RU2618993C1 - Dual-flow turbojet engine - Google Patents
Dual-flow turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2618993C1 RU2618993C1 RU2015150545A RU2015150545A RU2618993C1 RU 2618993 C1 RU2618993 C1 RU 2618993C1 RU 2015150545 A RU2015150545 A RU 2015150545A RU 2015150545 A RU2015150545 A RU 2015150545A RU 2618993 C1 RU2618993 C1 RU 2618993C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- air supply
- pressure air
- profile
- adjacent
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- 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
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
Abstract
Description
Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным реактивным двигателям, а именно к системе охлаждения турбин этих двигателей.The invention relates to dual-circuit gas turbine jet engines, and in particular to a cooling system for turbines of these engines.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины, выполненных в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, перегородку, отделяющую внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости, при этом внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины, а остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления (см. патент РФ №2459967, МПК F02C 7/18, опубл. 27.08.2012 г.).Known is a double-circuit turbojet engine containing a compressor with a dummy cavity, a combustion chamber, a turbine, a turbine spin apparatus, in communication with both transit cavities of the blades of the turbine nozzle apparatus, and with high pressure air supply ducts, a rotating guide apparatus and low pressure air supply ducts communicated with internal cavities of cooled turbine blades made in the form of a profile bounded by inlet and outlet edges, a trough and a back, a partition separating the internal the cavity of each working blade of the turbine adjacent to the inlet edge from the rest of the cavity, while the internal cavity of each working blade of the turbine adjacent to the inlet is in communication with the high-pressure air supply system and through perforations on the inlet edge of the turbine flow part, and the rest of the cavity is in communication with the low-pressure air supply system (see RF patent No. 2459967, IPC
Недостатком является то, что остальная часть рабочей лопатки турбины имеет общий источник подачи охлаждающего воздуха низкого давления. Поскольку известно, что на корыте профиля рабочей лопатки турбины разгон воздушного потока происходит медленнее, чем на спинке, поэтому и противодавление на перфорационных отверстиях корыта будет выше, чем на спинке. Таким образом, имея общий источник подачи воздуха низкого давления в остальную часть рабочей лопатки турбины и наличие перфорационных отверстий по профилю лопатки, которые необходимы для обеспечения требуемого температурного состояния пера рабочей лопатки на форсированных по температуре газа режимах, воздух устремится в перфорационные отверстия на спинке профиля, тем самым ухудшится охлаждение корыта профиля, что может привести к нагреву этой зоны и даже к прогару.The disadvantage is that the rest of the turbine blade has a common source of low pressure cooling air. Since it is known that on the trough of the turbine blade profile, the acceleration of the air flow is slower than on the back, therefore, the back pressure on the perforation holes of the trough will be higher than on the back. Thus, having a common source of low pressure air supply to the rest of the turbine blade and the presence of perforation holes along the blade profile, which are necessary to ensure the required temperature state of the blade blade in gas-boosted modes, air will rush into the perforations on the profile back, thereby, cooling of the trough of the profile will deteriorate, which can lead to heating of this zone and even to burnout.
Очевидно, чтобы обеспечить допустимое температурное состояние пера рабочей лопатки турбины, необходимо иметь в остальной части рабочей лопатки охлаждающий воздух от источника с высоким давлением. Это может привести к разнице в скоростях выдува охлаждающего воздуха из перфорационных отверстий, расположенных на корыте и спинке профиля, что ухудшает КПД турбины, а также снижает термодинамические параметры двигателя и, как следствие, его экономичность.Obviously, in order to ensure the permissible temperature state of the pen of the turbine blade, it is necessary to have cooling air from the source with high pressure in the rest of the blade. This can lead to a difference in the speeds of blowing cooling air from perforations located on the trough and the back of the profile, which degrades the efficiency of the turbine and also reduces the thermodynamic parameters of the engine and, as a result, its efficiency.
Задачей изобретения является повышение ресурса и надежности рабочей лопатки турбины, а также повышение экономичности всего двигателя в целом на форсированных по температуре газа в турбине режимах.The objective of the invention is to increase the resource and reliability of the working blades of the turbine, as well as improving the efficiency of the entire engine as a whole in the forced temperature conditions of the gas in the turbine.
