RU2238418C2 - Двухконтурный газотурбинный двигатель - Google Patents
Двухконтурный газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2238418C2 RU2238418C2 RU2002130811A RU2002130811A RU2238418C2 RU 2238418 C2 RU2238418 C2 RU 2238418C2 RU 2002130811 A RU2002130811 A RU 2002130811A RU 2002130811 A RU2002130811 A RU 2002130811A RU 2238418 C2 RU2238418 C2 RU 2238418C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- circuit
- walls
- additional
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником. Вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров. Теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами. Изобретение позволяет повысить КПД и расширить диапазон бессрывных режимов. 4 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационных двигателей, преимущественно гражданского назначения, а также для использования в качестве силовых установок на самолетах военно-транспортной авиации.
Из патентной документации известны двухконтурные газотурбинные двигатели, содержащие вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины и реактивные сопла, а также теплообменник, установленный внутри полых обтекателей, расположенных в наружном контуре двигателя (см., например, патент США №5123242 по кл.60-226.1 от 1992 г.).
В таких двигателях теплообменники предназначены для утилизации тепла сжатого воздуха, отбираемого из проточной части компрессора газогенератора и направляемого для использования в различных системах самолета. В качестве хладоносителя в них предполагается использовать низкотемпературный воздух, отбираемый из наружного контура двигателя за его вентилятором.
Благодаря такому теплообмену удается частично компенсировать потери тяги, связанные с отбором высокоэнергетического воздуха из внутреннего контура двигателя, поскольку подогретый воздушный поток направляется на выхлоп и добавляет дополнительный импульс реактивной струе. Очевидно, указанный теплообмен не оказывает ощутимого влияния на процессы сжатия воздуха во внутреннем контуре двигателя и не дает никакого выигрыша в характеристиках его компрессоров.
По мнению авторов, наиболее близким техническим решением заявляемому объекту изобретения является двухконтурный газотурбинный двигатель, описанный в патенте США №5269135 по кл.60-226.1 1992 г.
Этот двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины и реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником.
Согласно описанию в таком двигателе теплообменник предназначен для охлаждения масла, циркулирующего в маслосистеме двигателя. Хладагентом является часть воздуха, отбираемого из наружного контура двигателя за его вентилятором. Идея такой схемы состоит в том, что подогретый в дополнительном контуре воздух направляется на выхлоп и создает дополнительный импульс в реактивной струе. Поскольку теплоресурс охлаждаемого масла невелик, для размещения теплообменника оказывается достаточным использование дополнительного воздушного контура, имеющего малые поперечные габариты в окружном направлении, о чем свидетельствуют иллюстрации, содержащиеся в описании патента.
И в данном случае очевидным недостатком рассматриваемой схемы является то, что теплообменный процесс никак не используется для улучшения процессов сжатия воздуха в компрессорах двигателя.
Предлагаемый двигатель отличается от двигателя-прототипа тем, что вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора и на прилегающих участках стенок наружного и внутреннего контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.
Поставленной задачей предлагаемого изобретения являются:
- повышение коэффициента полезного действия вентилятора;
- повышение КПД компрессора;
- уменьшение энергии, потребляемой компрессором;
- снижение температуры газов перед турбиной, благодаря чему увеличивается эксплуатационный ресурс двигателя.
Технический результат, направленный на решение поставленной задачи, обеспечивается тем, что двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником, при этом вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.
Особенности описываемого двигателя поясняются следующим фигурами.
На фиг.1 схематически показан его продольный разрез.
Фиг.2 поясняет структуру входного участка дополнительного контура, а на фиг.3 - вид по стрелкам K1, K2 и К3.
На фиг.4 представлено схематическое изображение корпуса компрессора в поперечном сечении.
Двигатель содержит вентилятор 1, оснащенный направляющими аппаратами 2 и 3 в наружном 4 и внутреннем 5 контурах двигателя соответственно, компрессоры низкого 6 и высокого 7 давления внутреннего контура двигателя, камеру сгорания 8, газовые турбины 9 и реактивные сопла 10 и 24.
Помимо традиционных узлов и магистралей, заявляемый двигатель имеет дополнительный воздушный контур 11, вход в который образован перфорацией 12, 13, 14 на торцевых стенках межлопаточных каналов и на примыкающих участках 18, 19, 20, 21 и 22, 23 проточных частей наружного и внутреннего контуров двигателя, как это показано в элементах А, Б, выделенных на фиг.1 и более наглядно изображенных на фиг.2. Из конструктивных соображений в качестве входа в дополнительный воздушный контур может быть использована лишь часть из указанных перфорированных стенок 12, 13 или 14.
Дополнительный контур 11 охватывает компрессоры 6 и 7 внутреннего контура. Часть поверхности проточной части дополнительного контура на участке, охватывающем компрессор высокого давления 7, образована внешней поверхностью корпуса этого компрессора, содержащего ребра 15, условно показанные на фиг.3. Такой корпус компрессора представляет собой теплообменник 16, показанный на схеме фиг.1. Выход из дополнительного контура 11 образован профилированным реактивным соплом 17.
