RU2200859C2

RU2200859C2 - Gas turbine engine

Info

Publication number: RU2200859C2
Application number: RU2001116841A
Authority: RU
Inventors: М.М. Гойхенберг; Ю.А. Канахин; В.М. Чепкин
Original assignee: Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн"
Priority date: 2001-06-21
Filing date: 2001-06-21
Publication date: 2003-03-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas turbine engines. SUBSTANCE: engine contains combustion chamber, compressor connected through shaft with cooled turbine, space located behind last stage of compressor being separated by labyrinth seal from compressor setting and communicating with inlet of air feed duct. Space is limited by first stage of turbine, shaft and combustion chamber. Turbine is made with at least two stages with cooled nozzle assembly placed between stages which forms interdisk space. Outlet of air feed duct communicates with interdisk space through nozzle assembly cooling duct. EFFECT: reduced fuel consumption and increased reliability, efficiency and gas- dynamic stability of compressor. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к схемам газотурбинных двигателей. The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing, and in particular to schemes of gas turbine engines.

Известен газотурбинный двигатель [1]. Known gas turbine engine [1].

Из известных газотурбинных двигателей наиболее близким к предложенному является газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с охлаждаемой турбиной, включающей, по меньшей мере, две ступени с размещенным между ними охлаждаемым сопловым аппаратом, образующие междисковую полость, причем последняя ступень компрессора, первая ступень турбины и камера сгорания образуют с валом думисную полость компрессора, и питающий воздуховод, выход которого сообщен с междисковой полостью через тракт охлаждения соплового аппарата [2]. Of the known gas turbine engines, the closest to the proposed one is a gas turbine engine containing a combustion chamber, a compressor connected via a shaft to a cooled turbine, comprising at least two stages with a cooled nozzle apparatus placed between them, forming an inter-disk cavity, the last stage of the compressor the first stage of the turbine and the combustion chamber form a compressor dummy cavity with the shaft, and a supply duct, the output of which is communicated with the interdisc cavity through the oh azhdeniya nozzle [2].

Недостатком этого технического решения является то, что указанный отбор из тракта компрессора ухудшает его коэффициент полезного действия и газодинамическую устойчивость. Это в целом снижает экономичность двигателя и ухудшает его работоспособность на переменных режимах эксплуатации. The disadvantage of this technical solution is that the specified selection from the compressor path worsens its efficiency and gas-dynamic stability. This generally reduces the efficiency of the engine and affects its performance in variable operating modes.

Особенно это актуально для авиационных газотурбинных двигателей, предназначенных для широкого диапазона эксплуатации по скорости и высоте полета, при больших неравномерностях по давлению и температуре на входе в двигатель. This is especially true for aircraft gas turbine engines designed for a wide range of operation in speed and altitude, with large unevenness in pressure and temperature at the engine inlet.

Задачей изобретения является повышение экономичности двигателя с одновременным повышением его надежности путем повышения коэффициента полезного действия и газодинамической устойчивости компрессора. The objective of the invention is to increase the efficiency of the engine while increasing its reliability by increasing the efficiency and gas-dynamic stability of the compressor.

Указанная задача решается тем, что в известном газотурбинном двигателе, содержащем камеру сгорания, компрессор, соединенный посредством вала с охлаждаемой турбиной, включающей, по меньшей мере, две ступени с размещенным между ними охлаждаемым сопловым аппаратом, образующие междисковую полость, причем последняя ступень компрессора, первая ступень турбины и камера сгорания образуют с валом думисную полость компрессора, и питающий воздуховод, выход которого сообщен с междисковой полостью через тракт охлаждения соплового аппарата, думисная полость компрессора отделена от его проточной части лабиринтным уплотнением и сообщена со входом питающего воздуховода. This problem is solved in that in a known gas turbine engine containing a combustion chamber, a compressor connected via a shaft to a cooled turbine, comprising at least two stages with a cooled nozzle apparatus placed between them, forming an interdisc cavity, the last stage of the compressor, the first the turbine stage and the combustion chamber form the compressor dummy cavity with the shaft, and the supply duct, the outlet of which is connected to the interdisc cavity through the cooling path of the nozzle apparatus, the compressor cavity is separated from its flow part by a labyrinth seal and communicated with the inlet of the supply duct.

Наличие лабиринтного уплотнения между проточной частью и думисной полостью необходимо с точки зрения обеспечения работоспособности компрессора и обуславливает определенные протечки воздуха из тракта компрессора в думисную полость компрессора. The presence of a labyrinth seal between the flow part and the dumis cavity is necessary from the point of view of ensuring the compressor operability and causes certain air leaks from the compressor path to the dumis cavity of the compressor.

