RU2436975C2 - Теплопередающая система для турбинного двигателя с использованием тепловых труб - Google Patents

Теплопередающая система для турбинного двигателя с использованием тепловых труб Download PDF

Info

Publication number
RU2436975C2
RU2436975C2 RU2007128957/06A RU2007128957A RU2436975C2 RU 2436975 C2 RU2436975 C2 RU 2436975C2 RU 2007128957/06 A RU2007128957/06 A RU 2007128957/06A RU 2007128957 A RU2007128957 A RU 2007128957A RU 2436975 C2 RU2436975 C2 RU 2436975C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
main
heat
heat pipe
heat pipes
pipes
Prior art date
Application number
RU2007128957/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007128957A (ru
Inventor
Катталайхери Сринивасан ВЕНКАТАРАМАНИ (US)
Катталайхери Сринивасан ВЕНКАТАРАМАНИ
Томас Ори МОНИЗ (US)
Томас Ори МОНИЗ
Джастин П. СТЕФЕНСОН (US)
Джастин П. СТЕФЕНСОН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2007128957A publication Critical patent/RU2007128957A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2436975C2 publication Critical patent/RU2436975C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
    • F28D15/02—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes
    • F28D15/0275—Arrangements for coupling heat-pipes together or with other structures, e.g. with base blocks; Heat pipe cores
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D7/00—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D7/0008—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits for one medium being in heat conductive contact with the conduits for the other medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/208—Heat transfer, e.g. cooling using heat pipes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

