RU2572513C2 - Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета - Google Patents

Abstract

Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета содержит воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха. Теплообменник установлен с возможностью подачи воздуха на его вход из наружного контура двигателя. Для самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, содержащим наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой, турбины высокого и низкого давления и системы охлаждения турбин высокого и низкого давления, выполненные в виде отдельных секций теплообменников для охлаждения турбины высокого давления и секций теплообменников для охлаждения турбины низкого давления, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде секций теплообменников, расположенных в наружном контуре. Секции соединены с системой кондиционирования воздуха самолета и установлены с возможностью подачи прошедшего через них воздуха в сопло двигателя. Входы отдельных секций воздухо-воздушного теплообменника сообщены со ступенью компрессора высокого давления, номинально обеспечивающей систему кондиционирования воздуха. Секции систем охлаждения турбин высокого и низкого давления и секции воздухо-воздушных теплообменников расположены в одной плоскости по окружности наружного контура двигателя. Изобретение позволяет повысить тягу двигателя, снизить массу двигателя, обеспечивает наибольшую эффективность работы теплообменника при минимальном увеличении их массы. 3 ил.

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, преимущественно к газовым турбинам авиационных двигателей, в частности к системе охлаждения турбины и системе отбора воздуха на самолетные нужды.

Известен теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета, содержащий воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха, при этом теплообменник установлен с возможностью подачи воздуха на его вход из наружного контура двигателя /А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. Газотурбинные двигатели. ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь, с. 836/ /1/.

Недостатком теплообменного модуля системы кондиционирования воздуха являются наличие безвозвратных потерь тепловой энергии, а для организации эффективного теплосъема с поверхности теплообменника необходимо организовывать дополнительный канал отбора второго теплоносителя из наружного контура и возможно канал выпуска второго теплоносителя в атмосферу. Появление этого канала приведет к усложнению конструкции, увеличению ее веса, а также появятся дополнительные потери энергии потока в этом канале. Вынос теплообменника может увеличить лобовую площадь двигателя, что приведет к дополнительным сопротивлениям при обтекании мотогондолы двигателя.

Задачей изобретения является уменьшение безвозвратных потерь энергии термодинамического цикла двигателя и обеспечение максимальной эффективности теплообменника.

Ожидаемый технический результат: обеспечение системы кондиционирования самолета воздухом с требуемой температурой при увеличении тяги и КПД двигателя за счет частичного сохранения энергии рабочего тела, а также повышение эффективности теплообменника за счет организации его обтекания вторым теплоносителем.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известный теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета, содержащий воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха, при этом теплообменник установлен с возможностью подачи воздуха на его вход из наружного контура двигателя, по предложению, для самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, содержащим наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой, турбины высокого и низкого давления и системы охлаждения турбин высокого и низкого давления, выполненные в виде отдельных секций теплообменников для охлаждения турбины высокого давления и секций теплообменников для охлаждения турбины низкого давления, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде секций теплообменников, расположенных в наружном контуре, секции соединены с системой кондиционирования воздуха самолета и установлены с возможностью подачи прошедшего через них воздуха в сопло двигателя, при этом входы его отдельных секций сообщены со ступенью компрессора высокого давления, номинально обеспечивающей систему кондиционирования воздуха, причем секции систем охлаждения турбин высокого и низкого давления и секции воздухо-воздушных теплообменников расположены в одной плоскости по окружности наружного контура двигателя.

Предложение основано на том, что после охлаждения воздухо-воздушного теплообменника второй теплоноситель возвращается в проточную часть двигателя. С воздухом второго теплоносителя в термодинамический цикл двигателя возвращается тепло, отведенное от первого теплоносителя в теплообменнике. Возврат воздуха - рабочего тела и тепла позволяет повысить тягу двигателя на 0,3-2% в зависимости от размерности двигателя и их количества на самолете.