Сообщение думисной полости с входом питающего воздуховода позволяет направить эти протечки воздуха на охлаждение соплового аппарата и наддув междисковой полости турбины. The communication of the dumice cavity with the inlet of the supply duct allows directing these air leaks to cool the nozzle apparatus and pressurize the interdisc space of the turbine.

В этом случае отпадает необходимость в отборе от газовоздушного тракта компрессора, что позволяет выполнить его проточную часть аэродинамически более совершенной, а также улучшить согласованную работу его ступеней. In this case, there is no need to select a compressor from the gas-air duct, which makes it possible to make its flow part more aerodynamically perfect, as well as to improve the coordinated operation of its stages.

В то же время наличие лабиринтного уплотнения, размещенного в думисной полости компрессора, с одной стороны, обеспечивает его работоспособность, а с другой - через отвод части воздуха из пограничного слоя за последней ступенью компрессора улучшает работу диффузора камеры сгорания, что уменьшает потери полного давления в камере сгорания и через увеличение перепада давления на турбине увеличивает ее мощность и тем самым улучшает экономичность двигателя. At the same time, the presence of a labyrinth seal located in the compressor dummy cavity, on the one hand, ensures its operability, and on the other hand, through the removal of part of the air from the boundary layer behind the last compressor stage, it improves the operation of the combustion chamber diffuser, which reduces the loss of total pressure in the chamber combustion and by increasing the pressure drop across the turbine increases its power and thereby improves the efficiency of the engine.

На стационарных газотурбинных двигателях в тракте питающего воздуховода может быть размещен теплообменник. On stationary gas turbine engines, a heat exchanger can be placed in the path of the supply duct.

В этом случае воздух протечек, направляемый в сопловой аппарат и междисковую полость, охлаждается, приобретая более низкую температуру, что, в свою очередь, снижает температуру элементов конструкции, которую он омывает. Снижение температуры элементов конструкции обеспечивает более высокую надежность работы турбины и двигателя в целом. In this case, the leakage air directed into the nozzle apparatus and the interdisc cavity is cooled, acquiring a lower temperature, which, in turn, reduces the temperature of the structural elements that it washes. Lowering the temperature of structural elements provides higher reliability of the turbine and the engine as a whole.

Для двухконтурных газотурбинных двигателей питающий воздуховод размещен в тракте наружного контура и снабжен воздухо-воздушным теплообменником. Размещение теплообменника в наружном контуре двигателя позволяет создать его летный вариант по габаритам, массе, снизить температуру воздуха протечек, понизить температуру элементов турбины и увеличить надежность работы двигателя. For double-circuit gas turbine engines, the supply duct is located in the path of the external circuit and is equipped with an air-air heat exchanger. Placing the heat exchanger in the outer circuit of the engine allows you to create its flight version in terms of size, weight, reduce the temperature of the air leaks, lower the temperature of the turbine elements and increase the reliability of the engine.

На фиг.1 показан продольный разрез ГТД;
на фиг.2 - продольный разрез стационарного ГТД с теплообменником;
на фиг.3 - продольный разрез двухконтурного ГТД с воздухо-воздушным теплообменником.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine;
figure 2 is a longitudinal section of a stationary gas turbine engine with a heat exchanger;
figure 3 is a longitudinal section of a double-circuit gas turbine engine with an air-air heat exchanger.

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания 1, компрессор 2, соединенный посредством вала 3 с охлаждаемой турбиной 4, включающей, по меньшей мере, две ступени 5 и 6 с размещенным между ними сопловым аппаратом 7, образующие междисковую полость 8. Последняя ступень 9 компрессора 2, первая ступень 5 турбины 4 и камеры сгорания 1 образуют с валом 3 думисную полость 10 компрессора 2. ГТД содержит также питающий воздуховод 11, выход 12 которого сообщен с междисковой полостью 8 через тракт охлаждения 13 соплового аппарата 7, а думисная полость 10 компрессора 2 отделена от проточной части 14 компрессора 2 лабиринтным уплотнением 15 и сообщена со входом 16 питающего воздуховода 11. The gas turbine engine comprises a combustion chamber 1, a compressor 2, connected via a shaft 3 to a cooled turbine 4, including at least two stages 5 and 6 with a nozzle apparatus 7 located between them, forming an interdisc cavity 8. The last stage 9 of the compressor 2, the first stage 5 of the turbine 4 and the combustion chamber 1 form a dummy cavity 10 of the compressor 2 with the shaft 3. The gas turbine engine also contains a supply duct 11, the outlet 12 of which is connected to the interdisc cavity 8 through the cooling path 13 of the nozzle apparatus 7, and the dummy cavity 10 is a compressor and 2 is separated from the flow part 14 of the compressor 2 by a labyrinth seal 15 and communicated with the input 16 of the supply duct 11.