Теплопередающая система для турбинного двигателя, включающего в себя кольцевой кожух с совокупностью проходящих в основном радиально стоечных элементов, расположенных в нем, содержит, по меньшей мере, одну основную тепловую трубу и, по меньшей мере, одну вспомогательную тепловую трубу. Основная тепловая труба расположена, по меньшей мере, частично внутри выбранного одного из стоечных элементов. Вспомогательная тепловая труба расположена снаружи кожуха вентилятора и термически связана с, по меньшей мере, одной основной тепловой трубой и с источником тепла, в результате чего тепло из источника тепла передается по вспомогательной тепловой трубе в основную тепловую трубу и к выбранному стоечному элементу. Изобретение позволяет облегчить перенос тепла для недопущения или устранения обледенения, а также использовать в тепловых трубах рабочее тело, которое не воспламеняется. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Это изобретение относится в основном к турбинным двигателям, в частности к теплопередающей системе и способу теплопередачи с использованием тепловых труб для передачи тепла внутри газотурбинного двигателя.
В газотурбинных двигателях используется смазочное масло для смазки и охлаждения различных компонентов (например, подшипников и т.д.). Это масло отбирает значительное тепло в процессе, которое следует отводить для поддержания температуры в допустимых пределах. В известных газотурбинных двигателях часто применяются теплообменники для охлаждения моторного масла с использованием потока относительно холодного воздуха, такого как воздух, нагнетаемый вентилятором. В турбовентиляторных двигателях этот теплообменник зачастую находится на пути потока, текущего по каналу вентилятора. Такая конструкция приводит к потере давления и, следовательно, к значительному проигрышу при сгорании топлива. По оценкам, проигрыш в удельном потреблении топлива, связанный с такой конструкцией, может достигать 1%. С этой конструкцией связаны также проигрыши в стоимости и весе.
Кроме того, в некоторых двигателях выходные направляющие лопатки, стойки вентилятора или другие подобные стойкам элементы, расположенные ниже по потоку от канала вентилятора, обрастают льдом в некоторых условиях окружающей среды. Скопление льда внутри двигателя и поверх открытых конструкций двигателя может оказаться значительным. Наросший лед может привести к частичной блокировке проходных каналов выходных направляющих лопаток и неустойчивости вентилятора. Скопившийся лед может также внезапно отколоться, например, при непрерывной работе двигателя, вследствие чего произойдет резкий переход дроссельной заслонки от работы в режиме меньшей мощности к работе в режиме большей мощности или же возникнут вибрации из-за турбулентности или асимметрии наростов льда.
Для борьбы с обледенением существуют различные известные способы, например эксплуатация двигателя с повышенной рабочей температурой, направление высокотемпературного воздуха, отбираемого из компрессора двигателя, к открытым поверхностям, опрыскивание двигателя раствором, препятствующим обледенению, и нагревание электрическим сопротивлением. Однако все эти способы имеют различные недостатки. Повышенная рабочая температура и системы отбора воздуха могут ухудшить рабочие параметры двигателя. Таким системам также могут потребоваться клапаны для перекрытия потока высокотемпературного воздуха во время взлета и других операций, требующих большой мощности. Антиобледенитель обеспечивает защиту только в течение ограниченного времени. Электрическое нагревание требует больших количеств электроэнергии для проведения операции устранения обледенения и может потребовать дополнительных электрических генераторов, электрических схем и сложной логики взаимодействия с самолетными компьютерами, чему будут сопутствовать возросшие проигрыши в стоимости, весе и рабочих параметрах.
Настоящее изобретение посвящено преодолению вышеупомянутых недостатков известного уровня техники, и согласно ему предложена теплопередающая система, которая отбирает отходящее тепло из смазочного масла двигателя и передает это тепло компонентам двигателя, которые требуют нагревания, например, в целях недопущения или устранения обледенения. Это тепло передается с использованием тепловых труб, которые являются легковесными, уплотненными и пассивными, не требуют клапанов или насосов. Кроме того, в тепловых трубах возможно использование рабочего тела, которое не воспламеняется, во избежание опасности возгорания внутри двигателя.
В соответствии с одним аспектом изобретения создана теплопередающая система для турбинного двигателя, включающего в себя кольцевой кожух с совокупностью проходящих в основном радиально стоечных элементов, расположенных в нем. Теплопередающая система включает в себя, по меньшей мере, одну основную тепловую трубу, расположенную, по меньшей мере, частично внутри выбранного одного из стоечных элементов, и, по меньшей мере, одну вспомогательную тепловую трубу, расположенную снаружи кожуха вентилятора и термически связанную с, по меньшей мере, одной основной тепловой трубой и с источником тепла, в результате чего тепло из источника тепла передается по вспомогательной тепловой трубе в основную тепловую трубу и к выбранному стоечному элементу.
