RU2482311C1 - Gas turbine engine with aft location of open propeller fan - Google Patents

Gas turbine engine with aft location of open propeller fan Download PDF

Info

Publication number
RU2482311C1
RU2482311C1 RU2011150954/06A RU2011150954A RU2482311C1 RU 2482311 C1 RU2482311 C1 RU 2482311C1 RU 2011150954/06 A RU2011150954/06 A RU 2011150954/06A RU 2011150954 A RU2011150954 A RU 2011150954A RU 2482311 C1 RU2482311 C1 RU 2482311C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
propeller fan
outlet
fan
aft
Prior art date
Application number
RU2011150954/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Валерий Алексеевич Кузнецов
Сергей Валентинович Торопчин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2011150954/06A priority Critical patent/RU2482311C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2482311C1 publication Critical patent/RU2482311C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: gas turbine engine is designed with aft location of an open propeller fan with a gas generator and a gas channel in a sleeve of the propeller fan at outlet from the gas generator, and with shanks of blades of the propeller fan located in hollow racks. On external side from the gas channel there is an annular air cavity connected at inlet to outlet from the first stage of the gas generator compressor, and at outlet - to atmosphere via forward and aft labyrinth seals located before rotors of the propeller fan and also via racks and an additional nozzle in an aft cone of the sleeve of the propeller fan. Labyrinth seals are connected at outlet to directed opposite to incoming air flow additional annular forward and aft air intakes located on the sleeve between forward and aft rotor of the propeller fan correspondingly. An additional nozzle is designed with possibility of adjustment of its flow area.
EFFECT: increasing reliability and economy of the engine by eliminating parasitic leakages from the gas annular channel of the propeller fan.
5 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного применения с задним расположением открытого (некапотированного) винтовентилятора.The invention relates to gas turbine engines for aviation applications with a rear arrangement of an open (uncapitalized) fan heater.

Известен газотурбинный винтовентиляторный двигатель с задним расположением открытого винтовентилятора, в котором выходное сопло газогенератора расположено на входе в винтовентилятор, а для снижения температуры истекающего из сопла газа используются форсунки для подачи распыленной воды (Авторское свидетельство №1760964, F02C 7/00, 1989 г.).Known gas turbine fan engine with rear open fan, in which the outlet of the gas generator is located at the inlet of the fan, and to reduce the temperature of the gas flowing out of the nozzle, nozzles are used to supply atomized water (Copyright certificate No. 1760964, F02C 7/00, 1989) .

Недостатком такой конструкции является необходимость применения воды, имеющей значительную массу.The disadvantage of this design is the need to use water having a significant mass.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель с задним расположением открытого винтовентилятора и с кольцевым газовым каналом, в котором хвостовики лопастей винтовентилятора размещены в полых стойках, внутренние полости которых подключены к компрессору (Авторское свидетельство №1407153, F02C 3/067, 1986 г.).Closest to the claimed one is a gas turbine engine with a rear arrangement of an open fan heater and with an annular gas channel in which the shanks of the rotor fan blades are placed in hollow racks, the internal cavities of which are connected to the compressor (Copyright certificate No. 1407153, F02C 3/067, 1986).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность и экономичность из-за паразитных утечек протекающего по газовому каналу газа - через уплотнения между статором и передним ротором винтовентилятора, а также между передним и задним роторами винтовентилятора, что приводит к потере тяги двигателя и к нагреву лопастей винтовентилятора.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability and economy due to spurious leaks of gas flowing through the gas channel through the seals between the stator and the front rotor of the fan heater, as well as between the front and rear rotors of the fan heater, which leads to loss of engine thrust and to heat the fan blades.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя путем исключения паразитных утечек газа из газового кольцевого канала винтовентилятора.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability and efficiency of the engine by eliminating spurious gas leaks from the gas ring channel of the fan heater.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с задним расположением открытого винтовентилятора с газогенератором и газовым каналом во втулке винтовентилятора на выходе из газогенератора, а также с размещенными в полых стойках хвостовиками лопастей винтовентилятора согласно изобретению с внешней стороны от газового канала выполнена кольцевая воздушная полость, соединенная на входе с выходом из первой ступени компрессора газогенератора, а на выходе - с атмосферой через размещенные перед роторами винтовентилятора переднее и заднее лабиринтные уплотнения, а также через стойки и дополнительное сопло в заднем конусе втулки винтовентилятора, причем лабиринтные уплотнения соединены на выходе с направленными против потока набегающего воздуха дополнительными кольцевыми передним и задним воздухозаборниками, расположенными на втулке перед передним и перед задним роторами винтовентилятора соответственно, а дополнительное сопло выполнено с возможностью регулирования его проходной площади.The essence of the invention lies in the fact that in a gas turbine engine with a rear arrangement of an open fan heater with a gas generator and a gas channel in the rotor fan sleeve at the outlet of the gas generator, as well as with the shanks of the rotor fan blades according to the invention located in hollow racks, an annular air cavity is made on the outside of the gas channel connected at the inlet to the outlet of the first stage of the gas generator compressor, and at the outlet to the atmosphere through the propeller rotors located in front of the rotors there are front and rear labyrinth seals, as well as through struts and an additional nozzle in the rear cone of the fan heater bushing, and the labyrinth seals are connected at the outlet with additional annular front and rear air intakes located on the bushing in front of the front and front rear rotors of the fan fan, respectively and an additional nozzle is made with the possibility of regulating its passage area.

