RU2409745C1

RU2409745C1 - Method of cooling gas turbine engine vanes

Info

Publication number: RU2409745C1
Application number: RU2009128919/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Леонидович Письменный (RU); Владимир Леонидович Письменный
Original assignee: Владимир Леонидович Письменный
Priority date: 2009-07-27
Filing date: 2009-07-27
Publication date: 2011-01-20

Abstract

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: proposed method consists in cooling air bled from engine and feeding it via bores made in turbine wheel into turbine vane inner spaces. Gas turbine engine represents a turbo ejector engine. Cooling air is bled from inlet device, cooled by mixing with water or fuel and forced into turbine vane inner spaces via engine shaft and bores of radial-flow compressor built in turbine wheel. ^ EFFECT: increased thrust power and flight speed due to higher temperature in main combustion chamber. ^ 4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.

В газотурбинных двигателях (ГТД) температура газа в основной камере сгорания зависит как от количества сгораемого топлива (коэффициента избытка воздуха), так и от температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, и может достигать 2600÷2800 К (при более высоких температурах происходит диссоциация продуктов сгорания). Жаропрочность турбинных лопаток, как правило, не превышает 1200 К. Существующие способы охлаждения турбинных лопаток позволяют повышать температуру газа перед лопатками до 2000 К, что на 600÷800 градусов меньше той, которую можно допустить (иметь) в камере сгорания ГТД. Наличие указанной разницы вынуждает ограничивать подачу топлива (температуру газа в основной камере сгорания) и соответственно - мощность ГТД.In gas turbine engines (GTE), the gas temperature in the main combustion chamber depends both on the amount of fuel burned (excess air coefficient) and on the temperature of the air entering the combustion chamber, and can reach 2600 ÷ 2800 K (at higher temperatures, products dissociate combustion). The heat resistance of turbine blades, as a rule, does not exceed 1200 K. Existing methods of cooling turbine blades allow increasing the gas temperature in front of the blades to 2000 K, which is 600 ÷ 800 degrees lower than that which can be allowed (to have) in the GTE combustion chamber. The presence of this difference forces to limit the supply of fuel (gas temperature in the main combustion chamber) and, accordingly, the power of the gas turbine engine.

Целью изобретения является разработка способа, позволяющего создать условия, при которых температуру газа в основной камере сгорания ГТД можно повысить до 2600÷2800 К (снять ограничения по подаче топлива, накладываемые турбиной).The aim of the invention is to develop a method that allows you to create conditions under which the gas temperature in the main combustion chamber of a gas turbine engine can be increased up to 2600 ÷ 2800 K (remove the restrictions on fuel supply imposed by the turbine).

Известны открытые и замкнутые системы охлаждения турбинных лопаток (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.189, рис.11.1 и 11.2). В открытых системах охладитель (например, воздух, отбираемый от компрессора) используется для отвода тепла от лопаток однократно, после чего выпускается в проточную часть турбины. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем внутренние полости лопаток и теплообменник.Open and closed systems for cooling turbine blades are known (Kazanjan P.K., Tikhonov N.D., Yanko A.K. Theory of aircraft engines. - M .: Engineering, 1983, p. 189, Fig. 11.1 and 11.2). In open systems, a cooler (for example, air taken from the compressor) is used to remove heat from the blades once, after which it is discharged into the flow part of the turbine. In closed systems, a liquid or gaseous coolant circulates in a closed circuit, including the internal cavity of the blades and the heat exchanger.

Известна система воздушного охлаждения турбинных лопаток открытого типа, которая используется в авиационном газотурбинном двигателе АЛ-31Ф (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003 г., стр.656, рис.22.1). В этой системе воздух, отбираемый от компрессора, охлаждается в теплообменнике, установленном во втором контуре, и через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, подается во внутренние полости турбинных лопаток.Known air cooling system for turbine blades of the open type, which is used in the aircraft gas turbine engine AL-31F (Theory, calculation and design of aircraft engines and power plants. Under the editorship of VA Sosunov, VM Chepkina. - M .: Publishing House - in MAI, 2003, p. 656, fig. 22.1). In this system, the air drawn from the compressor is cooled in a heat exchanger installed in the second circuit, and through the channels made in the impeller of the turbine, it is supplied to the internal cavities of the turbine blades.

Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02С 3/32, 1999 г.), у которого температура газа перед турбинными лопатками ниже, чем на выходе из основной камеры сгорания, а степень повышения давления в осевом компрессоре π_к менее четырех.A turbojet engine is known (Patent RU 2190772, IPC 7 F02C 3/32, 1999), in which the gas temperature in front of the turbine blades is lower than at the outlet of the main combustion chamber, and the degree of pressure increase in the axial compressor is π _to less than four.