В соответствии с другим аспектом изобретения создан газотурбинный двигатель, включающий в себя кольцевой кожух вентилятора; совокупность проходящих в основном радиально направляющих лопаток, расположенных в нем, причем каждая направляющая лопатка имеет поперечное сечение аэродинамического профиля, ограниченное первой и второй боковыми сторонами, проходящими между отстоящими друг от друга передней и задней кромками; множество основных тепловых труб, причем каждая основная тепловая труба расположена, по меньшей мере, частично внутри одной из направляющих лопаток, что ограничивает первую совокупность основных тепловых труб; и вспомогательную тепловую трубу, расположенную снаружи кожуха вентилятора и термически связанную с первой совокупностью основных тепловых труб и с источником тепла, вследствие чего тепло из этого источника тепла может передаваться по вспомогательной тепловой трубе в основную тепловую трубу и к направляющим лопаткам.
В соответствии с другим аспектом изобретения создан способ передачи тепла в турбинном двигателе, имеющем кольцевой кожух с совокупностью проходящих в основном радиально направляющих лопаток, расположенных в нем. Способ заключается в том, что обеспечивают множество основных тепловых труб, причем каждая основная тепловая труба расположена, по меньшей мере, частично внутри одной из направляющих лопаток; обеспечивают вспомогательную тепловую трубу, расположенную снаружи кожуха вентилятора и термически связанную с первой совокупностью основных тепловых труб и с источником тепла; принимают тепло из источника тепла во вспомогательных тепловых трубах и передают это тепло в основные тепловые трубы; и принимают тепло из вспомогательных тепловых труб в основных тепловых трубах и передают это тепло к направляющим лопаткам.
Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - вид сбоку в поперечном сечении вентиляторной секции газотурбинного двигателя, включающего в себя теплопередающую систему, выполненную в соответствии с одним аспектом настоящего изобретения;
фиг.2 - вид выходной направляющей лопатки по линии 2-2 с фиг.1;
фиг.3 - схематическое поперечное сечение части участка вентиляторной секции, показанной на фиг.1;
фиг.4 - поперечное сечение пары тепловых труб, соединенных в альтернативной конфигурации соединителя;
фиг.5 - поперечное сечение пары тепловых труб, соединенных в альтернативной конфигурации соединителя; и
фиг.6 - схематический вид в перспективе участка вентиляторной секции, показанной на фиг.1, иллюстрирующий соединение тепловых труб с теплообменником.
Обращаясь к чертежам, на которых идентичные ссылочные позиции обозначают одинаковые элементы на всех различных видах, отмечаем, что на фиг.1 показан участок вентиляторной секции газотурбинного двигателя, включающий в себя внутренний корпус 10 с обращенной вперед разделительной перегородкой 12 и кольцевой кожух 14 вентилятора с внутренней и внешней поверхностями 16 и 18, который соединен с внутренним корпусом 10 совокупностью проходящих по радиусу стоек 20 вентилятора. Между внутренним корпусом 10 и кожухом 14 вентилятора проходит множество выходных направляющих лопаток (ВНЛ) 22. Каждая из ВНЛ 22 (также показанных на фиг.2) имеет корневую часть 24, концевую часть 26, переднюю кромку 28, заднюю кромку 30 и противоположные боковые стороны 32 и 34. ВНЛ 22 имеют форму аэродинамического профиля, расположены и ориентированы с возможностью устранения тангенциальной составляющей завихрения из воздушного потока, покидающего расположенный выше по потоку вентилятор (не показан). В иллюстрируемом примере как стойки 20 вентилятора, так и ВНЛ 22 представляют собой «стоечные элементы», проходящие в основном в радиальном направлении, хотя и имеющие разные функции: стойки 20 вентилятора обеспечивают конструктивную опору, а ВНЛ 22 используются в аэродинамических целях. Однако в других конфигурациях двигателей эти функции могут сочетаться в одном-единственном ряду проходящих в основном радиально стоечных элементов.
ВНЛ 22 могут быть выполнены из любого материала, который обладает адекватной прочностью, чтобы выдержать ожидаемые рабочие нагрузки, и которому можно придать желаемую форму. В иллюстрируемом примере ВНЛ 22 выполнены из неметаллического композиционного материала, включающего в себя матрицу с армирующими волокнами, расположенными в нем, например это может быть пластмасса, армированная стеклом, структура «углерод - углерод» или «углерод - эпоксидная смола». Эти материалы прочны и легковесны, хотя и имеют относительно низкую удельную теплопроводность по сравнению со сплавами металлов. Для ВНЛ 22 можно также применять металлы. Примеры подходящих металлов включают в себя сплавы на основе алюминия, железа, никеля или титана.
Внутри одной или нескольких ВНЛ 22 расположены основные тепловые трубы 36. В иллюстрируемом примере, основная тепловая труба 36 находится в пределах поперечного сечения отдельной ВНЛ 22 вблизи передней кромки 28 и проходит параллельно передней кромке 28. Эти размещенные впереди основные тепловые трубы 36 вместе образуют переднюю совокупность 38 основных тепловых труб 36 (см. фиг.3). Другая основная тепловая труба 36 также находится в пределах поперечного сечения отдельной ВНЛ 22 в задней половине ВНЛ 22, располагаясь ближе к задней кромке 30, и проходит параллельно оси «S» укладки (которая в этом случае смещена в направлении назад от радиального направления). Эти размещенные позади основные тепловые трубы 36 вместе образуют заднюю совокупность 40 основных тепловых труб 36. Как показано на фиг.2, участку основных тепловых труб 36, которые пролегают внутри ВНЛ 22, можно придать форму овального, сплющенного или иного некруглого поперечного сечения, чтобы они занимали желательную площадь поперечного сечения, согласуясь при этом с толщиной ВНЛ 22. Хотя это не показано, возможна также укладка основных тепловых труб 36 в открытые канавки, выполненные в боковых сторонах 32 или 34 ВНЛ 22, и в этом случае основные тепловые трубы 36 будут образовывать часть поверхности боковых сторон 32 или 34, соответственно. Можно также поместить основные тепловые трубы 36 внутри стоек 20 вентилятора, если это желательно.
