RU2617026C1 - Double-flow jet turbine engine cooling method - Google Patents
Double-flow jet turbine engine cooling method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2617026C1 RU2617026C1 RU2015152902A RU2015152902A RU2617026C1 RU 2617026 C1 RU2617026 C1 RU 2617026C1 RU 2015152902 A RU2015152902 A RU 2015152902A RU 2015152902 A RU2015152902 A RU 2015152902A RU 2617026 C1 RU2617026 C1 RU 2617026C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- heat exchanger
- cooling
- compressor
- engine
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/105—Heating the by-pass flow
- F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.
Основным трендом для дозвуковых ТРДД является повышение их экономичности (фиг. 1). Достигается это за счет увеличения степеней повышения давления и степеней двухконтурности ТРДД. Степени повышения давления в ТРДД практически достигли своих максимальных значений π∑=50…60 (ограничены жаропрочностью лопаток компрессора ~1000 К). Степени двухконтурности ТРДД можно повысить двумя путями: а) увеличением диаметра вентилятора, б) уменьшением диаметра компрессора. Первый путь практически исчерпан (диаметры вентиляторов ТРДД достигли трех метров). Остается второй путь - уменьшение диаметра компрессора (внутреннего контура), но для этого необходимо повышать температуру газа перед турбиной.The main trend for subsonic turbojet engines is to increase their efficiency (Fig. 1). This is achieved by increasing the degree of increase in pressure and the bypass degree of the turbofan engine. The degrees of pressure increase in the turbofan engines practically reached their maximum values π ∑ = 50 ... 60 (limited by the heat resistance of the compressor blades ~ 1000 K). The bypass ratio of a turbofan engine can be increased in two ways: a) by increasing the diameter of the fan, b) by reducing the diameter of the compressor. The first path is almost exhausted (the diameters of the turbofan engines reached three meters). The second way remains - reducing the diameter of the compressor (internal circuit), but for this it is necessary to increase the gas temperature in front of the turbine.
Решить эту задачу только за счет жаропрочности материалов нельзя (жаропрочные стали работают эффективно до 1200…1300 К), а значит, необходимы эффективные системы охлаждения тех же лопаток.It is impossible to solve this problem only due to the heat resistance of materials (heat-resistant steels work efficiently up to 1200 ... 1300 K), which means that efficient cooling systems for the same blades are necessary.
Эффективность систем охлаждения во многом определяется температурой охлаждающего воздуха.The effectiveness of cooling systems is largely determined by the temperature of the cooling air.
Известен способ понижения температуры охлаждающего воздуха, заключающийся в использовании теплообменника, установленного во втором контуре двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего степень двухконтурности менее единицы (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003. С. 656, рис. 22.1). Эффективность способа ограничена хладоресурсом воздуха, проходящего через второй контур, размерами теплообменника, эффективностью теплообменных процессов, происходящих в теплообменнике.A known method of lowering the temperature of cooling air, which consists in using a heat exchanger installed in the second circuit of a dual-circuit turbojet engine with a bypass degree of less than unity (Theory, design and design of aircraft engines and power plants. Edited by V. A. Sosunov, V. M. Chepkina. - M.: Publishing House of the Moscow Aviation Institute, 2003.S. 656, Fig. 22.1). The effectiveness of the method is limited by the cold resource of the air passing through the second circuit, the dimensions of the heat exchanger, the efficiency of the heat exchange processes occurring in the heat exchanger.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков.The objective of the invention is to remedy these disadvantages.
Поставленная задача достигается тем, что во втором контуре ТРДД со степенью двухконтурности более десяти установлен циркуляционный теплообменник, в котором циркулирует воздух высокого давления. Часть этого воздуха используется для охлаждения двигателя. Изъятый из обращения воздух замещается воздухом, поступающим из компрессора двигателя. Циркуляция воздуха обеспечивается центробежным компрессором, замещение воздуха осуществляется в смесителе.The task is achieved in that in the second circuit of the turbofan engine with a bypass ratio of more than ten, a circulation heat exchanger is installed in which high-pressure air circulates. Part of this air is used to cool the engine. Air withdrawn from circulation is replaced by air coming from the engine compressor. Air circulation is provided by a centrifugal compressor, air is replaced in the mixer.