Размещение теплообменника в отдельном канале, отбирающем воздух из наружного контура и возвращающем его в сопло двигателя, возможно. Однако гидравлические потери в этом канале снижают эффект от возврата рабочего тела в термодинамический цикл двигателя. При этом возникающая неравномерность поля скоростей и давлений перед воздухо-воздушным теплообменником ухудшает эффективность теплообмена. Дополнительно увеличивается масса двигателя за счет массы конструкции отдельного канала. Размещение воздухо-воздушного теплообменника системы кондиционирования воздуха в наружном контуре снимает эти недостатки. Однако при индивидуальном размещении теплообменника в наружном контуре для отвода необходимого количества тепла рабочая площадь омываемых поверхностей будет занимать значительную площадь проходного сечения наружного контура или увеличивать размеры теплообменника вдоль оси двигателя. Это приведет к увеличению массы теплообменника. При уменьшении размеров теплообменника необходимо увеличивать эффективность теплосъема, что достигается увеличением скорости обтекания его вторым теплоносителем, но в тоже время при уменьшении размеров растет гидравлическое сопротивление теплообменника при обтекании его вторым теплоносителем. Увеличение гидравлического сопротивления приведет к тому, что основная масса второго теплоносителя будет обтекать внешние обводы теплообменника и не будет омывать его рабочие поверхности. Для того, чтобы воздух наружного контура затекал в теплообменник и происходил теплообмен на рабочих поверхностях, необходимо повысить сопротивление наружного контура в сечении установки воздухо-воздушного теплообменника. Наличие в наружном контуре теплообменников других систем при совместной компоновке обеспечивает необходимые условия обтекания теплообменников без использования дополнительных конструкций. С уменьшением размеров теплообменника также увеличится внутреннее гидравлическое сопротивление каналов первого теплоносителя на приемлемую величину. Для обеспечения номинального давления воздуха отбор может осуществляться от вышестоящей по потоку ступени компрессора. Изобретение поясняется графически.

Фиг. 1 Общая схема размещения воздухо-воздушного теплообменника в двигателе.

Фиг. 2 Расположение в двигателе теплообменника системы кондиционирования и теплообменников других систем.

Фиг. 3 Расположение теплообменников в наружном контуре по окружности.

Воздухо-воздушный теплообменник расположен в двухконтурном газотурбинном двигателе, который содержит компрессор низкого давления 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого 4 и низкого давления 5, наружный контур 6 и выходное реактивное сопло 7. Воздухо-воздушный теплообменник 8 предварительного охлаждения воздуха системы кондиционирования самолета на входе соединяется с запорно-регулирующим устройством (клапаном) 9 и с одной из ступеней компрессора высокого давления 2, установлен по направлению потока в наружном контуре 6, а его выход соединен с соплом 7.

Для конкретного двигателя, содержащего компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, состоящую из жаровой трубы 10, наружного кожуха 11 и внутреннего кожуха 12, турбины высокого давления, состоящей из неподвижных лопаток соплового аппарата 13 и подвижных рабочих лопаток 14, турбины низкого давления, состоящей из лопаток соплового аппарата 15 и рабочих лопаток 16 и наружного контура 6, воздухо-воздушный теплообменник 8 системы кондиционирования самолета размещается в наружном контуре 6 совместно с воздухо-воздушным теплообменником 17 системы охлаждения турбины высокого давления и воздухо-воздушным теплообменником 18 системы охлаждения турбины низкого давления. Причем теплообменники 8, 17 и 18 располагаются в наружном контуре в одном сечении двигателя по окружности наружного контура. Вход теплообменника 17 соединен с кольцевой полостью, образованной жаровой трубой 10 и наружным кожухом 11, а выход соединен с системой охлаждения турбины высокого давления. Вход теплообменника 18 соединен через каналы в стойках 19, связывающих наружный и внутренний кожухи между собой, с думисной полостью 20, образованной внутренним кожухом камеры сгорания, валом 21, соединяющим компрессор высокого давления с турбиной высокого давления, а выход из теплообменника соединен с системой охлаждения турбины низкого давления.