Ожидаемый технический результат - уменьшение количества охлаждаемого воздуха при поддержании требуемого температурного состояния рабочей лопатки турбины.The expected technical result is a decrease in the amount of cooled air while maintaining the required temperature state of the turbine blade.
Технический результат достигается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины, выполненных в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, перегородку, отделяющую внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости, при этом внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины, а остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления, по предложению остальная полость каждой рабочей лопатки турбины разделена вдоль средней линии профиля перегородкой и образует канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля, в верхней части каждой лопатки выполнены воздушные каналы, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны с каналом, примыкающим к корыту профиля, канал, примыкающий к спинке профиля, соединен с системой подвода воздуха низкого давления, при этом каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке профиля соответственно соединены с проточной частью турбины.The technical result is achieved by the fact that in a dual-circuit turbojet engine containing a compressor with a dummy cavity, a combustion chamber, a turbine, a turbine spin apparatus, in communication with both the transit cavities of the blades of the turbine nozzle apparatus, and with high pressure air supply channels, a rotating guide apparatus and supply channels low-pressure air communicated with the internal cavities of the cooled turbine blades made in the form of a profile bounded by the inlet and outlet edges, the trough and the back , a partition separating the inner cavity of each turbine blade adjacent to the inlet edge from the rest of the cavity, while the inner cavity of each turbine blade adjacent to the inlet is in communication with the high-pressure air supply system and through perforations at the inlet edge with the flow part of the turbine, and the rest of the cavity is in communication with the low-pressure air supply system; at the suggestion, the remaining cavity of each working blade of the turbine is divided along the midline of the partition profile and forms a channel adjacent to the profile trough, and a channel adjacent to the profile back, in the upper part of each blade there are air channels connected on one side through the internal cavity of each working blade of the turbine adjacent to the inlet edge with a high-pressure air supply system and, on the other hand, with a channel adjacent to the trough of the profile, the channel adjacent to the back of the profile is connected to the low pressure air supply system, while the channels adjacent to the trough and back of the profile through perforation openings tions on the back of the profile trough and respectively connected to the turbine flowing part.
Кроме того, возможно, чтоIt is also possible that
- система подвода воздуха высокого давления содержит последовательно расположенные транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины, аппарат закрутки турбины, каналы подвода воздуха высокого давления и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора, а выходом с внутренней полостью каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке;- the high-pressure air supply system contains successively arranged transit cavities of the blades of the turbine nozzle apparatus, the turbine swirl apparatus, the high-pressure air supply ducts and, at the same time, is connected to the intermediate stage of the compressor by its inlet and an outlet to the inner cavity of each turbine rotor blade adjacent to the inlet edge ;
- система подвода воздуха высокого давления содержит последовательно расположенные транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины, аппарат закрутки турбины, каналы подвода воздуха высокого давления и при этом своим входом сообщена с вторичной зоной камеры сгорания, а выходом с внутренней полостью каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке;- the high-pressure air supply system contains successively located transit cavities of the blades of the nozzle apparatus of the turbine, the turbine swirl apparatus, the high-pressure air supply ducts and, at the same time, is connected to the secondary zone of the combustion chamber by its input and an exit from the internal cavity of each turbine working blade adjacent to the inlet the edge;
- система подвода воздуха низкого давления содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат, каналы подвода воздуха низкого давления и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора, порядковый номер которой должен быть ниже, чем у промежуточной ступени компрессора для системы подвода воздуха высокого давления, а выходом с каналом, примыкающим к спинке профиля;- the low pressure air supply system contains a rotating guide vane in series, low pressure air supply channels and at the same time communicates with the intermediate stage of the compressor, the serial number of which must be lower than the intermediate stage of the compressor for the high pressure air supply system, and the output with a channel adjacent to the back of the profile;
- система подвода воздуха низкого давления содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат, каналы подвода воздуха низкого давления и при этом своим входом сообщена с думисной полостью компрессора, а выходом с каналом, примыкающим к спинке профиля;- the low-pressure air supply system contains a rotating guide vane in series, low-pressure air supply channels and, at the same time, is connected to the compressor dummy cavity by its input, and an output with a channel adjacent to the profile back;
- двухконтурный турбореактивный двигатель содержит теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен с вторичной зоной камеры сгорания, а выход с системой подвода воздуха высокого давления;- a dual-circuit turbojet engine contains a heat exchanger located in the outer circuit, the input of which is in communication with the secondary zone of the combustion chamber, and the output with a high pressure air supply system;
- двухконтурный турбореактивный двигатель содержит дополнительный теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен с думисной полостью компрессора, а выход с системой подвода воздуха низкого давления;- a double-circuit turbojet engine contains an additional heat exchanger located in the outer circuit, the input of which is in communication with the compressor cavity, and the output with a low pressure air supply system;
- между каналами подвода воздуха высокого давления и аппаратом закрутки турбины размещен безлопаточный диффузор.- between the channels for supplying high pressure air and the turbine spin apparatus, a bladeless diffuser is placed.