Принцип действия предлагаемого двигателя состоит в следующем.
Воздух, отбираемый из наружного 4 и внутреннего 5 контуров двигателя через перфорацию 12, 18, 19, 13, 20, 21, 14, 22, 23, подается в дополнительный контур 11. Следуя вдоль последнего, этот воздух протекает через теплообменник 16 и далее покидает дополнительный контур через реактивное сопло 17.
Отбор (отсос) воздуха в дополнительный контур 11 через перфорации 12, 18, 19, 13, 20, 21, 14, 22, 23 приводит к ослаблению вторичных течений в межлопаточных каналах направляющего аппаратов 2 и 3, благодаря чему снижаются гидравлические потери в них, а следовательно, повышается КПД вентилятора. Одновременно задерживается момент отрыва потока в направляющих аппаратах, вследствие чего расширяется диапазон бессрывных режимов вентилятора 1.
В теплообменнике 16 происходит отбор тепла из основного потока воздуха в компрессоре высокого давления 7 и соответствующий нагрев воздуха в дополнительном контуре 11.
Благодаря этому достигаются следующие эффекты:
В процессе теплообмена в наибольшей степени охлаждаются струйки тока в пристеночной области, т.е. в пограничном слое. Как известно, при снижении температуры газов снижается их вязкость, благодаря чему снижаются гидравлические потери в проточной части компрессора. Наличие такого эффекта ранее было экспериментально установлено авторами при испытаниях осевого компрессора [1] и подтверждается результатами продувок диффузорных каналов [2].
Из общей термодинамики процессов сжатия известно, что при отводе тепла снижается работа, потребляемая компрессором. Это свойство широко используется в стационарных газотурбинных установках - между каскадами компрессора устанавливаются промежуточные теплообменники.
Благодаря уменьшению работы, потребляемой компрессором, снижается мощность приводящей его газовой турбины. При одном и том же перепаде давлений соответственно снижается температура газа перед ней, что является одним из наиболее существенных факторов увеличения эксплуатационного ресурса и повышения надежности работы двигателя.
Теплота, подведенная к потоку воздуха в дополнительном контуре, утилизируется в виде дополнительной тяги, поскольку обеспечивается увеличение скорости реактивной струи в связи с повышением его температуры.
Источники изобретения
1. Технический отчет ЦИАМ. Инв. №4231, 1983.
2. Захаров Н.Н. Влияние теплообмена на характеристики дозвуковых диффузоров. ЦИАМ, Техн. справка №6659, 1970.
Claims (1)
- Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником, отличающийся тем, что вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002130811A RU2238418C2 (ru) | 2002-11-19 | 2002-11-19 | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002130811A RU2238418C2 (ru) | 2002-11-19 | 2002-11-19 | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002130811A RU2002130811A (ru) | 2004-06-10 |
RU2238418C2 true RU2238418C2 (ru) | 2004-10-20 |
Family
ID=33537248
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002130811A RU2238418C2 (ru) | 2002-11-19 | 2002-11-19 | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2238418C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU209432U1 (ru) * | 2021-08-12 | 2022-03-16 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурная газотурбинная установка |
-
2002
- 2002-11-19 RU RU2002130811A patent/RU2238418C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU209432U1 (ru) * | 2021-08-12 | 2022-03-16 | Владимир Леонидович Письменный | Двухконтурная газотурбинная установка |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11143106B2 (en) | Combustion section heat transfer system for a propulsion system | |
US10480407B2 (en) | Heat exchanger assembly for engine bleed air | |
RU2332579C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
US6250061B1 (en) | Compressor system and methods for reducing cooling airflow | |
EP3075983B1 (en) | Gas turbine engine | |
US8205426B2 (en) | Method and apparatus for operating gas turbine engines | |
EP2138676B1 (en) | Method and device for cooling a gas turbine casing | |
US7114339B2 (en) | Cavity on-board injection for leakage flows | |
US5680767A (en) | Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine | |
RU2318122C2 (ru) | Диффузор наземного или авиационного газотурбинного двигателя | |
KR930021925A (ko) | 개스 터빈 그룹의 작동방법 | |
EP2236750B1 (en) | An impingement cooling arrangement for a gas turbine engine | |
RU2631847C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы | |
JP2004360700A (ja) | ガスタービンエンジンを作動させる方法及び装置 | |
US5287694A (en) | Fluid channeling system | |
EP1637712A2 (en) | Gas turbine engine having improved core system | |
US9995216B1 (en) | Disc turbine engine | |
GB2251031A (en) | Cooling air pick up for gas turbine engine | |
US20050095117A1 (en) | Methods and apparatus for operating gas turbine engines | |
US10815829B2 (en) | Turbine housing assembly | |
RU2238418C2 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
RU2311549C2 (ru) | Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости | |
US10808572B2 (en) | Cooling structure for a turbomachinery component | |
GB2042643A (en) | Cooled Gas Turbine Engine | |
RU2706524C1 (ru) | Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20121120 |