Выполнение с внешней стороны от газового канала винтовентилятора воздушной полости, соединенной на входе с выходом из первой ступени компрессора газогенератора позволяет исключить паразитные утечки газа из газового канала в атмосферу, что позволяет повысить экономичность газотурбинного двигателя и исключить подогрев лопастей винтовентилятора паразитными утечками газа, повышая таким образом надежность двигателя.The execution of an air cavity on the outside of the gas channel of the fan heater, connected to the inlet with the outlet of the first stage of the compressor of the gas generator, eliminates spurious gas leaks from the gas channel into the atmosphere, which improves the efficiency of the gas turbine engine and prevents the heating of the fan blades by parasitic gas leaks, thereby increasing engine reliability.

Соединение кольцевой воздушной полости на входе с выходом из первой ступени компрессора газогенератора позволяет минимизировать ухудшение экономичности и потери тяги газотурбинного двигателя из-за отборов воздуха, так как работа на сжатие воздуха в первой ступени компрессора является минимальной по сравнению с любой другой ступенью компрессора. При этом давление воздуха за первой ступенью компрессора выше, чем давление газа в газовом канале винтовентилятора, что исключает паразитные утечки из газового канала.The connection of the annular air cavity at the inlet with the outlet from the first stage of the compressor of the gas generator allows to minimize the deterioration in efficiency and loss of traction of the gas turbine engine due to air intake, since the work on air compression in the first stage of the compressor is minimal compared to any other stage of the compressor. In this case, the air pressure behind the first stage of the compressor is higher than the gas pressure in the gas channel of the fan, which eliminates spurious leaks from the gas channel.

Соединение кольцевой воздушной полости на выходе с атмосферой через размещенные перед роторами винтовентилятора переднее и заднее лабиринтные уплотнения, каждое из которых в свою очередь на выходе соединено с направленными против потока набегающего воздуха дополнительными кольцевыми передним и задним воздухозаборниками, расположенными на втулке перед передним и перед задним роторами винтовентилятора, позволяет на режимах полета, например на крейсерском режиме, за счет скоростного напора набегающего потока воздуха и его торможения в кольцевых воздухозаборниках минимизировать перепад давления на лабиринтах и таким образом уменьшить паразитные утечки через лабиринт в атмосферу из-за первой ступени компрессора, повышая таким образом экономичность газотурбинного двигателя.The connection of the annular air cavity at the outlet with the atmosphere through the front and rear labyrinth seals located in front of the fan rotor rotors, each of which in turn is connected at the outlet to additional ring front and rear air intakes directed against the incoming air flow located on the sleeve in front of the front and front rear rotors propeller fan, allows for flight modes, such as cruising, due to the high-speed pressure of the incoming air flow and its braking in annular air intakes to minimize the pressure drop across the labyrinths and thus reduce spurious leaks through the labyrinth into the atmosphere due to the first stage of the compressor, thereby increasing the efficiency of the gas turbine engine.

Соединение кольцевой воздушной полости на выходе с атмосферой через расположенное в заднем конусе втулки винтовентилятора дополнительное сопло с возможностью периодического регулирования проходной площади этого сопла позволяет поддерживать необходимый уровень давления воздуха в кольцевой воздушной полости независимо от увеличения радиального зазора в лабиринтных уплотнениях.The connection of the annular air cavity at the outlet with the atmosphere through an additional nozzle located in the rear cone of the rotor fan bushing with the possibility of periodically adjusting the passage area of this nozzle allows maintaining the necessary level of air pressure in the annular air cavity regardless of the increase in the radial clearance in the labyrinth seals.