Разделение остальной полости рабочей лопатки турбины вдоль средней линии профиля перегородкой позволяет образовать канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля рабочей лопатки турбины.Separation of the remaining cavity of the turbine working blade along the midline of the profile by a partition allows the formation of a channel adjacent to the profile trough and a channel adjacent to the back of the profile of the turbine working blade.
Образование канала, примыкающего к корыту профиля, и канала, примыкающего к спинке профиля, и сообщение этих каналов с системой подвода воздуха высокого давления и с системой подвода воздуха низкого давления соответственно позволяет автономно запитать каждый из каналов воздухом, обеспечивающим требуемый перепад на перфорационных отверстиях профиля рабочей лопатки турбины, характеризующийся тем, что выдув воздуха из перфорационных отверстий происходит с небольшими скоростями, так называемый режим «выпотевания». Режим «выпотевания» является более экономичным режимом, поскольку воздух, вытекая с небольшими скоростями, образует защитную пленку вдоль всей линии профиля, исключая в этом случае отрыв потока воздуха от профиля, тем самым обеспечивая охлаждение рабочей лопатки меньшим расходом охлаждающего воздуха.The formation of the channel adjacent to the profile trough, and the channel adjacent to the back of the profile, and the communication of these channels with the high-pressure air supply system and with the low-pressure air supply system, respectively, allows each channel to be independently powered with air, providing the required drop on the perforation openings of the working profile turbine blades, characterized in that air is blown out of the perforations at low speeds, the so-called “sweating” mode. The “sweating” mode is a more economical mode, since air flowing out at low speeds forms a protective film along the entire profile line, in this case eliminating the separation of the air flow from the profile, thereby providing cooling of the working blade with a lower flow rate of cooling air.
Известно, что на спинке профиля рабочей лопатки турбины происходит разгон воздушного потока, в результате которого давление вдоль спинки профиля падает, и в обеспечении режима «выпотевания» перепад давления на перфорационных отверстиях на спинке профиля будет небольшим, поэтому требуется более экономичный с точки зрения термодинамики двигателя источник воздуха с низким давлением.It is known that on the back of the profile of the turbine blades there is an acceleration of the air flow, as a result of which the pressure along the back of the profile drops, and in ensuring the "sweating" mode, the pressure drop across the perforations on the back of the profile will be small, therefore, more economical from the point of view of thermodynamics of the engine low pressure air source.
Также известно, что на корыте профиля рабочей лопатки турбины разгон воздушного потока происходит медленнее, чем на спинке профиля, поэтому давление вдоль корыта профиля значительно выше, чем на спинке профиля, таким образом, для обеспечения режима «выпотевания» с малыми перепадами давления на перфорационных отверстиях корыта профиля требуется источник воздуха высокого давления и «дорогого» с точки зрения термодинамики двигателя.It is also known that on the trough of the turbine blade profile, the acceleration of the air flow is slower than on the back of the profile, therefore the pressure along the trough of the profile is much higher than on the back of the profile, thus ensuring a “sweating” mode with small pressure drops on the perforations The profile trough requires a high pressure air source and is “expensive” in terms of engine thermodynamics.
