RU2557878C1

RU2557878C1 - Anti-icing system of gas turbine engine

Info

Publication number: RU2557878C1
Application number: RU2013159095/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Леонидович Письменный
Original assignee: Владимир Леонидович Письменный
Priority date: 2013-12-30
Filing date: 2013-12-30
Publication date: 2015-07-27
Also published as: RU2013159095A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: anti-icing system of the gas turbine engine contains the heat exchanger installed in air-gas channel of the engine upstream the engine compressor. The air tapped downstream the last stage of the compressor is supplied through the heat exchanger into the turbine cooling system. The pressure ratio of the compressor is greater than 25, and flow rate of the air tapped from the compressor amounts δ = (0.05÷0.07)·(1+m), where δ - a share of the air tapped from the compressor; m - engine bypass ratio. Between the heat exchanger and the compressor the protection grid is installed.

EFFECT: anti-icing system protects the engine from penetration of ice and other foreign subjects, improves traction and input-output characteristics of the engine.

4 cl, 2 dwg

Description

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

Противообледенительная система (ПОС) газотурбинного двигателя (ГТД) предназначена для сведения к минимуму влияния метеорологических условий, вызывающих обледенение двигателя, на безопасность и регулярность полетов.The anti-icing system (POS) of a gas turbine engine (GTE) is designed to minimize the impact of meteorological conditions causing engine icing on safety and regularity of flights.

Известна противообледенительная система газотурбинного двигателя, содержащая теплообменник, установленный в проточной части двигателя, через который воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, подается в систему охлаждения турбины, теплообменник установлен перед входом в компрессор (патент US 2812897 А, МПК F02C 7/047, 1957).Known anti-icing system for a gas turbine engine, containing a heat exchanger installed in the engine duct, through which air taken after the last stage of the compressor is supplied to the turbine cooling system, the heat exchanger is installed in front of the compressor (patent US 2812897 A, IPC F02C 7/047, 1957 )

Известны системы охлаждения газовых турбин, в которых используют воздух, отбираемый от компрессора двигателя (Теория авиационных двигателей. Под ред. П.К. Казанджана. - М.: Машиностроение, 1983, с. 189, рис. 1.11). Их эффективность при степенях повышения давления воздуха в компрессоре более 25 снижается из-за роста температуры охлаждающего воздуха (там же, с. 196, рис. 11.10).Known cooling systems for gas turbines in which air is taken from the engine compressor (Theory of aircraft engines. Edited by P.K. Kazanjan. - M .: Mechanical Engineering, 1983, p. 189, Fig. 1.11). Their effectiveness with degrees of increase in air pressure in the compressor over 25 decreases due to an increase in the temperature of the cooling air (ibid., P. 196, Fig. 11.10).

Известна система защиты газотурбинного двигателя от попадания посторонних предметов, в которой используется защитная сетка, установленная на входе в компрессор двигателя. Система установлена на самолете Су-27. Недостатком системы является высокая вероятность обледенения сетки, что делает ее использование небезопасным.A known system for protecting a gas turbine engine from foreign objects, which uses a protective mesh installed at the entrance to the engine compressor. The system is installed on a Su-27 aircraft. The disadvantage of the system is the high probability of icing of the grid, which makes its use unsafe.

Целью изобретения является повышение безопасности эксплуатации ГТД, их газодинамической эффективности.The aim of the invention is to increase the safety of operation of gas turbine engines, their gas-dynamic efficiency.

Поставленная цель достигается тем, что в проточной части ГТД перед входом в компрессор, степень повышения давления которого более 25, установлен теплообменник, через который воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, подается в систему охлаждения турбины. Для исключения возможности появления отрицательных температур на входе в двигатель при температурах наружного воздуха от плюс 5 до минус 25°С, при которых возможно обледенение, расход воздуха, отбираемого от компрессора, составляет δ=(0,05÷0,08)·(1+m), где δ - доля отбираемого воздуха; m - степень двухконтурности ГТД.This goal is achieved by the fact that in the flow part of the turbine engine before entering the compressor, the pressure increase of which is more than 25, a heat exchanger is installed through which air, taken after the last stage of the compressor, is supplied to the turbine cooling system. To exclude the possibility of negative temperatures at the engine inlet at outdoor temperatures from plus 5 to minus 25 ° C, at which icing is possible, the air flow taken from the compressor is δ = (0.05 ÷ 0.08) · (1 + m), where δ is the fraction of air taken; m is the bypass ratio of a gas turbine engine.