Для стационарных ГТД в тракте питающего воздуховода 11 размещен теплообменник 17. For stationary gas turbine engines, a heat exchanger 17 is located in the path of the supply duct 11.

Применительно к двухконтурным ГТД питающий воздуховод 11 размещен в тракте 18 наружного контура 19 и снабжен воздухо-воздушным теплообменником 20. In relation to the double-circuit gas turbine engine, the supply duct 11 is located in the path 18 of the outer circuit 19 and is equipped with an air-air heat exchanger 20.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом. The gas turbine engine operates as follows.

Воздух из тракта 14 компрессора поступает в камеру сгорания 1 и одновременно в лабиринтное уплотнение 15, а из него в думисную полость 10. Из думисной полости 10 воздух поступает на вход 16 питающего воздуховода 11, а из него через выход 12 - в тракт охлаждения 13 соплового аппарата 7 и далее в тракт турбины. Из тракта охлаждения 13 воздух поступает в междисковую полость 8. Air from the compressor path 14 enters the combustion chamber 1 and at the same time into the labyrinth seal 15, and from it into the dummy cavity 10. From the dumis cavity 10, air enters the input 16 of the supply duct 11, and from it through the output 12 to the cooling path 13 of the nozzle apparatus 7 and further into the turbine path. From the cooling path 13, the air enters the interdisc cavity 8.

В стационарном газотурбинном двигателе с теплообменником 17 воздух между входом 16 и выходом 12 питающего воздуховода 11 охлаждается в теплообменнике 17. In a stationary gas turbine engine with a heat exchanger 17, the air between the inlet 16 and the outlet 12 of the supply duct 11 is cooled in the heat exchanger 17.

В двухконтурном газотурбинном двигателе воздух, поступивший в питающий воздуховод 11, перед поступлением его на вход 12 и далее в тракт 13 и междисковую полость 8 предварительно захолаживается воздухом тракта 18 наружного контура 19 в воздухо-воздушном теплообменнике 20. In a double-circuit gas turbine engine, the air entering the supply duct 11, before it enters the inlet 12 and then into the path 13 and the interdisc cavity 8 is precooled by the air of the path 18 of the outer circuit 19 in the air-to-air heat exchanger 20.

В результате подачи воздуха из компрессора через лабиринтное уплотнение и думисную полость в тракт охлаждения соплового аппарата и междисковую полость повышается кпд компрессора и уменьшаются потери полного давления в камере сгорания, вследствие чего повышается его экономичность и надежность работы двигателя. As a result of supplying air from the compressor through the labyrinth seal and the dumis cavity to the cooling path of the nozzle apparatus and the interdisc cavity, the efficiency of the compressor is increased and the total pressure loss in the combustion chamber is reduced, as a result of which its engine efficiency and reliability are increased.

Использование теплообменников позволяет снизить температуру элементов конструкции и дополнительно увеличить надежность работы двигателя. The use of heat exchangers can reduce the temperature of structural elements and further increase the reliability of the engine.

Источники информации
1. Патент Франции 2203025, МКИ F 02 K 3/04, опубл. 1974.Sources of information
1. French patent 2203025, MKI F 02 K 3/04, publ. 1974.

2. Патент Англии 1348127, МКИ F 02 C 7/14, опубл. 1974. 2. England patent 1348127, MKI F 02 C 7/14, publ. 1974.

Claims

1. A gas turbine engine comprising a combustion chamber, a compressor connected via a shaft to a cooled turbine, a cavity located behind the last stage of the compressor, separated from the compressor flow path by a labyrinth seal and communicated with the inlet of the supply duct, characterized in that the cavity is bounded by the first stage of the turbine, the shaft and the combustion chamber, the turbine is made with at least two stages with a cooled nozzle apparatus placed between them, forming an interdisk cavity, and the output the flowing duct is in communication with the interdisc cavity through the cooling path of the nozzle apparatus.

2. A gas turbine engine according to claim 1, characterized in that for a stationary gas turbine engine, a heat exchanger is placed in the path of the supply duct.

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that in the dual-circuit gas turbine engine, the supply duct is located in the path of the external circuit and is equipped with an air-air heat exchanger.