Каждая основная тепловая труба 36 имеет удлиненную внешнюю стенку 42 с закрытыми концами, которая образует полость 44. Участок на конце или вблизи конца каждой основной тепловой трубы 36, который выступает сквозь кожух 14 вентилятора, называется «горячим» или «испарительным» участком 45 (см. фиг.3). Участок основной тепловой трубы 36, который находится внутри ВНЛ 22, называют «холодным» или «конденсационным» участком 46 (см. фиг.1). Полость 44 облицована капиллярной структурой или фитилем (не показан) и удерживает рабочее тело. Известно использование в тепловых трубах различных рабочих тел, таких как газы, вода, органические вещества и металлы с низкой температурой плавления. Рабочее тело может быть невоспламеняемым во избежание внесения опасности возгорания в область кожуха 14 вентилятора.
Основные тепловые трубы 36 весьма эффективны при передаче тепла. Например, величина их эффективной удельной теплопроводности на несколько порядков превышает эффективную удельную теплопроводность сплошной меди. Количество, длину, диаметр, форму, рабочее тело, капиллярную структуру и другие рабочие параметры основных тепловых труб 36 выбирают на основании желаемого коэффициента теплопередачи при работе двигателя. Работа основных тепловых труб 36 подробнее описана далее.
Вокруг внутренности кожуха 14 вентилятора вблизи основных тепловых труб 36 расположена одна или более вспомогательных тепловых труб 48. В иллюстрируемом примере, предусмотрена первая пара вспомогательных тепловых труб 48А. Каждая вспомогательная тепловая труба 48А образует дугу протяженностью почти 180 градусов вокруг кожуха 14 вентилятора вблизи внешних, горячих участков 45 передней совокупности 38 основных тепловых труб 36. Предусмотрена также другая пара вспомогательных тепловых труб 48В. Каждая вспомогательная тепловая труба 48В образует дугу протяженностью почти 180 градусов вокруг кожуха 14 вентилятора вблизи внешних, горячих участков 45 задней совокупности 40 основных тепловых труб 36. Также возможен вариант, в котором вспомогательные тепловые трубы 48А и 48В могут состоять из многочисленных дуговых сегментов, каждый из которых окружает участок кожуха 14 вентилятора (например, возможно использование 8-ми, 12-ти или 16-ти сегментов, охватывающих всю окружную поверхность кожуха 14 вентилятора). За счет избирательной изоляции этих дуговых сегментов можно выравнивать окружное распределение тепла так, как это желательно.
По своей конструкции вспомогательные тепловые трубы 48 в целом аналогичны основным тепловым трубам 36. Как показано на фиг.1, каждая вспомогательная тепловая труба 48 имеет удлиненную внешнюю стенку 50 с закрытыми концами, которая ограничивает полость 52. Один участок вблизи заделанного конца каждой вспомогательной тепловой трубы 48 называется «горячим» или «испарительным» участком 54, другие участки называются «холодным» или «конденсационным» концом или участком 56. Следует отметить, что термины «горячий», «испарительный», «холодный» и «конденсационный», употребляемые применительно к основным и вспомогательным тепловым трубам 36 и 48, описывают расположение тепловых труб в областях относительно высокой или низкой температуры и не связаны ни с каким конкретным аспектом конструкции самих тепловых труб. Полость 52 облицована капиллярной структурой или фитилем (не показан) и содержит рабочее тело. Известно использование в тепловых трубах различных рабочих тел, таких как газы, вода, органические вещества и металлы с низкой температурой плавления. Рабочее тело может быть невоспламеняемым во избежание опасности возгорания в области кожуха 14 вентилятора.
Вспомогательные тепловые трубы 48 весьма эффективны при передаче тепла. Например, величина их эффективной удельной теплопроводности на несколько порядков превышает эффективную удельную теплопроводность сплошной меди. Количество, длину, диаметр, форму, рабочее тело, капиллярную структуру и другие рабочие параметры вспомогательных тепловых труб 48 выбирают на основании желаемого коэффициента теплопередачи при работе двигателя. Работа вспомогательных тепловых труб 48 подробнее описана далее.
В каждом месте, где основная тепловая труба 36 встречается со вспомогательной тепловой трубой 48, основная тепловая труба 36 проходит в тангенциальном направлении, и обе трубы соединяются друг с другом посредством соединителей 58. Соединители 58 выполнены из материала с относительно высокой удельной теплопроводностью, такого как сплав металлов, и собраны, присоединены, напрессованы или иным образом сформованы вокруг основных и вспомогательных тепловых труб 36 и 48. В примере, показанном на фиг.1, основные и вспомогательные тепловые трубы 36 и 48 имеют круглое поперечное сечение и контактируют друг с другом по существу вдоль линии, параллельной длине соединителя 58 в тангенциальном направлении.