Сущность изобретения заключается в том, что тепловая энергия воздуха, отбираемого от высоконапорного компрессора, в количествах, указанных выше, используется (достаточна) для защиты двигателя от обледенения, а хладоресурс, поступающего в двигатель воздуха, - для дополнительного охлаждения турбины.The essence of the invention lies in the fact that the thermal energy of the air taken from the high-pressure compressor, in the quantities indicated above, is used (sufficient) to protect the engine from icing, and the coolant entering the air engine is used to additionally cool the turbine.

Дополнительно:Additionally:

для защиты двигателя от попадания посторонних предметов между теплообменником и входом в компрессор установлена защитная сетка;a protective net is installed between the heat exchanger and the compressor inlet to protect the engine from foreign objects;

для регулирования (в зависимости от температуры наружного воздуха) расхода воздуха, отбираемого от компрессора, в магистрали его подачи установлен регулятор расхода воздуха.To regulate (depending on the outdoor temperature) the air flow taken from the compressor, an air flow regulator is installed in its supply line.

На фиг. 1 изображен двухконтурный ГТД, оборудованный ПОС;In FIG. 1 shows a double-circuit gas turbine engine equipped with a PIC;

на фиг. 2 показаны температуры газа перед турбиной и подогревы воздуха в теплообменнике для ГТД с различными степенями повышения давления в компрессоре.in FIG. Figure 2 shows the gas temperatures in front of the turbine and the heating of the air in the heat exchanger for gas turbine engines with various degrees of pressure increase in the compressor.

В канале двухконтурного ГТД (фиг. 1) на входе в компрессор установлен теплообменник 1. Через теплообменник 1 проходит воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, который подается в систему охлаждения турбины. В магистрали подачи воздуха от компрессора до теплообменника установлен регулятор расхода воздуха 2. Между теплообменником 1 и входом в компрессор установлена защитная сетка 3.In the channel of the double-circuit gas turbine engine (Fig. 1), a heat exchanger 1 is installed at the compressor inlet. Air passes through the heat exchanger 1, taken after the last stage of the compressor, which is supplied to the turbine cooling system. An air flow regulator 2 is installed in the air supply line from the compressor to the heat exchanger. A protective net 3 is installed between the heat exchanger 1 and the compressor inlet.

Работа ПОС осуществляется следующим образом. Воздух сжимается в компрессоре, степень повышения давления которого более 25, нагревается. Часть воздуха δ=(0,05÷0,08)·(1+m), где m - степень двухконтурности ГТД, поступает в теплообменник 1. В результате теплообмена воздух, поступающий в компрессор, нагревается до температуры, при которой обледенение двигателя (сетки) не наступает, а воздух, поступающий из теплообменника в систему охлаждения турбины, охлаждается. Величина относительного расхода воздуха δ изменяется в пределах, указанных выше, в зависимости от температуры наружного воздуха при помощи регулятора 2.The work of the PIC is as follows. Air is compressed in the compressor, the degree of pressure increase of which is more than 25, is heated. Part of the air δ = (0.05 ÷ 0.08) · (1 + m), where m is the bypass ratio of the gas turbine engine, enters the heat exchanger 1. As a result of heat exchange, the air entering the compressor is heated to a temperature at which the engine icing up ( mesh) does not occur, and the air coming from the heat exchanger into the turbine cooling system is cooled. The value of the relative air flow δ varies in the range indicated above, depending on the temperature of the outdoor air using the controller 2.

При положительных температурах наружного воздуха необходимость в защите двигателя (сетки) от обледенения отпадает. В этом случае регулятор расхода воздуха 2 устанавливается на минимальный расход воздуха δ, при котором обеспечивается потребное охлаждение турбины.At positive outside temperatures, there is no need to protect the engine (grid) from icing. In this case, the air flow regulator 2 is set to the minimum air flow δ, at which the required cooling of the turbine is provided.

На фиг. 2 представлены результаты оценки эффективности ПОС. Оценка выполнена с использованием коэффициентов интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике υ₁ и лопаток в турбине υ₂, представляющими собой: а) отношение разности температур воздуха за компрессором и на входе в систему охлаждения турбины к перепаду температур воздуха между выходом из компрессора и входом в двигатель; б) отношение разности температур газа и лопатки турбины к перепаду температур между температурой газа перед турбиной и температурой воздуха на входе в систему охлаждения турбины (Теория авиационных двигателей. Под ред. П.К. Казанджана. - М.: Машиностроение, 1983, с. 193).In FIG. 2 presents the results of evaluating the effectiveness of PIC. The assessment was performed using the coefficients of air cooling intensity in the heat exchanger υ ₁ and blades in the turbine υ ₂ , which are: a) the ratio of the difference in air temperature behind the compressor and at the inlet of the turbine cooling system to the air temperature difference between the compressor output and the engine inlet; b) the ratio of the temperature difference between the gas and the turbine blade to the temperature difference between the gas temperature in front of the turbine and the air temperature at the inlet to the turbine cooling system (Theory of Aircraft Engines. Edited by P.K. Kazanjan. - M.: Mechanical Engineering, 1983, p. 193).

