swirling vortex flows are formed in channel 5 - peripheral (near the channel walls) and paraxial (on the channel axis), moving in opposite directions. In the process of their gas-dynamic impact, the total temperature of the peripheral flow increases markedly due to cooling of the axial flow. The axial flow of reduced temperature flows from the channel 5 through the central hole 9 into the engine path. The peripheral swirling flow near the channel wall 5, having an increased total temperature, moves to the unwinding device 11, heating the edge 4, and through the throttle 12 is discharged into the gas-air duct of the gas turbine engine. Depending on the ratio of the costs of the peripheral heated and axial cooled flows, as follows from the literature [3], the effects of air heating at the walls of the longitudinal channel 5 can reach very significant values Δ T _g = 50 ... 150 K. The flow swirl and its intense turbulization provide the walls of the longitudinal channel 5 with sufficiently large values of the average heat transfer coefficient α □ 800 W / m ² K. As a result, a high heat flux density q = α (T _in ^* - T _st ) from the heating air to the wall is obtained. Here (T _in ^* = T _to ^* + Δ T _g is the temperature of the peripheral air flow, T _to ^* is the temperature of the air behind the gas turbine compressor, from where air is taken to heat the blades of the inlet device.

Для оценки эффективности заявляемой лопатки был выполнен сравнительный расчет минимальной температуры стенки

входной кромки двух лопаток с одинаковой геометрией наружного профиля пера и при равном расходе обогревающего воздуха через канал входной кромки. Материал лопаток 10Х18Н9ТЛ. Толщина стенки входной кромки лопатки 1,5 мм. У лопатоки 1 организована интенсивная закрутка обогревающего воздуха, как в заявляемой конструкции. У лопатки 2 в кромочном канале течение теплоносителя турбулентное его закрутки, как на прототипе. Основные параметры воздуха, обтекающего лопатки снаружи: коэффициент скорости λ = 0,2, давление P_о ^* = 0,1 МПа, температура T_о ^* = 243 К, угол атаки на лопатки i - 0^o. Основные параметры закомпрессорного воздуха, обогревающего лопатки: температура T_к ^* = 410 К, давление P_к ^* = 0,4 МПа, расход обогревающего воздуха в лопатках G = 0,002 кг/с. Расчет выполнен по известным уравнениям [1,3 - 5] для плоской задачи теплопроводности при задании граничных условий 6-его рода.To assess the effectiveness of the inventive blades, a comparative calculation of the minimum wall temperature was performed.

the input edge of two blades with the same geometry of the outer profile of the pen and with an equal flow of heating air through the channel of the input edge. Material of blades 10X18H9TL. The wall thickness of the inlet edge of the blade is 1.5 mm. At the blade 1, an intense swirl of heating air is organized, as in the claimed design. At the blades 2 in the edge channel, the flow of the coolant is turbulent in its swirl, as in the prototype. The main parameters of the air flowing around the blades from the outside: velocity coefficient λ = 0.2, pressure P _о ^* = 0.1 MPa, temperature T _о ^* = 243 K, angle of attack on the blades i - 0 ^o . The main parameters of the compressor air heating the blades: temperature T _k ^* = 410 K, pressure P _k ^* = 0.4 MPa, heating air flow in the blades G = 0.002 kg / s. The calculation was performed according to the well-known equations [1,3 - 5] for the plane heat conduction problem with the boundary conditions of the 6th kind.

Значения граничных условий 3-его рода ( α и T_в ^*) со стороны теплоносителя и результаты расчета

входной кромки для обоих лопаток представлены в таблице 1. (см. в конце описания).The values of the boundary conditions of the third kind (α and T _in ^* ) on the coolant side and the calculation results

the input edges for both blades are presented in table 1. (see the end of the description).

Из результатов расчетов следует, что при равном расходе обогреваемого воздуха входная кромка лопатки заявляемой конструкции обогревается интенсивнее, т. к. ее температура на 15 К выше, что повышает надежность работы противообледенительной системы двигателя, а при необходимости дает возможным снизить расход обогреваемого воздуха и тем самым повысить общую мощность ГТД. From the calculation results it follows that with an equal flow rate of heated air, the inlet edge of the blade of the claimed design is heated more intensively, since its temperature is 15 K higher, which increases the reliability of the engine anti-icing system, and if necessary makes it possible to reduce the consumption of heated air and thereby increase the overall power of a gas turbine engine.

Источники информации
1. Тенищев Р.Х. и др. Противообледенительные системы летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1967, с. 75, 74, 67.Sources of information
1. Tenischev R.Kh. and other anti-icing systems of aircraft. -M.: Engineering, 1967, p. 75, 74, 67.

2. Тенищев Р.Х. и др. Противообледенительные системы летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1967, с. 75, рис. 3.27,а (прототип). 2. Tenischev R.Kh. and other anti-icing systems of aircraft. -M.: Engineering, 1967, p. 75, fig. 3.27, a (prototype).

3. Суслов А.Д. и др. Вихревые аппараты. М.: Машиностроение, 1985, 254 с. 3. Suslov A.D. and other vortex devices. M .: Mechanical Engineering, 1985, 254 p.

4. Михеев М.А., Михеева И.М. Основы теплопередачи. -М.: Энергия, 1973, 320 с. 4. Mikheev M.A., Mikheeva I.M. The basics of heat transfer. -M .: Energy, 1973, 320 p.

5. Абкарян А.А. и др. Гидродинамика и теплообмен при течении закрученного потока воздуха в системе "вихревая камера - цилиндрический канал". -Межвуз. сб. Сер. Теплообмен и трение в двигателях и энергетических установках летательных аппаратов. - Казань, 1987, с. 4 - 8. 5. Abkaryan A.A. et al. Hydrodynamics and heat transfer during a swirling air flow in the "vortex chamber - cylindrical channel" system. -Interior. Sat Ser. Heat transfer and friction in the engines and power plants of aircraft. - Kazan, 1987, p. 4 - 8.

Claims

1. The blade of the GTE input device with the upper and lower fastening elements, in the input edge of the pen of which a longitudinal channel is made, communicating with the air supply channel in the upper part of the blade and with the gas through part of the GTE through the holes in the blade wall at the upper and lower ends of the longitudinal channel, in that a twisting device is installed at the outlet of the air supply channel, and a hole made in the end of the longitudinal channel adjacent to the twisting device is located in the center of the latter.

2. The GTE blade according to claim 1, characterized in that the longitudinal channel is made of circular cross section.

3. The GTE blade according to claim 1, characterized in that the diameter of the hole located in the center of the longitudinal channel is 0.6 - 0.9 from the diameter of the longitudinal channel.

4. The GTE blade according to claims 1 and 2, characterized in that in the longitudinal channel, at the end opposite from the twisting device, there is a spinning device, for example, in the form of a cross.