Стыки между основными и вспомогательными тепловыми трубами 36 и 48 можно получить множеством способов, позволяющих повысить эффективность теплопередачи. Например, на фиг.4 показана возможная конфигурация, в которой внутри соединителя 58 в пустотах между двумя тепловыми трубами находится наполнитель 60. Можно использовать любой материал с относительно высокой удельной теплопроводностью, такой как металлы, электропроводные пасты или пластмассы. Использование наполнителя 60 эффективно увеличивает площадь поверхности, на которой происходит контакт между основными и вспомогательными тепловыми трубами 36 и 48, и тем самым интенсифицирует теплопередачу.
На фиг.5 показана другая возможная конфигурация, в которой используются модифицированные основные и вспомогательные тепловые трубы 36' и 48'. По меньшей мере, участкам основных и вспомогательных тепловых труб 36 и 48, которые содержатся внутри соединителя 58, приданы дополняющие друг друга некруглые формы, так что основные и вспомогательные тепловые трубы 36 и 48 имеют прилегающие друг к другу стенки 62 и 64, находящиеся в существенно согласованном контакте, увеличивая теплопередачу.
Как показано на фиг.6, испарительные участки или концы 54 вспомогательных тепловых труб 48 находятся внутри теплообменника 66. Теплообменник 66 представляет собой корпус с открытой внутренностью, через который по маслопроводам 68 циркулирует моторное масло. Остальная часть системы хранения, циркуляции и распределения масла, соединенной с маслопроводами 68, является обычной для области газотурбинных двигателей и не рассматривается в данном описании.
В любом месте антиобледенительной системы с масляным охлаждением, где желательно предотвратить тепловые потери, можно предусмотреть теплоизоляцию, которая не показана для ясности изображения. Например, изоляцию можно разместить вокруг внутренней поверхности теплообменника 66, наружной поверхности вспомогательных тепловых труб 48 и открытых участков основных тепловых труб 36 и соединителей 58.
При работе масло, которое поглотило тепло из различных частей двигателя, циркулирует в теплообменник 66, где оно нагревает горячие или испарительные участки 54 вспомогательных тепловых труб 48. Отвод тепла приводит к охлаждению масла до приемлемой рабочей температуры, так что оказывается возможной его рециркуляция через двигатель. Рабочее тело внутри вспомогательной тепловой трубы 48 поглощает тепло и испаряется. Образовавшийся пар затем проходит через полость 52 и конденсируется на холодных участках 56 вспомогательных тепловых труб 48, тем самым передавая тепло на холодные участки 56 внутри соединителей 58. Фитиль, который проходит от одного конца вспомогательной тепловой трубы 48 к другому, транспортирует сконденсировавшуюся жидкость обратно к горячим участкам 54 за счет капиллярного воздействия, тем самым завершая цепочку. Тепло передается от холодных участков 56 вспомогательных тепловых труб 48 к горячим участкам 45 основных тепловых труб 36.
Рабочее тело внутри основных тепловых труб 36 поглощает это тепло и испаряется. Образовавшийся пар затем проходит через полости 44 и конденсируется на холодных участках 46 основных тепловых труб 36, тем самым передавая тепло к ВНЛ 22. Фитили или другие капиллярные структуры, которые проходят внутри основных тепловых труб 36 к другим, транспортируют сконденсировавшуюся жидкость обратно к горячим участкам 45 за счет капиллярного воздействия, тем самым завершая цепочку. Теплопередача от ВНЛ 22 эффективна для предотвращения образования льда (т.е. для недопущения обледенения) и/или удаления льда, который образовался на ВНЛ 22 (т.е. для устранения обледенения), в зависимости от скорости нагревания. При необходимости, можно изменять характеристики основных тепловых труб для согласования их индивидуальной ориентации. Например, для горизонтальной основной тепловой трубы 36 или вертикальной основной тепловой трубы 36, в которой горячий участок 45 находится вверху, может потребоваться конструкция, обеспечивающая более сильное капиллярное воздействие, чем для вертикальной основной тепловой трубы 36, в которой горячий участок 45 находится внизу, для обеспечения адекватного возврата конденсата.
Являясь пассивной, описанная здесь теплопередающая система не нуждается в клапанах и является уплотненной. Количество, размеры и местонахождение основных и вспомогательных тепловых труб 36 и 48 можно выбрать так, чтобы обеспечивались необходимые отвод и передача тепла. В зависимости от точной выбранной конфигурации, рабочие параметры системы можно использовать для недопущения обледенения и/или устранения обледенения. Теплопередающая система позволяет использовать тепло, которое нежелательно в одной части двигателя, и позволяет использовать это тепло в той - другой - части двигателя, где оно нужно, позволяя при этом избежать потерь, связанных с известными системами охлаждения, и потребности в отдельном источнике тепла для борьбы с обледенением.
Хотя были описаны конкретные варианты осуществления настоящего изобретения, для специалистов в данной области техники будет очевидно, что в рамках идеи и объема защиты изобретения в него можно внести многочисленные изменения. Соответственно, вышеизложенное описание предпочтительного варианта осуществления изобретения и наилучшего способа практического осуществления изобретения приведено лишь в целях иллюстрации, а не в целях ограничения изобретения, характеризуемого только прилагаемой формулой изобретения.