Поставленная цель достигается тем, что в турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) воздух для охлаждения турбинных лопаток отбирается от входного устройства, охлаждается, смешиваясь с водой (топливом) во внутренней полости вала двигателя, сжимается в низконапорном (π_к=1,8÷2,0) центробежном компрессоре, встроенном в рабочее колесо турбины, с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток, откуда истекает в проточную часть турбины, отбирая тепло от лопаток и создавая защитную (газовую) пленку на поверхности пера каждой из них.This goal is achieved by the fact that in a turbojet engine (TRE), air for cooling turbine blades is taken from the inlet device, cooled, mixed with water (fuel) in the internal cavity of the engine shaft, compressed in a low-pressure (π _to = 1.8 ÷ 2.0 ) a centrifugal compressor built into the turbine impeller, with its subsequent supply through the channels made in the turbine impeller, into the internal cavities of the turbine blades, from where it flows into the turbine flow part, taking heat from the blades and creating a protective (gas uy) a film on the surface of the pen of each of them.

Сущность изобретения заключается в том, что для достижения поставленной цели осуществляется двойное охлаждение: а) горячего газа - воздухом второго контура; б) турбинных лопаток - воздухом, отбираемым от входного устройства, расход которого более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор. При необходимости эффект охлаждения лопаток усиливается за счет использования хладоресурса жидкости (воды или топлива).The essence of the invention lies in the fact that to achieve this goal, double cooling is carried out: a) hot gas - air of the second circuit; b) turbine blades - with air taken from the inlet device, the flow rate of which is more than eight percent of the air flow through the compressor. If necessary, the cooling effect of the blades is enhanced by the use of the coolant of the liquid (water or fuel).

Существенным является использование газодинамической схемы турбоэжекторного двигателя, которая позволяет реализовать указанное выше двойное охлаждение.It is essential to use the gas-dynamic scheme of the turbojet engine, which allows the implementation of the above double cooling.

На фиг.1 изображена схема турбоэжекторного двигателя, иллюстрирующая способ охлаждения турбинных лопаток;Figure 1 shows a diagram of a turbojet engine, illustrating a method of cooling turbine blades;

на фиг.2 изображены зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха.figure 2 shows the dependence of the increase in gas temperature in front of the turbine on the value of the decrease in temperature of the cooling air.

Турбоэжекторный двигатель (фиг.1) состоит из турбокомпрессора 1, включающего компрессор, основную камеру сгорания, камеру смешения, турбину, соединенную с компрессором полым валом 2, имеющую встроенный в рабочее колесо центробежный компрессор 3, полые лопатки 4, наружного канала 5, форсажной камеры 6.The turbojet engine (Fig. 1) consists of a turbocompressor 1, including a compressor, a main combustion chamber, a mixing chamber, a turbine connected to the compressor with a hollow shaft 2, having a centrifugal compressor 3 integrated into the impeller, 4 hollow blades 4, an external channel 5, and an afterburner 6.

Способ охлаждения турбинных лопаток 4 осуществляется следующим образом. Воздух (более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор) из выходного устройства за счет разрежения, создаваемого центробежным компрессором 3, поступает внутрь вала 2 и далее - в центробежный компрессор 3, имеющий расчетную степень повышения давления π_к=1,8÷2,0, после чего через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, - во внутренние полости лопаток 4, где за счет теплообмена и организации пленочного (заградительного) охлаждения осуществляется понижение температуры лопаток.The method of cooling turbine blades 4 is as follows. Air (more than eight percent of the air flow through the compressor) from the output device due to the vacuum created by the centrifugal compressor 3, enters the shaft 2 and then into the centrifugal compressor 3, with a calculated degree of pressure increase π _to = 1.8 ÷ 2.0 and then through the channels made in the impeller of the turbine, into the inner cavities of the blades 4, where due to heat transfer and organization of film (protective) cooling, the temperature of the blades is reduced.

В том случае, если температуру лопаток невозможно понизить до допустимого значения, что имеет место на скоростях полета М>3,5, внутрь вала 2 подается вода в количестве, необходимом для понижения температуры лопаток до допустимого значения. Температура воздуха на скоростях полета М>3,5 составляет более 600 К. Вода, попадая внутрь вала, испаряется, поглощая теплоту. Образующаяся паровоздушная смесь имеет более низкую температуру и более высокую теплоемкость, чем исходный воздух, что способствует лучшему охлаждению лопаток.In the event that the temperature of the blades cannot be reduced to an acceptable value, which occurs at flight speeds M> 3.5, water is supplied into the shaft 2 in the amount necessary to lower the temperature of the blades to an acceptable value. The air temperature at flight speeds M> 3.5 is more than 600 K. Water, getting inside the shaft, evaporates, absorbing heat. The resulting vapor-air mixture has a lower temperature and higher heat capacity than the source air, which contributes to better cooling of the blades.

У форсированных двигателей вместо воды внутрь вала 2 подается топливо, используемое в форсажной камере.For forced engines, instead of water, fuel used in the afterburner is fed into the shaft 2 instead of water.

