RU2605143C1 - Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета - Google Patents
Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2605143C1 RU2605143C1 RU2015129365/11A RU2015129365A RU2605143C1 RU 2605143 C1 RU2605143 C1 RU 2605143C1 RU 2015129365/11 A RU2015129365/11 A RU 2015129365/11A RU 2015129365 A RU2015129365 A RU 2015129365A RU 2605143 C1 RU2605143 C1 RU 2605143C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- high pressure
- turbines
- pressure turbine
- turbine
- compressor
- Prior art date
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
- F02C7/12—Cooling of plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета. Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью. Достигается повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя. 5 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета.
Из уровня техники (RU 2457151 С1) известен маневренный самолет с газодинамической системой управления, который содержит фюзеляж, крыло, два турбореактивных двигателя, газодинамическую систему управления и систему охлаждения турбин высокого давления.
Недостатком данного самолета является слабое охлаждение турбины высокого давления, а следовательно - сильный перегрев каждой турбины турбореактивного двигателя.
За прототип была взята система охлаждения турбореактивного двигателя самолета (RU 2371352 C1), который содержит фюзеляж, крыло и газотурбинную установку, включающую турбореактивный двигатель с турбиной высокого давления, имеющий регулируемое реактивное сопло с изменяемым направлением вектора тяги и систему охлаждения турбины высокого давления.
Недостатком прототипа также является сильный перегрев турбины турбореактивного двигателя за счет недостаточной эффективности работы системы охлаждения турбин высокого давления.
Таким образом, техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя, а именно снижение температуры рабочего колеса каждой турбины высокого давления первого и второго контура, и связанного с ним уменьшения радиального зазора между статором и рабочим колесом в схеме двухконтурного двигателя.
В заявленной системе лопатки турбин высокого давления охлаждаются воздухом, отобранным у испарителя, который расположен внутри турбин высокого давления. Работающий испаритель понижает температуру внутри турбин высокого давления. Охлажденный воздух, направляемый козырьком в виде ковша, расположенного возле каждой лопатки турбин высокого давления, выбрасывается сверху лопатки между стенками статора радиального зазора.
Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками (лопастями) и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью.
Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:
на фиг. 1 - изображен продольный разрез двигателя с системой охлаждения.
На фиг. 2 - показан продольный разрез двигателя с системой охлаждения турбины высокого давления.
На фиг. 3 - изображена схема работы системы охлаждения турбореактивного двигателя.
На фиг. 4 - изображена рабочая лопатка турбины высокого давления.
На фиг. 5 - изображена часть турбины высокого давления в разрезе и разрез лопатки.
Система охлаждения турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) содержит первую турбину высокого давления (1) и вторую турбину высокого давления (4). Первая турбина высокого давления (1) расположена на наружном валу (2), на котором также расположены турбины (3) компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления (4) расположена на внутреннем валу (5), на котором также расположены турбины компрессора (6) первого контура, а также турбины низкого давления (7). Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители (8а) и (8б), охлаждающие внутреннюю полость турбин высокого давления. Охлажденный воздух испарителями (8а) и (8б) из полости турбин (1) и (4) высокого давления направляется ковшеобразным козырьком (10) (см. фиг. 5) в эллипсовидную полость (11) лопатки (12) турбин (1) и (4) высокого давления, и охлажденный воздух выбрасывается через радиальный зазор (13) между статором корпуса (14) двигателя и лопатки (12) рабочего колеса турбин высокого давления в сопло турбореактивного двигателя.
Система охлаждения турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом:
напряжение с генераторов подается на электростартер (15), расположенный на корпусе редуктора (16), соединенный зубчатой передачей (17) с наружным валом (2). Электростартер (15) начинает вращать наружный вал (2), на котором расположены турбины (3) компрессора второго контура, а также турбина (1) высокого давления. Одновременно на форсунки (18), расположенные внутри камеры сгорания (19), подается топливо, после чего происходит поджог топлива. Горящее пламя из камеры сгорания (19) направляется на лопатки (12) вращающего рабочего колеса турбины (1) высокого давления. После повышения температуры на турбине высокого давления турбина (4) начинает самостоятельно вращаться. Турбина высокого давления (4), расположенная на внутреннем валу (5), начинает вращать турбины компрессора (6) первого контура, а также турбины низкого давления (7). Двигатель начинает работать в штатном режиме, при этом одновременно работает компрессор (20), расположенный на редукторе (16) с зубчатой передачей (17). В процессе работы компрессор (20) засасывает пары фриона, сжимает их и нагнетает их в конденсатор (21), расположенный снаружи корпуса фюзеляжа самолета (на фиг. 1 изображено схематично). В конденсаторе (21) горячие пары фриона охлаждаются забортным воздухом, после чего пары фриона переходят в жидкое состояние. Жидкий фрион под давлением нагнетается и поступает в капиллярную трубку и через нее во внутренний испаритель (8а) и наружный испаритель (8б), расположенный внутри бака (22) с незамерзающей жидкостью.
Таким образом, в испарителях (8а) и (8б) образуется давление ниже, чем в конденсаторе (21), поэтому поступающий жидкий фрион испаряется, отнимая тепло от стенок испарителей (8а) и (8б) и соприкасающегося с ним воздуха в полостях турбин высокого давления, а также в баке (22) с незамерзающей жидкостью. Пары фриона из испарителей (8а) и (8б) отсасываются в компрессор (20), и цикл повторяется. Для поддержания требуемого теплового режима внутри полости турбин высокого давления (1) и (4) рядом с испарителем (8) расположен датчик температуры, а также датчик температуры расположен внутри бака (22) с незамерзающей жидкостью. Оба показания температурного режима с обоих датчиков приходят на дисплей в кабину пилота.