Сущность изобретения заключается в том, что за счет увеличения времени теплообмена (воздух несколько раз проходит через теплообменник), а также площади контактной поверхности теплообменника (размеры ТРДД при заявленных степенях двухконтурности позволяют сделать это) количество тепла q, которое отводится от воздуха, поступающего из компрессора, увеличивается, соответственно, температура воздуха, поступающего в систему охлаждения, уменьшается: Тх *=Тк *-q/cp, где Тк * - температура воздуха за компрессором, ср - теплоемкость воздуха при постоянном давлении.The essence of the invention lies in the fact that by increasing the heat transfer time (air passes several times through the heat exchanger), as well as the contact surface area of the heat exchanger (the dimensions of the turbofan engine with the declared bypass ratios allow this) the amount of heat q that is removed from the air coming from the compressor increases, respectively, the temperature of air entering the cooling system is reduced: T * x = T c * -q / c p, where k * T - temperature of the compressor, with p - air heat at pos oyannom pressure.
На фиг. 1 показаны тягово-экономические показатели дозвуковых ТРДД;In FIG. 1 shows the traction and economic indicators of subsonic turbofan engines;
на фиг. 2 изображен ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре;in FIG. 2 shows a turbofan engine with a circulation heat exchanger in the second circuit;
на фиг. 3 изображен термодинамический цикл ТРДД в P-υ координатах;in FIG. 3 shows the thermodynamic cycle of a turbojet engine in P-υ coordinates;
на фиг. 4 показаны характеристики эффективности циркуляционного теплообменника;in FIG. 4 shows the performance characteristics of a circulation heat exchanger;
на фиг. 5 показаны зависимости тяги двигателя Ro от температуры газа Тг * и степени двухконтурности m в условиях взлета;in FIG. 5 shows the dependence of the engine thrust R o on the gas temperature T g * and the bypass ratio m under take-off conditions;
на фиг. 6 показаны зависимости удельного расхода топлива от температуры газа Тг * и степени двухконтурности m в условиях взлета;in FIG. 6 shows the dependence of specific fuel consumption on the gas temperature T g * and the bypass ratio m under take-off conditions;
на фиг. 7 показаны зависимости тяги двигателя Rн от температуры газа Тг * и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета;in FIG. 7 shows the dependence of the thrust of the engine R n on the gas temperature T g * and the bypass ratio m under cruising conditions;
на фиг. 8 показаны зависимости удельного расхода топлива Суд от температуры газа Тг * и степени двухконтурности m в условиях крейсерского полета.in FIG. Figure 8 shows the dependences of the specific fuel consumption C beat on the gas temperature T g * and the bypass ratio m under cruising conditions.