Claims (10)

1. Теплопередающая система для турбинного двигателя, включающего в себя кольцевой кожух (14) с совокупностью проходящих в основном радиально стоечных элементов (20), расположенных в нем, содержащая, по меньшей мере, одну основную тепловую трубу (36), расположенную, по меньшей мере, частично внутри выбранного одного из стоечных элементов (20), по меньшей мере, одну вспомогательную тепловую трубу (48), расположенную снаружи кожуха вентилятора и термически связанную с, по меньшей мере, одной основной тепловой трубой (36) и с источником тепла, в результате чего тепло из источника тепла передается по вспомогательной тепловой трубе (48) в основную тепловую трубу (36) и к выбранному стоечному элементу (20).
2. Система по п.1, в которой выбранный стоечный элемент (20) является направляющей лопаткой (22), имеющей поперечное сечение аэродинамического профиля, ограниченное первой и второй боковыми сторонами (32, 34), проходящими между отстоящими друг от друга передней и задней кромками (28, 30), а основная тепловая труба (36) содержится внутри поперечного сечения аэродинамического профиля.
3. Система по п.1, в которой выбранный стоечный элемент (20) является направляющей лопаткой (22), имеющей поперечное сечение аэродинамического профиля, ограниченное первой и второй боковыми сторонами (32, 34), проходящими между отстоящими друг от друга передней и задней кромками (28, 30), а, по меньшей мере, участок выбранной одной из первой и второй боковых сторон (32, 34) ограничен открытым участком основной тепловой трубы (36).
4. Система по п.1, в которой выбранный стоечный элемент (20) содержит неметаллический материал.
5. Система по п.1, в которой выбранный стоечный элемент (20) выполнен из неметаллического композиционного материала, включающего в себя матрицу с армирующими волокнами, расположенными в нем.
6. Система по п.1, в которой основные и вспомогательные тепловые трубы (36, 48) термически связаны друг с другом посредством соединителя из теплопроводного материала, который окружает, по меньшей мере, участок основных и вспомогательных тепловых труб (36, 48).
7. Система по п.1, в которой основные и вспомогательные тепловые трубы (36, 48) поддерживаются в физическом контакте друг с другом посредством соединителя (58).
8. Система по п.1, в которой пространство, ограниченное внутри соединителя (58) и между основными и вспомогательными тепловыми трубами (36, 48), занято наполнителем, представляющим собой теплопроводный материал.
9. Система по п.1, в которой участки основных и вспомогательных тепловых труб (36, 48) внутри соединителя (58) имеют дополняющие друг друга некруглые формы и находятся в по существу согласованном контакте друг с другом.
10. Система по п.1, в которой первая основная тепловая труба (36) расположена, по меньшей мере, частично внутри выбранного стоечного элемента (20) вблизи его переднего конца, а вторая основная тепловая труба (36) расположена, по меньшей мере, частично внутри выбранного стоечного элемента (20) позади первой основной тепловой трубы (36).
RU2007128957/06A 2006-07-28 2007-07-27 Теплопередающая система для турбинного двигателя с использованием тепловых труб RU2436975C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/460,898 2006-07-28
US11/460,898 US7900438B2 (en) 2006-07-28 2006-07-28 Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007128957A RU2007128957A (ru) 2009-02-10
RU2436975C2 true RU2436975C2 (ru) 2011-12-20