Охлаждение воздуха внутри полости турбин высокого давления, а также охлаждение жидкости в баке, прикрепленном к статору корпуса двигателя, уменьшают температуру рабочего колеса турбин высокого давления, увеличивая тем самым ресурс и надежность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД). Понижение уровня температуры рабочего колеса турбин высокого давления, а также рабочего места статора корпуса двигателя уменьшает его расширение и позволяет уменьшить радиальный зазор между торцом лопатки и статором корпуса, увеличивая КПД турбин высокого давления и повышая экономичность двигателя.
Claims (1)
- Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, характеризующаяся тем, что включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления, причем первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура, а вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления, причем внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители, при этом система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок, причем компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015129365/11A RU2605143C1 (ru) | 2015-07-17 | 2015-07-17 | Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015129365/11A RU2605143C1 (ru) | 2015-07-17 | 2015-07-17 | Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2605143C1 true RU2605143C1 (ru) | 2016-12-20 |
Family
ID=58697354
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015129365/11A RU2605143C1 (ru) | 2015-07-17 | 2015-07-17 | Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2605143C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3357631A1 (en) * | 2017-02-01 | 2018-08-08 | United Technologies Corporation | Heat pipe cooling of geared architecture |
| RU2665823C1 (ru) * | 2017-03-01 | 2018-09-04 | Валерий Николаевич Сиротин | Турбореактивный двигатель с системой охлаждения двух турбин высокого давления |
| RU2679573C1 (ru) * | 2018-02-16 | 2019-02-11 | Валерий Николаевич Сиротин | Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя |
| RU2704502C1 (ru) * | 2019-08-09 | 2019-10-29 | Валерий Николаевич Сиротин | Турбореактивный двигатель с редуктором и камерой сгорания |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2263219C1 (ru) * | 2004-02-04 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
| RU2371352C1 (ru) * | 2008-02-15 | 2009-10-27 | Валерий Николаевич Сиротин | Самолет с изменяемым направлением вектора тяги |
| US20110083442A1 (en) * | 2009-10-08 | 2011-04-14 | General Electric Company | Apparatus and method for cooling nozzles |
| US20140112759A1 (en) * | 2012-10-18 | 2014-04-24 | General Electric Company | Gas turbine casing thermal control device |
-
2015
- 2015-07-17 RU RU2015129365/11A patent/RU2605143C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2263219C1 (ru) * | 2004-02-04 | 2005-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
| RU2371352C1 (ru) * | 2008-02-15 | 2009-10-27 | Валерий Николаевич Сиротин | Самолет с изменяемым направлением вектора тяги |
| US20110083442A1 (en) * | 2009-10-08 | 2011-04-14 | General Electric Company | Apparatus and method for cooling nozzles |
| US20140112759A1 (en) * | 2012-10-18 | 2014-04-24 | General Electric Company | Gas turbine casing thermal control device |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3357631A1 (en) * | 2017-02-01 | 2018-08-08 | United Technologies Corporation | Heat pipe cooling of geared architecture |
| RU2665823C1 (ru) * | 2017-03-01 | 2018-09-04 | Валерий Николаевич Сиротин | Турбореактивный двигатель с системой охлаждения двух турбин высокого давления |
| RU2679573C1 (ru) * | 2018-02-16 | 2019-02-11 | Валерий Николаевич Сиротин | Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя |
| RU2704502C1 (ru) * | 2019-08-09 | 2019-10-29 | Валерий Николаевич Сиротин | Турбореактивный двигатель с редуктором и камерой сгорания |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8602717B2 (en) | Compression system for turbomachine heat exchanger | |
| US8172512B2 (en) | Accessory gearbox system with compressor driven seal air supply | |
| RU2605143C1 (ru) | Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета | |
| US20170159566A1 (en) | Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine | |
| RU2665823C1 (ru) | Турбореактивный двигатель с системой охлаждения двух турбин высокого давления | |
| US9494080B2 (en) | Fuel pumping unit | |
| CN102588143B (zh) | 一种微型涡扇发动机 | |
| US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| US10865728B2 (en) | Method of using backflow from common-rail fuel injector | |
| CN109139234B (zh) | 带有中间冷却器的发动机组件 | |
| RU2704502C1 (ru) | Турбореактивный двигатель с редуктором и камерой сгорания | |
| RU2643274C1 (ru) | Роторный двигатель внутреннего сгорания | |
| RU2594828C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
| RU2008138792A (ru) | Комбинированный атомный форсажный авиационный двигатель | |
| US9086019B2 (en) | Turbomachine thermal energy exchange | |
| RU2670483C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
| RU2591361C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
| RU2561772C1 (ru) | Воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2742157C1 (ru) | Турбореактивный двигатель с винтовыми турбинами и комбинированной термокамерой сгорания | |
| RU2554392C1 (ru) | Водородный газотурбинный двигатель | |
| RU2422661C1 (ru) | Винтовентиляторный двигатель | |
| RU2372509C1 (ru) | Комбинированный авиационный двигатель | |
| RU2553052C1 (ru) | Водородный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2539315C1 (ru) | Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2389886C1 (ru) | Комбинированный атомный авиационный двигатель |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170718 |