Система охлаждения ТРДД (фиг. 2) включает: теплообменник 1, центробежный компрессор 2, камеру смешения 3, соединительные каналы.The cooling system of the turbofan engine (Fig. 2) includes: a
Работа системы охлаждения осуществляется следующим образом. Горячий воздух отбирается за компрессором двигателя и подается в камеру смешения 3 и далее в теплообменник 1. Охлажденный в теплообменнике 1 воздух поступает в систему охлаждения двигателя и в центробежный компрессор 2, который нагнетает его в камеру смешения 3. В камере смешения охлажденный воздух перемешивается с горячим воздухом, поступающим из двигателя. В результате смешения температура горячего воздуха понижается. Образовавшаяся смесь поступает в теплообменник, и цикл повторяется. Снижение температуры воздуха будет продолжаться до тех пор, пока не будет достигнут тепловой баланс между теплом, поступающим в камеру смешения 3 от двигателя, и теплом, отводимым через теплообменник 1 во второй контур.The operation of the cooling system is as follows. Hot air is taken after the engine compressor and fed into the mixing chamber 3 and then to the
На фиг. 3 изображен цикл ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. Цикл состоит из основного и вспомогательного циклов. Основной цикл - цикл Брайтона. Вспомогательный цикл - цикл 1-2-3, работа которого тратится на проталкивание воздуха через каналы теплообменника 1 (фиг. 1). Рабочим телом вспомогательного цикла является воздух, циркулирующий внутри теплообменника 1. Воздух (процесс 1-2) расширяется и охлаждается в теплообменнике (отводится теплота q2). Охлажденный воздух сжимается до исходного давления (процесс 2-3). При постоянном давлении к воздуху подводится теплота q1 (процесс 3-1 - осуществляется в смесителе). Цикл повторяется. Количество подведенной и отведенной в цикле теплоты равны (q1=q2), так как вся работа расширения (процесс 1-2) преобразуется в теплоту.In FIG. 3 shows the cycle of the turbofan engine with a circulation heat exchanger in the second circuit. The cycle consists of the main and auxiliary cycles. The main cycle is the Brighton cycle. Auxiliary cycle - cycle 1-2-3, the work of which is spent on pushing air through the channels of the heat exchanger 1 (Fig. 1). The working fluid of the auxiliary cycle is the air circulating inside the
Количество отведенной (подведенной) теплоты в цикле 1-2-3 зависит от интенсивности теплообменных процессов и массы рабочего тела цикла.The amount of allocated (summed) heat in the cycle 1-2-3 depends on the intensity of the heat transfer processes and the mass of the working fluid of the cycle.
Интенсивность теплообменных процессов характеризуется коэффициентом интенсивности охлаждения воздуха в теплообменникеThe intensity of heat transfer processes is characterized by the coefficient of intensity of air cooling in the heat exchanger
, ,
где и - температуры воздуха в точках 1 и 2 цикла (фиг. 3),Where and - air temperature at
- температура воздуха на входе в компрессор (за вентилятором). - air temperature at the inlet to the compressor (behind the fan).
Масса рабочего тела, участвующего в теплообмене, характеризуется коэффициентом циркуляции воздуха в теплообменнике, который определяется какThe mass of the working fluid involved in heat transfer is characterized by the coefficient of air circulation in the heat exchanger, which is defined as
, ,
где Gв - расход воздуха, поступающего из теплообменника в смеситель,where G in is the flow rate of air coming from the heat exchanger to the mixer,
Gвт - расход воздуха, циркулирующего в теплообменнике.G W - flow rate of air circulating in the heat exchanger.
Температуры воздуха в цикле 1-2-3 определяются какAir temperatures in a cycle 1-2-3 are defined as
, ,
, ,
, ,
где - степень повышения давления в центробежном компрессоре;Where - the degree of pressure increase in the centrifugal compressor;
ηс - к.п.д. в процессе сжатия.η s - efficiency in the compression process.
На фиг. 4 показано изменение температуры Т2 * на выходе из теплообменника 1 (фиг. 1) в зависимости от коэффициента интенсивности охлаждения воздуха и коэффициента циркуляции δц при температурах воздуха: на входе в компрессор Твк *=300 К, на выходе из компрессора Тк *=900 К (πцк=1,05). Видно, что при коэффициентах циркуляции δц>0,8 интенсивность охлаждения воздуха (снижение Т2 *) существенно возрастает, а при коэффициентах циркуляции δц>0,95 степень понижения температуры воздуха в теплообменнике стремится (независимо от коэффициента интенсивности охлаждения ) к теоретическому максимуму - степени повышения температуры воздуха в компрессоре.In FIG. 4 shows the temperature change T 2 * at the outlet of the heat exchanger 1 (Fig. 1) depending on the coefficient of air cooling intensity and the circulation coefficient δ c at air temperatures: at the compressor inlet T bk * = 300 K, at the compressor outlet T k * = 900 K (π ck = 1.05). It is seen that with circulation coefficients δ c > 0.8, the air cooling rate (decrease in T 2 * ) increases significantly, and with circulation coefficients δ c > 0.95 the degree of decrease in air temperature in the heat exchanger tends (regardless of the coefficient of cooling intensity ) to the theoretical maximum - the degree of increase in air temperature in the compressor.