Family

ID=38692012

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007128957/06A RU2436975C2 (ru) 2006-07-28 2007-07-27 Теплопередающая система для турбинного двигателя с использованием тепловых труб

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7900438B2 (ru)
EP (1) EP1884625B1 (ru)
JP (1) JP5226981B2 (ru)
CN (1) CN101122260B (ru)
CA (1) CA2594048C (ru)
RU (1) RU2436975C2 (ru)

Families Citing this family (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101115560B1 (ko) * 2003-08-01 2012-03-13 칼피스가부시키가이샤 생체내 비분해성 펩티드, 안지오텐신 변환효소 저해제, 의약 및 기능성 식품
US8240979B2 (en) * 2007-10-24 2012-08-14 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving integrated fluid conduits
GB2476253A (en) * 2009-12-17 2011-06-22 Rolls Royce Plc Fuel Injector Cooled by a Heat Pipe
GB201009264D0 (en) * 2010-06-03 2010-07-21 Rolls Royce Plc Heat transfer arrangement for fluid washed surfaces
US8973650B2 (en) * 2010-07-20 2015-03-10 General Electric Company Superconductive heat transfer system
EP2472067B1 (fr) * 2010-12-31 2013-09-25 Techspace Aero S.A. Intégration d'un échangeur de chaleur surfacique avec débit d'air régulé dans un moteur d'avion
US9309781B2 (en) 2011-01-31 2016-04-12 General Electric Company Heated booster splitter plenum
US9028206B2 (en) * 2012-06-12 2015-05-12 General Electric Company Thermally actuated assembly for a gas turbine system and method of controlling a cooling airflow path
FR2993607B1 (fr) * 2012-07-20 2014-08-22 Snecma Dispostif de transfert thermique entre une canalisation de lubrification et une canalisation hydraulique de commande de verin de calage de pales de turbomachine
US9322291B2 (en) 2012-12-14 2016-04-26 United Technologies Corporation Anti-ice supply system for inlet guide vanes
US9644495B2 (en) * 2013-08-20 2017-05-09 Honeywell International Inc. Thermal isolating service tubes and assemblies thereof for gas turbine engines
FR3017416B1 (fr) * 2014-02-12 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Refroidissement d'une canalisation principale dans un systeme carburant a injection multipoints
US10660236B2 (en) 2014-04-08 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for using additive manufacturing for thermal management
GB201415078D0 (en) 2014-08-26 2014-10-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine anti-icing system
EP3018304B1 (en) * 2014-11-06 2020-10-14 United Technologies Corporation Thermal management system for a gas turbine engine
FR3028494B1 (fr) * 2014-11-17 2018-05-25 Safran Aircraft Engines Pale de turbomachine, comprenant des pontets s'etendant depuis la paroi d'intrados jusqu'a la paroi d'extrados
FR3028575B1 (fr) * 2014-11-19 2016-12-23 Snecma Secteur d'aubage de stator d'une turbomachine
FR3028576B1 (fr) * 2014-11-19 2016-12-23 Snecma Secteur d'aubage de stator d'une turbomachine comprenant des canaux de circulation de fluide chaud
US10356945B2 (en) 2015-01-08 2019-07-16 General Electric Company System and method for thermal management using vapor chamber
GB201503138D0 (en) * 2015-02-25 2015-04-08 Rolls Royce Controls & Data Services Ltd Icing prevention of a pressure sensing assembly
CN106032168B (zh) * 2015-03-13 2018-09-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种飞行器的防冰与灭火装置和方法
FR3034474B1 (fr) 2015-04-01 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Turbomachine equipee d'un secteur d'aubage et d'un circuit de refroidissement
JP6585073B2 (ja) * 2015-04-02 2019-10-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ターボ機械におけるホイールおよびバケットのためのヒートパイプ温度管理システム
US20160290231A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe intercooling system for a turbomachine
US9797310B2 (en) * 2015-04-02 2017-10-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US20160290234A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine
US20160290232A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe cooling system for a turbomachine
US20160290230A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe cooling system for a turbomachine
US20160290235A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
FR3034465B1 (fr) * 2015-04-03 2017-05-05 Snecma Turbomoteur comportant deux flux de ventilation distincts
US11098953B2 (en) * 2015-04-10 2021-08-24 Carrier Corporation Integrated fan heat exchanger
US9909448B2 (en) 2015-04-15 2018-03-06 General Electric Company Gas turbine engine component with integrated heat pipe
FR3036442B1 (fr) * 2015-05-21 2021-07-16 Snecma Turbomachine comportant un systeme de ventilation
CN106285949B (zh) * 2015-06-04 2018-09-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机高压压气机出口冷却系统
EP3159647B1 (en) * 2015-10-21 2018-12-12 Airbus Defence and Space SA A two-phase type heat transfer device for heat sources operating at a wide temperature range
US10196932B2 (en) 2015-12-08 2019-02-05 General Electric Company OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow
EP3181834B1 (en) 2015-12-17 2022-09-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Heat exchange system for a power gear box, a power gear box and a turbo engine with a power gear box
EP3181833B1 (en) 2015-12-17 2022-09-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Heat exchange system for a power gear box, a power gear box and a turbo engine with a power gear box
US11125160B2 (en) 2015-12-28 2021-09-21 General Electric Company Method and system for combination heat exchanger
US10584927B2 (en) * 2015-12-30 2020-03-10 General Electric Company Tube thermal coupling assembly
US20170314471A1 (en) * 2016-04-28 2017-11-02 General Electric Company Systems and methods for thermally integrating oil reservoir and outlet guide vanes using heat pipes
US10209009B2 (en) 2016-06-21 2019-02-19 General Electric Company Heat exchanger including passageways
FR3054263B1 (fr) 2016-07-20 2018-08-10 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de turbomachine d'aeronef realise d'une seule piece de fonderie avec une canalisation de lubrifiant
US11168583B2 (en) * 2016-07-22 2021-11-09 General Electric Company Systems and methods for cooling components within a gas turbine engine
US10267334B2 (en) * 2016-08-01 2019-04-23 United Technologies Corporation Annular heatshield
US10309242B2 (en) * 2016-08-10 2019-06-04 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
US10428687B2 (en) * 2016-08-25 2019-10-01 General Electric Company Heat pipe in turbine engine rotor
US10697325B2 (en) * 2016-08-29 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Thermal barrier seal
US10883385B2 (en) * 2016-08-29 2021-01-05 Raytheon Technologies Corporation Thermal barrier washer
GB2553331A (en) * 2016-09-02 2018-03-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201615429D0 (en) 2016-09-12 2016-10-26 Rolls Royce Plc Apparatus for insertion into a cavity of an object
FR3060057B1 (fr) * 2016-12-14 2019-08-30 Safran Aircraft Engines Circuit fluidique dans une turbomachine
FR3062169B1 (fr) * 2017-01-20 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Carter de module de turbomachine d'aeronef, comprenant un caloduc associe a un anneau d'etancheite entourant une roue mobile aubagee du module
US10450957B2 (en) * 2017-01-23 2019-10-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with heat pipe system
US10428660B2 (en) * 2017-01-31 2019-10-01 United Technologies Corporation Hybrid airfoil cooling
US10450892B2 (en) * 2017-04-24 2019-10-22 United Technologies Corporation Thermal management of turbine casing using varying working mediums
CN206942877U (zh) * 2017-05-03 2018-01-30 深圳光启合众科技有限公司 涵道风扇
ES2797324T3 (es) 2017-10-27 2020-12-01 MTU Aero Engines AG Paleta guía con pared del tubo de calor, sistema con paleta guía y método de fabricación de una paleta guía
US10443620B2 (en) 2018-01-02 2019-10-15 General Electric Company Heat dissipation system for electric aircraft engine
US11220329B2 (en) * 2019-02-03 2022-01-11 Textron Innovations Inc. Ducted rotor stators
FR3093530B1 (fr) * 2019-03-08 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant un échangeur de chaleur formé dans une plateforme
US11692479B2 (en) 2019-10-03 2023-07-04 General Electric Company Heat exchanger with active buffer layer
US11051428B2 (en) * 2019-10-31 2021-06-29 Hamilton Sunstrand Corporation Oscillating heat pipe integrated thermal management system for power electronics
US11267551B2 (en) 2019-11-15 2022-03-08 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11427330B2 (en) 2019-11-15 2022-08-30 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11260953B2 (en) 2019-11-15 2022-03-01 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11260976B2 (en) 2019-11-15 2022-03-01 General Electric Company System for reducing thermal stresses in a leading edge of a high speed vehicle
US11352120B2 (en) 2019-11-15 2022-06-07 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
GB2591298B (en) * 2020-01-27 2022-06-08 Gkn Aerospace Sweden Ab Outlet guide vane cooler
US11560843B2 (en) * 2020-02-25 2023-01-24 General Electric Company Frame for a heat engine
CN112343717B (zh) * 2020-11-05 2022-03-04 中国航发沈阳发动机研究所 一种内环前段及航空发动机进气机匣承力框架
US11745847B2 (en) 2020-12-08 2023-09-05 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11407488B2 (en) 2020-12-14 2022-08-09 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11577817B2 (en) 2021-02-11 2023-02-14 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11814973B2 (en) * 2022-01-04 2023-11-14 General Electric Company Methods and apparatus to provide damping of an airfoil
FR3132926B1 (fr) * 2022-02-22 2024-01-12 Safran Aircraft Engines Turbomachine munie d’un ensemble de fixation disposé sur un carter de soufflante
CN114776400B (zh) * 2022-04-11 2024-02-20 北京航空航天大学 一种航空发动机涡轮机匣及导叶一体化冷却系统
CN115355065B (zh) * 2022-10-09 2023-03-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 一体化三腔空心支板