На фиг.1 показан продольный разрез заявляемого газотурбинного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1. На фиг.3 представлен элемент II на фиг.1, на фиг.4 - элемент III на фиг.1. На фиг.5 показан элемент IV на фиг.1.Figure 1 shows a longitudinal section of the inventive gas turbine engine, figure 2 - element I in figure 1. Figure 3 presents the element II in figure 1, figure 4 - element III in figure 1. Figure 5 shows the element IV in figure 1.

Газотурбинный двигатель с задним расположением открытого винтовентилятора 1 состоит из газогенератора 2 с воздухозаборником газогенератора 3, двухкаскадным компрессором 4, камерой сгорания 5 и турбиной 6, а также из винтовентилятора 7 с редуктором 8, передним ротором 9 винтовентилятора 1 и с задним ротором 10 винтовентилятора 1.A gas turbine engine with a rear arrangement of an open fan heater 1 consists of a gas generator 2 with an air intake of a gas generator 3, a two-stage compressor 4, a combustion chamber 5 and a turbine 6, as well as a fan heater 7 with a gearbox 8, a front rotor 9 of a fan heater 1 and a rear rotor 10 of a fan heater 1.

Поток газа 11 из газогенератора 2 поступает в кольцевой газовый канал 12 винтовентилятора 7, ограниченный с внутренней стороны воздушной полостью 13 втулки 14 винтовентилятора 1, а с внешней стороны - воздушной кольцевой воздушной полостью 15, соединенной трубопроводами 16 на входе 17 с выходом 18 из первой 19 ступени двухкаскадного компрессора 4.The gas flow 11 from the gas generator 2 enters the annular gas channel 12 of the fan heater 7, limited on the inside by the air cavity 13 of the sleeve 14 of the fan heater 1, and from the outside by the air ring air cavity 15 connected by pipelines 16 at the inlet 17 with the exit 18 of the first 19 stages of the two-stage compressor 4.

На выходе кольцевая воздушная полость 15 соединяется с атмосферой 20 через размещенное перед передним ротором винтовентилятора 9 переднее лабиринтное уплотнение 21, которое в свою очередь на выходе 22 соединено с направленным против потока набегающего воздуха дополнительным передним кольцевым воздухозаборником 23, размещенным перед передним ротором 9, а также через размещенное перед задним ротором винтовентилятора 10 заднее лабиринтное уплотнение 24, соединенное в свою очередь на выходе 25 с дополнительным направленным против потока набегающего воздуха задним кольцевым воздухозаборником 26.At the exit, the annular air cavity 15 is connected to the atmosphere 20 through the front labyrinth seal 21 located in front of the front rotor of the fan fan 9, which, in turn, is connected at the outlet 22 to an additional front annular air intake 23 directed against the front flow of air, located in front of the front rotor 9, and through the rear labyrinth seal 24 located in front of the rear rotor of the fan heater 10, connected in turn at the output 25 with an additional run against the flow air at the rear annular air intake 26.

Также кольцевая воздушная полость 15 на выходе через внутренние полости 27 и 28 полых стоек 29 и 30 с хвостовиками 31 и 32 передних 33 и задних 34 лопастей 7 винтовентилятора 1 соединена с воздушной полостью 13 втулки 14 винтовентилятора 1 и далее через дополнительное сопло 35 - с атмосферой 20.Also, the annular air cavity 15 at the outlet through the internal cavities 27 and 28 of the hollow struts 29 and 30 with the shanks 31 and 32 of the front 33 and rear 34 blades 7 of the fan heater 1 is connected to the air cavity 13 of the sleeve 14 of the fan heater 1 and then through the additional nozzle 35 to the atmosphere twenty.

Для периодического регулирования проходной площади дополнительного сопла Fдоп дополнительное сопло 35 снабжено жиклерной шайбой 36, зафиксированной упругим кольцом 37.For periodic adjustment of the passage area of the additional nozzle F, the additional additional nozzle 35 is equipped with a jet washer 36 fixed by an elastic ring 37.