Таким образом, циркуляционный теплообменник обладает замечательным свойством - позволяет охлаждать воздух, отбираемый от компрессора, практически до температуры, при которой этот воздух поступает в компрессор.Thus, the circulation heat exchanger has a remarkable property - it allows you to cool the air taken from the compressor, almost to the temperature at which this air enters the compressor.
На фиг. 5…8 показаны характеристики ТРДД с циркуляционным теплообменником во втором контуре. При определении характеристик заданы параметры: степень повышения давления в компрессоре в условиях взлета πко=60; диаметр вентилятора dв=3,5 м; к.п.д. в процессе сжатия ηс=0,84; к.п.д. в процессе расширения ηр=0,94; механический к.п.д. ηm=0,99; лопатки - монокристаллические с пленочным охлаждением. Крейсерский режим полета: Н=11 км; М=0,8. Параметры эффективности теплообменника: коэффициент интенсивности охлаждения воздуха , коэффициент циркуляции δц=0,95.In FIG. 5 ... 8 shows the characteristics of the turbofan engine with a circulation heat exchanger in the second circuit. When determining the characteristics, the following parameters were set: the degree of pressure increase in the compressor under take-off conditions π ko = 60; fan diameter d in = 3.5 m; efficiency during compression η c = 0.84; efficiency in the process of expansion η p = 0.94; mechanical efficiency η m = 0.99; blades - monocrystalline with film cooling. Cruising flight mode: N = 11 km; M = 0.8. Heat exchanger efficiency parameters: coefficient of air cooling intensity , the coefficient of circulation δ C = 0.95.
Использование циркуляционного теплообменника в ТРДД, как показывают исследования, позволит:The use of a circulation heat exchanger in a turbojet engine, studies show, will allow:
при прочих равных условиях повысить экономичность двигателя на 5…10% в зависимости от условий полета;ceteris paribus, increase engine efficiency by 5 ... 10% depending on flight conditions;
достичь в условиях крейсерского полета (Н=11 км, М=0,8) общего к.п.д. 40…42% (Суд=0,48…0,43 кг/кгс⋅ч);achieve cruising conditions (H = 11 km, M = 0.8) of the
повысить тягу двигателя в условиях взлета до 50 тс и более.increase engine thrust in take-off conditions to 50 tf or more.
Если оценивать в целом, то использование циркуляционного теплообменника в ТРДД является весьма эффективным и, по-видимому, обязательным.If we evaluate as a whole, then the use of a circulation heat exchanger in a turbofan engine is very effective and, apparently, mandatory.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015152902A RU2617026C1 (en) | 2015-12-09 | 2015-12-09 | Double-flow jet turbine engine cooling method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015152902A RU2617026C1 (en) | 2015-12-09 | 2015-12-09 | Double-flow jet turbine engine cooling method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2617026C1 true RU2617026C1 (en) | 2017-04-19 |
Family
ID=58642949
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015152902A RU2617026C1 (en) | 2015-12-09 | 2015-12-09 | Double-flow jet turbine engine cooling method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2617026C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661427C1 (en) * | 2017-07-07 | 2018-07-16 | Владимир Леонидович Письменный | Bypass turbojet engine |
RU2701034C1 (en) * | 2019-02-15 | 2019-09-24 | Владимир Леонидович Письменный | Double-flow jet turbine engine |
RU2704435C1 (en) * | 2019-02-28 | 2019-10-29 | Владимир Леонидович Письменный | Double-circuit gas turbine unit |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2094640C1 (en) * | 1994-07-12 | 1997-10-27 | Николай Тимофеевич Бобоед | Double-flow turbojet engine with heat exchanger |