Family Cites Families (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB626571A (en) * 1945-08-17 1949-07-18 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to gas turbine power plants
US2800273A (en) * 1952-04-30 1957-07-23 Gen Motors Corp Compressor inlet de-icing
US3355883A (en) * 1966-01-24 1967-12-05 Gen Motors Corp Closed loop heat exchanger for a gas turbine engine
US3800864A (en) * 1972-09-05 1974-04-02 Gen Electric Pin-fin cooling system
DE2345038A1 (de) * 1972-09-06 1974-05-09 Rolls Royce 1971 Ltd Vorrichtung zur kuehlung eines rotierenden teils
US4240257A (en) 1973-02-22 1980-12-23 The Singer Company Heat pipe turbo generator
US3965681A (en) 1975-06-30 1976-06-29 General Motors Corporation Internal combustion engine and turbosupercharger therefor with heat pipe for intake mixture heating
US4186559A (en) 1976-06-07 1980-02-05 Decker Bert J Heat pipe-turbine
GB1541894A (en) 1976-08-12 1979-03-14 Rolls Royce Gas turbine engines
GB1548836A (en) 1977-03-17 1979-07-18 Rolls Royce Gasturbine engine
GB1605405A (en) 1977-07-22 1995-07-19 Rolls Royce Heat pipes
GB1555587A (en) 1977-07-22 1979-11-14 Rolls Royce Aerofoil blade for a gas turbine engine
IT1123460B (it) * 1978-07-10 1986-04-30 Westinghouse Canada Ltd Metodo per riscaldare le palette direttrici in una turbina a gas
US5192186A (en) 1980-10-03 1993-03-09 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
GB2090333B (en) 1980-12-18 1984-04-26 Rolls Royce Gas turbine engine shroud/blade tip control
GB2136880A (en) 1983-03-18 1984-09-26 Rolls Royce Anti-icing of gas turbine engine air intakes
GB2245314B (en) 1983-05-26 1992-04-22 Rolls Royce Cooling of gas turbine engine shroud rings
US4671348A (en) * 1985-05-21 1987-06-09 Mcdonnell Douglas Corporation Transverse flow edge heat pipe
US4782658A (en) * 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
JPH063354B2 (ja) * 1987-06-23 1994-01-12 アクトロニクス株式会社 ル−プ型細管ヒ−トパイプ
US5046920A (en) 1989-02-23 1991-09-10 Fuji Electric Co., Ltd. Bearing cooling system in horizontal shaft water turbine generator
JPH06280797A (ja) * 1993-03-30 1994-10-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却装置
US5873699A (en) * 1996-06-27 1999-02-23 United Technologies Corporation Discontinuously reinforced aluminum gas turbine guide vane
US5878808A (en) 1996-10-30 1999-03-09 Mcdonnell Douglas Rotating heat exchanger
US5964279A (en) 1997-02-10 1999-10-12 Fujikura Ltd. Cooler for electronic devices
US5975841A (en) 1997-10-03 1999-11-02 Thermal Corp. Heat pipe cooling for turbine stators
US6027078A (en) * 1998-02-27 2000-02-22 The Boeing Company Method and apparatus using localized heating for laminar flow
US5979220A (en) 1998-06-30 1999-11-09 Siemens Westinghouse Power Corporation In-situ sensors for gas turbines
DK173607B1 (da) * 1999-06-21 2001-04-30 Lm Glasfiber As Vindmøllevinge med system til afisning af lynbeskyttelse
GB0112876D0 (en) * 2001-05-26 2001-07-18 Rolls Royce Plc A method of manufacturing an article
US6561760B2 (en) * 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
US7131612B2 (en) * 2003-07-29 2006-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Nacelle inlet lip anti-icing with engine oil
US6990797B2 (en) * 2003-09-05 2006-01-31 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7217091B2 (en) * 2004-07-20 2007-05-15 General Electric Company Methods and apparatus for deicing airfoils or rotor blades

Also Published As

Publication number Publication date
EP1884625B1 (en) 2017-09-20
US20100236215A1 (en) 2010-09-23
JP5226981B2 (ja) 2013-07-03
US7900438B2 (en) 2011-03-08
CN101122260A (zh) 2008-02-13
EP1884625A3 (en) 2014-08-06
CA2594048C (en) 2015-03-31
CA2594048A1 (en) 2008-01-28
JP2008032012A (ja) 2008-02-14
RU2007128957A (ru) 2009-02-10
EP1884625A2 (en) 2008-02-06
CN101122260B (zh) 2012-07-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2436975C2 (ru) Теплопередающая система для турбинного двигателя с использованием тепловых труб
JP5188122B2 (ja) ヒートパイプを使用したタービンエンジン用の熱伝達システム
CA2594049C (en) Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes
US8015788B2 (en) Heat transfer system for turbine engine using heat pipes
EP1895124B1 (en) Oil cooling apparatus in fan cowling
JP2012117544A (ja) ガスタービンエンジン組立体
CN117836508A (zh) 用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使用这种系统的方法

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180728