Исходные данные: температура лопаток турбины Т_л=1100 К; коэффициент интенсивности охлаждения воздуха в теплообменнике υ₁=0,5; коэффициент интенсивности охлаждения лопаток в турбине υ₂=0,6÷0,65; относительный расход воздуха δ=(0,05÷0,08)·(1+m); степень повышения давления в компрессоре π_к=20÷40.Initial data: temperature of the turbine blades T _l = 1100 K; intensity coefficient of air cooling in the heat exchanger υ ₁ = 0.5; the coefficient of intensity of cooling of the blades in the turbine υ ₂ = 0.6 ÷ 0.65; relative air flow δ = (0.05 ÷ 0.08) · (1 + m); the degree of pressure increase in the compressor π _to = 20 ÷ 40.

Из фиг. 2 видно, что применение ПОС (при заданных коэффициентах интенсивности охлаждения) обеспечивает подогрев воздуха ΔТ_теп на входе в двигатель, при котором обледенение двигателя (сетки) не наступает (при температурах наружного воздуха, больших минус 25°С, и π_к, больших 25, температура воздуха на входе в двигатель остается положительной). Также видно, что применение ПОС позволяет повысить температуру газа перед турбиной Т_г* более чем на 20% по отношению к охлаждению, при котором воздух, отбираемый от компрессора, подается в турбину непосредственно (без теплообменника).From FIG. Figure 2 shows that the use of PIC (for given coefficients of cooling intensity) provides air heating ΔТ _tep at the engine inlet, at which icing of the engine (mesh) does not occur (at outdoor temperatures, high minus 25 ° С, and π _к , large 25 , the air temperature at the engine inlet remains positive). It is also seen that the use of PIC allows you to increase the gas temperature in front of the turbine T _g * by more than 20% with respect to cooling, in which the air drawn from the compressor is supplied to the turbine directly (without a heat exchanger).

Применение ПОС позволяет повысить безопасность эксплуатации ГТД за счет исключения попадания льда в двигатель, а с сеткой - и других посторонних предметов.The use of POS can improve the safety of gas turbine engine operation by eliminating the ingress of ice into the engine, and with the net, other foreign objects.

Применение ПОС позволяет повысить эффективность ГТД как тепловой машины за счет повышения температуры газа перед турбиной до 2000 К и более как следствие охлаждения лопаток турбины более холодным воздухом.The use of POS makes it possible to increase the efficiency of a gas turbine engine as a heat engine by increasing the gas temperature in front of the turbine to 2000 K and more as a result of cooling the turbine blades with cooler air.

Применение ПОС позволяет улучшить тяговые и расходные характеристики ГТД при температурах наружного воздуха менее минус 15°С за счет оптимизации программы регулирования двигателя (отпадает необходимость использования ограничителя приведенных оборотов, который снижает физическую частоту вращения турбокомпрессора).The use of POS makes it possible to improve the traction and flow characteristics of a gas turbine engine at outdoor temperatures of less than minus 15 ° С due to the optimization of the engine control program (there is no need to use a reduced speed limiter, which reduces the physical speed of the turbocharger).

Наибольший эффект от применения ПОС (δ<0,16) достигается на двигателях со степенями двухконтурности менее единицы.The greatest effect of the use of PIC (δ <0.16) is achieved on engines with bypass degrees less than unity.

Claims

1. An anti-icing system for a gas turbine engine, comprising a heat exchanger installed in the engine flow section before entering the engine compressor, in which the air taken after the last stage of the compressor is supplied through the heat exchanger to the turbine cooling system, characterized in that the degree of pressure increase in the compressor is more than 25 , and the air flow taken from the compressor is δ = (0.05 ÷ 0.07) · (1 + m), where δ is the fraction of air taken from the compressor; m is the bypass ratio of the engine.

2. The anti-icing system of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that a protective mesh is installed between the heat exchanger and the compressor inlet.

3. The anti-icing system of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that an air flow regulator is installed in the air supply line.

4. The anti-icing system of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the bypass ratio of the engine is less than one.