RU2236609C1 (en) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
WO2007083026A1 (en) * | 2006-01-19 | 2007-07-26 | Airbus France | Dual flow turbine engine equipped with a precooler |
US7478225B1 (en) * | 2004-06-30 | 2009-01-13 | Sun Microsystems, Inc. | Apparatus and method to support pipelining of differing-latency instructions in a multithreaded processor |
RU2458241C2 (en) * | 2007-02-27 | 2012-08-10 | Снекма | Aircraft engine with heat exchanger |
-
2015
- 2015-12-09 RU RU2015152902A patent/RU2617026C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2094640C1 (en) * | 1994-07-12 | 1997-10-27 | Николай Тимофеевич Бобоед | Double-flow turbojet engine with heat exchanger |
RU2236609C1 (en) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
US7478225B1 (en) * | 2004-06-30 | 2009-01-13 | Sun Microsystems, Inc. | Apparatus and method to support pipelining of differing-latency instructions in a multithreaded processor |
WO2007083026A1 (en) * | 2006-01-19 | 2007-07-26 | Airbus France | Dual flow turbine engine equipped with a precooler |
RU2458241C2 (en) * | 2007-02-27 | 2012-08-10 | Снекма | Aircraft engine with heat exchanger |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661427C1 (en) * | 2017-07-07 | 2018-07-16 | Владимир Леонидович Письменный | Bypass turbojet engine |
RU2701034C1 (en) * | 2019-02-15 | 2019-09-24 | Владимир Леонидович Письменный | Double-flow jet turbine engine |
RU2704435C1 (en) * | 2019-02-28 | 2019-10-29 | Владимир Леонидович Письменный | Double-circuit gas turbine unit |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11047264B2 (en) | Power generation system and method with partially recuperated flow path | |
EP3075983B1 (en) | Gas turbine engine | |
US7600382B2 (en) | Turbine engine with interstage heat transfer | |
US10480407B2 (en) | Heat exchanger assembly for engine bleed air | |
RU2617026C1 (en) | Double-flow jet turbine engine cooling method | |
US20100043388A1 (en) | Gas turbine engine arrangement | |
RU2661427C1 (en) | Bypass turbojet engine | |
EP3683421A1 (en) | Work recovery system for a gas turbine engine utilizing a recuperated supercritical co2 cycle driven by cooling air waste heat | |
RU2478811C2 (en) | Ventilation and supercharging of turbo-machine components | |
RU2675167C1 (en) | Gas turbine unit | |
US20160281603A1 (en) | Gas turbine engine fluid heat management system | |
RU2701034C1 (en) | Double-flow jet turbine engine | |
Andriani et al. | Numerical analysis of intercooled and recuperated turbofan engine | |
RU2723583C1 (en) | Double-flow turbojet engine with heat pump | |
Benawra et al. | Performance cycle analysis on turbo fan engine PW4000 | |
RU2423617C2 (en) | Method of turbine cooling | |
Xu et al. | Performance evaluation of a novel re-cooled mixed-flow turbofan cycle for aviation power application | |
Liew et al. | Performance cycle analysis of a two-spool, separate-exhaust turbofan with interstage turbine burner | |
Andriani et al. | Regeneration and Intercooling in Gas Turbine Engines for Propulsion Systems | |
RU2673948C1 (en) | Power plant | |
Horlock et al. | Limitations on gas turbine performance imposed by large turbine cooling flows | |
RU2704435C1 (en) | Double-circuit gas turbine unit | |
RU2572513C2 (en) | Heat-exchange module of air conditioning system of airplane | |
Ćwik et al. | Advantages of compressor downstream air partial bleed and supplying it downstream of the turbine in a turbojet engine | |
Kowalski et al. | The advantages of using a bleed of air from behind the compressor and supplying it behind the turbine in an aircraft engine |