Газовый канал 12 уплотнен от внутренней воздушной полости 13 втулки 14 передним и задним внутренними лабиринтными уплотнениями 38 и 39, а от кольцевой воздушной полости 15 - передним и задним внешними лабиринтными уплотнениями 40 и 41. На выходе газовый канал 12 заканчивается основным соплом 42. Позицией 43 показано направление полета, а позицией 44 - поток набегающего атмосферного воздуха.The gas channel 12 is sealed from the inner air cavity 13 of the sleeve 14 by the front and rear internal labyrinth seals 38 and 39, and from the annular air cavity 15 by the front and rear external labyrinth seals 40 and 41. At the outlet, the gas channel 12 ends with the main nozzle 42. Position 43 the direction of flight is shown, and at 44, the flow of free air.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе газотурбинного двигателя 1 на крейсерском режиме поток набегающего атмосферного воздуха 44 создает в воздухозаборнике 3 газогенератора 2 повышенное давление, что приводит к повышению давления потока газа 11 в кольцевом газовом канале 12 и во внешней кольцевой воздушной полости 15, что могло бы привести к повышению паразитных утечек воздуха через переднее 21 и заднее 24 лабиринтные уплотнения и к ухудшению экономичности двигателя 1. Однако этого не происходит, так как в дополнительных кольцевых водозаборниках 23 и 26 набегающий поток атмосферного воздуха 44 также создает повышенное давление воздуха на выходе 22 из лабиринтного уплотнения 21 и на выходе 25 из лабиринтного уплотнения 24, что приводит к снижению паразитных утечек.When the gas turbine engine 1 is cruising, the flow of free air 44 creates an increased pressure in the air intake 3 of the gas generator 2, which leads to an increase in the pressure of the gas stream 11 in the annular gas channel 12 and in the outer annular air cavity 15, which could lead to an increase in parasitic air leaks through the front 21 and rear 24 labyrinth seals and to the deterioration of the efficiency of engine 1. However, this does not happen, as in the additional annular water intakes 23 and 26 the incoming flow a atmo- spheric air 44 also creates an increased air pressure at the outlet 22 of the labyrinth seal 21 and the outlet 25 of the labyrinth seal 24 that reduces the parasitic leakage.

В процессе эксплуатации двигателя 1 происходит износ лабиринтных уплотнений 21 и 24, что могло бы привести к снижению давления охлаждающего воздуха в воздушной полости 13 втулки винтовентилятора 14 и в кольцевой полости 15 и к поступлению в них газа из газового канала 12, что ведет к перегреву втулки 14 и лопастей 33 и 34 винтовентилятора 1. Однако этого не происходит, так как периодическая, во время регламентных работ, регулировка проходной площади Fдоп. дополнительного сопла 35 путем замены жиклерной шайбы 36 позволяет поддерживать давление охлаждающего воздуха в воздушных полостях 13 и 15.During operation of the engine 1, the labyrinth seals 21 and 24 wear out, which could lead to a decrease in the pressure of cooling air in the air cavity 13 of the rotor fan bushing 14 and in the annular cavity 15 and to the flow of gas from the gas channel 12 into them, which leads to overheating of the bushing 14 and the blades 33 and 34 of the fan heater 1. However, this does not happen, since the periodic, during routine maintenance, adjustment of the passage area F add. additional nozzle 35 by replacing the nozzle washer 36 allows you to maintain the pressure of the cooling air in the air cavities 13 and 15.

Claims (1)

Газотурбинный двигатель с задним расположением открытого винтовентилятора с газогенератором и газовым каналом во втулке винтовентилятора на выходе из газогенератора, а также с размещенными в полых стойках хвостовиками лопастей винтовентилятора, отличающийся тем, что с внешней стороны от газового канала выполнена кольцевая воздушная полость, соединенная на входе с выходом из первой ступени компрессора газогенератора, а на выходе - с атмосферой через размещенные перед роторами винтовентилятора переднее и заднее лабиринтные уплотнения, а также через стойки и дополнительное сопло в заднем конусе втулки винтовентилятора, причем лабиринтные уплотнения соединены на выходе с направленными против потока набегающего воздуха дополнительными кольцевыми передним и задним воздухозаборниками, расположенными на втулке перед передним и перед задним роторами винтовентилятора соответственно, а дополнительное сопло выполнено с возможностью регулирования его проходной площади. A gas turbine engine with a rear arrangement of an open fan heater with a gas generator and a gas channel in the rotor fan bushing at the outlet of the gas generator, as well as with shanks of the rotor fan blades located in hollow racks, characterized in that an annular air cavity is made on the outside of the gas channel and connected to the inlet exit from the first stage of the gas generator compressor, and at the exit, with the atmosphere through the front and rear labyrinth seals located in front of the rotors of the fan heater as well as through racks and an additional nozzle in the rear cone of the fan heater bushing, the labyrinth seals connected at the outlet to the additional annular front and rear air intakes directed against the incoming air flow located on the bushing in front of the front and front rear fans of the fan, respectively, and the additional nozzle is made with the possibility of regulating its passage area.
RU2011150954/06A 2011-12-14 2011-12-14 Gas turbine engine with aft location of open propeller fan RU2482311C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011150954/06A RU2482311C1 (en) 2011-12-14 2011-12-14 Gas turbine engine with aft location of open propeller fan