Существенным для достижения поставленной цели является то, что в турбоэжекторном двигателе наряду с процессами, описанными выше, происходит охлаждение газа, выходящего из основной камеры сгорания, воздухом наружного контура 5. Благодаря этому температура газа перед турбиной Тг* оказывается существенно ниже температуры газа в камере сгорания (температура газа перед турбиной ТРДЭ при стехиометрическом составе топлива в основной камере сгорания составляет ~2300 К).It is essential to achieve this goal that, in addition to the processes described above, in the turbojet engine, the gas leaving the main combustion chamber is cooled by the air of the external circuit 5. Due to this, the gas temperature in front of the turbine Tg * is significantly lower than the gas temperature in the combustion chamber (the gas temperature in front of the turbofan engine with a stoichiometric composition of the fuel in the main combustion chamber is ~ 2300 K).

Покажем, что предлагаемые меры достаточны, чтобы обеспечить работоспособность турбины при Тг* более 2300 К.We show that the proposed measures are sufficient to ensure the turbine operability at Tg * of more than 2300 K.

На фиг.2 показаны зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха ΔТ_во, построенные с использованием метода малых отклонений для ГТД пятого поколения (Тг*=2000 К; π_к=25). Зависимости построены для трех значений коэффициента интенсивности охлаждения θ=0,6; 0,7; 0,8 (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.195, рис.11.8). Видно, что уменьшение температуры охлаждающего воздуха на 70÷200 градусов позволяет повысить Тг* до 2300 К и более. В ТРДЭ снижение температуры охлаждающего воздуха только за счет уменьшения степени сжатия охлаждающего воздуха с 25 (ГТД пятого поколения) до 1,8-2,0 (ТРДЭ) составляет более 400 градусов, а следовательно, температура газа перед турбинными лопатками без каких-либо доработок может быть увеличена до 2300 К и более.Figure 2 shows the dependences of the increase in the gas temperature in front of the turbine on the decrease in the temperature of the cooling air ΔT _in , constructed using the method of small deviations for the fifth-generation gas turbine engine (Tg * = 2000 K; π _k = 25). Dependencies are constructed for three values of the coefficient of cooling intensity θ = 0.6; 0.7; 0.8 (Kazanjan P.K., Tikhonov N.D., Yanko A.K. Theory of aircraft engines. - M.: Mechanical Engineering, 1983, p. 195, Fig. 11.8). It can be seen that a decrease in the temperature of cooling air by 70–200 degrees makes it possible to increase Tg * to 2300 K and more. In TRDE, a decrease in the temperature of cooling air only due to a decrease in the degree of compression of cooling air from 25 (fifth-generation gas turbine engines) to 1.8-2.0 (TRDE) is more than 400 degrees, and consequently, the gas temperature in front of the turbine blades without any modifications can be increased up to 2300 K and more.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет снять температурные ограничения (ограничения по подаче топлива), накладываемые газовой турбиной на работу основной камеры сгорания ГТД, и при необходимости - довести температуру газа в основной камере сгорания до 2600-2800 К.Thus, the proposed method allows you to remove the temperature restrictions (restrictions on fuel supply) imposed by the gas turbine on the operation of the main combustion chamber of the gas turbine engine, and if necessary, bring the temperature of the gas in the main combustion chamber to 2600-2800 K.

Снятие указанных ограничений позволит существенно повысить тяговую мощность ГТД и, как следствие, увеличить скорость полета летательных аппаратов. Расчетные исследования показывают, что ТРДЭ позволяют без применения форсажа разгонять летательные аппараты до скоростей полета М=5,0 (В.Л.Письменный. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета // Полет, 2009, №8. С.19-23). При этом общий коэффициент полезного действия ТРДЭ составляет порядка 50 процентов.Removing these restrictions will significantly increase the traction power of a gas turbine engine and, as a result, increase the flight speed of aircraft. Computational studies show that TRRE allow you to accelerate aircraft to the flight speeds M = 5.0 without using afterburner (V.L. Pismenny. The concept of a gas turbine engine for hypersonic flight speeds // Polet, 2009, No. 8. P.19-23) . At the same time, the overall efficiency coefficient of TRDE is about 50 percent.

Claims

1. The method of cooling the turbine blades of a gas turbine engine, which consists in cooling the air taken from the engine with its subsequent supply through channels made in the impeller of the turbine into the internal cavity of the turbine blades, characterized in that the gas turbine engine is a turbojet engine with air for cooling taken from the input device, cooled by mixing with water or fuel and fed into the internal cavity of the turbine blades through the motor shaft and the channels of the centrifugal compressor built into the impeller of the turbine.

2. The method of cooling the turbine blades of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the centrifugal compressor has a calculated degree of pressure increase of 1.8 ÷ 2.0.

3. The method for cooling turbine blades of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the amount of air taken from the input device for cooling the turbine blades is more than eight percent of the air flow through the compressor.

4. The method of cooling turbine blades of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the water is supplied at air temperatures of more than 600 K.