Пример

Воздух, засасываемый в газотурбинный двигатель, предварительно сжимается в компрессоре низкого давления 1. За компрессором низкого давления воздух разделяется на два потока: один поток направляется в компрессор высокого давления 2, где он дополнительно сжимается, в камере сгорания 3 к нему подводится тепло за счет сжигания топлива, получившиеся продукты сгорания проходят через турбину высокого давления 4, вращающую компрессор высокого давления, через турбину низкого давления 5, вращающую компрессор низкого давления. Второй поток за компрессором низкого давления направляется в наружный контур 6 и, пройдя его, смешивается с первым потоком в реактивном сопле 7 газотурбинного двигателя. Часть сжатого воздуха из компрессора высокого давления отбирается в различные системы двигателя и самолета, в том числе в систему кондиционирования самолета. Для предварительного охлаждения отбираемый из компрессора высокого давления воздух - первый теплоноситель, проходит через воздухо-воздушный теплообменник 8, внешняя поверхность которого омывается воздухом наружного контура - вторым теплоносителем. За счет этого тепло, переданное от первого теплоносителя ко второму, сохраняется в термодинамическом цикле двигателя. Воздух наружного контура также омывает воздухо-воздушный теплообменник 17 системы охлаждения турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник 18. Воздух в систему охлаждения турбины высокого давления отбирается из кольцевой полости, образованной жаровой трубой 10 и наружным кожухом 11 камеры сгорания 3, охлаждается в теплообменнике 17 и подается на вход в лопатки соплового аппарата 13. Воздух в систему охлаждения турбины низкого давления отбирается из думисной полости 20, проходит каналы в стойках 19, охлаждается в теплообменнике 18 и подается на вход в лопатки соплового аппарата 15. За счет установки в наружном контуре теплообменников 8, 17 и 18 в одном сечении двигателя и в одном ряду по всей высоте наружного контура достигается высокая эффективность теплообмена между потоками при допустимом значении гидравлического сопротивления.

Предлагаемый теплообменный модуль системы предварительного охлаждения воздуха системы кондиционирования позволяет повысить тягу двигателя на 0,3-2% в зависимости от тяги двигателя на самолете. Размещение воздухо-воздушного теплообменника системы кондиционирования в наружном контуре позволяет снизить массу двигателя за счет отказа от отдельного канала и обеспечивает наибольшую эффективность работы теплообменника. Размещение теплообменника системы кондиционирования с теплообменниками других систем в одном сечении двигателя и в одном ряду по всей высоте наружного контура повышает эффективность всех теплообменников при минимальном увеличении массы теплообменников.

Claims (1)

1. Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета, содержащий воздухо-воздушный теплообменник, соединенный трубопроводами на входе с запорно-регулирующим устройством и с одной из ступеней компрессора высокого давления в двигателе, а на выходе соединенный трубопроводом с системой кондиционирования воздуха, при этом теплообменник установлен с возможностью подачи воздуха на его вход из наружного контура двигателя, отличающийся тем, что для самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, содержащим наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессорами низкого и высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой, турбины высокого и низкого давления и системы охлаждения турбин высокого и низкого давления, выполненные в виде отдельных секций теплообменников для охлаждения турбины высокого давления и секций теплообменников для охлаждения турбины низкого давления, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде секций теплообменников, расположенных в наружном контуре, секции соединены с системой кондиционирования воздуха самолета и установлены с возможностью подачи прошедшего через них воздуха в сопло двигателя, при этом входы его отдельных секций сообщены со ступенью компрессора высокого давления, номинально обеспечивающей систему кондиционирования воздуха, причем секции систем охлаждения турбин высокого и низкого давления и секции воздухо-воздушных теплообменников расположены в одной плоскости по окружности наружного контура двигателя.

Images