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011150954/06A RU2482311C1 (en) 2011-12-14 2011-12-14 Gas turbine engine with aft location of open propeller fan

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2482311C1 true RU2482311C1 (en) 2013-05-20

Family

ID=48789901

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011150954/06A RU2482311C1 (en) 2011-12-14 2011-12-14 Gas turbine engine with aft location of open propeller fan

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2482311C1 (en)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3575529A (en) * 1968-06-24 1971-04-20 Hartzell Propeller Inc Method and apparatus for operating a propeller and driving engine fuel valve
GB2129502A (en) * 1982-11-01 1984-05-16 Gen Electric Counter rotation power turbine
GB2174762A (en) * 1985-05-01 1986-11-12 Gen Electric Counter rotation power turbine
SU1713304A1 (en) * 1989-01-19 1995-06-27 Опытно-конструкторское бюро "Ступинское машиностроительное производственное объединение" Two-loop turbo-jet engine
SU1407153A1 (en) * 1986-03-28 2005-09-20 Г.М. Горелов TURBOCHARGER ENGINE
SU1453997A1 (en) * 1987-03-24 2005-10-10 Б.Д. Фишбейн TURBOCHARGER ENGINE
RU2422661C1 (en) * 2009-11-09 2011-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Propeller fan engine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3575529A (en) * 1968-06-24 1971-04-20 Hartzell Propeller Inc Method and apparatus for operating a propeller and driving engine fuel valve
GB2129502A (en) * 1982-11-01 1984-05-16 Gen Electric Counter rotation power turbine
GB2174762A (en) * 1985-05-01 1986-11-12 Gen Electric Counter rotation power turbine
SU1407153A1 (en) * 1986-03-28 2005-09-20 Г.М. Горелов TURBOCHARGER ENGINE
SU1453997A1 (en) * 1987-03-24 2005-10-10 Б.Д. Фишбейн TURBOCHARGER ENGINE
SU1713304A1 (en) * 1989-01-19 1995-06-27 Опытно-конструкторское бюро "Ступинское машиностроительное производственное объединение" Two-loop turbo-jet engine
RU2422661C1 (en) * 2009-11-09 2011-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Propeller fan engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10487739B2 (en) Cooling system for a turbine engine
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US10113486B2 (en) Method and system for modulated turbine cooling
CA2935370A1 (en) Cooling system for a turbine engine
US11306658B2 (en) Cooling system for a turbine engine
US2578481A (en) Gas turbine power plant with auxiliary compressor supplying cooling air for the turbine
RU2316662C1 (en) Gas-turbine engine
JP2017198184A (en) Gas turbine engine having rim seal between rotor and stator
US10830144B2 (en) Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks
JP2017110652A (en) Active high pressure compressor clearance control
US11384649B1 (en) Heat exchanger and flow modulation system
US11873729B2 (en) Turbofan engine comprising a device for regulating the flow rate of cooling fluid
US8555654B2 (en) Gas turbine engine swirled cooling air
RU2482311C1 (en) Gas turbine engine with aft location of open propeller fan
RU2323359C1 (en) Cooling system of gas turbine of double-flow turbojet engine with additional compression of air ion small-size fan
RU2635163C1 (en) Device for starting gas turbine engine
RU2550224C1 (en) Gas turbine engine
RU2443882C1 (en) Gas turbine engine
US10900370B2 (en) Gas turbine engine offtake
EP3524795B1 (en) Axial compressor with inter-stage centrifugal compressor
JP6026521B2 (en) Two-spool design for turboshaft engines with a high-pressure compressor connected to a low-pressure turbine
RU2347914C1 (en) Gas turbine engine multistage turbine
RU2567890C1 (en) Gas turbine engine
RU2422661C1 (en) Propeller fan engine
RU2813778C1 (en) Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine

Legal Events

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

Effective date: 20141215