Выполнение воздушных каналов в верхней части каждой лопатки позволяет направить охлаждающий воздух по всей высоте лопатки, а соединение их, с одной стороны, через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны, с каналом, примыкающим к корыту профиля, позволяет запитать канал, примыкающий к корыту профиля, воздухом высокого давления.The implementation of the air channels in the upper part of each blade allows directing cooling air along the entire height of the blade, and connecting them, on the one hand, through the internal cavity of each working blade of the turbine adjacent to the inlet edge, with a high-pressure air supply system, and on the other hand, with a channel adjacent to the trough of the profile, allows you to feed the channel adjacent to the trough of the profile with high pressure air.
Соединение канала, примыкающего к корыту профиля, и канала, примыкающего к спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке соответственно с проточной частью турбины позволяет обеспечить охлаждение рабочей лопатки турбины по всей линии профиля.The connection of the channel adjacent to the trough of the profile and the channel adjacent to the back of the profile through perforations on the trough and back, respectively, with the turbine flow part allows cooling of the turbine blade along the entire profile line.
Сообщение системы подвода воздуха высокого давления с промежуточной ступенью компрессора позволяет обеспечить необходимый высокий уровень давления охлаждающего воздуха на входе во внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, для обеспечения режима «выпотевания» на перфорационных отверстиях входной кромки и на корыте профиля рабочей лопатки турбины, а также обеспечить более низкую температуру охлаждающего воздуха.The communication of the high-pressure air supply system with the intermediate stage of the compressor makes it possible to provide the required high level of cooling air pressure at the inlet in the inner cavity of each turbine blade, adjacent to the inlet edge, to ensure the "sweating" mode on the perforation holes of the inlet edge and on the profile of the working blade turbines and also provide lower cooling air temperature.
Сообщение системы подвода воздуха высокого давления с вторичной зоной камеры сгорания обеспечивает необходимый высокий уровень давления охлаждающего воздуха на входе во внутренний полости каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, для обеспечения режима «выпотевания» на перфорационных отверстиях входной кромки и на корыте профиля рабочей лопатки турбины.The communication of the high-pressure air supply system with the secondary zone of the combustion chamber provides the necessary high level of cooling air pressure at the inlet to the inner cavity of each turbine blade, adjacent to the inlet edge, to ensure "sweating" on the perforation holes of the inlet edge and on the profile of the blade turbines.
Сообщение системы подвода воздуха низкого давления с думисной полостью компрессора позволяет обеспечить необходимый уровень давления в канале, примыкающем к спинке профиля, для обеспечения режима «выпотевания», а также использовать в рабочем цикле двигателя «дорогой» с точки зрения термодинамики двигателя воздух из думисной полости компрессора, а не выбрасывать его в наружный контур, где он не участвует в рабочем цикле двигателя.The communication of the low-pressure air supply system with the compressor dummy cavity allows providing the necessary pressure level in the channel adjacent to the profile back to ensure the “sweating” mode, as well as using air from the compressor dummy cavity in terms of engine thermodynamics rather than throwing it into the outer circuit, where it does not participate in the duty cycle of the engine.
Сообщение системы подвода воздуха низкого давления с промежуточной ступенью компрессора позволяет обеспечить необходимый уровень давления в канале, примыкающем к спинке профиля, для обеспечения режима «выпотевания», а также обеспечить более низкую температуру охлаждающего воздуха.The communication of the low-pressure air supply system with the intermediate stage of the compressor makes it possible to provide the necessary pressure level in the channel adjacent to the back of the profile to ensure the “sweating” mode, as well as to provide a lower temperature of cooling air.
При одновременном отборе охлаждающего воздуха из промежуточной ступени компрессора в систему подвода воздуха высокого и низкого давлений, порядковый номер промежуточной ступени, воздух которой идет в систему подвода воздуха низкого давления, должен быть ниже, чем номер промежуточной ступени компрессора, воздух которой идет в систему подвода воздуха высокого давления для обеспечения требования по разности давлений воздуха, идущего в систему подвода воздуха высокого давления, и воздуха, идущего в систему подвода воздуха низкого давления.When cooling air is taken from the intermediate stage of the compressor to the high and low pressure air supply system, the serial number of the intermediate stage, the air of which goes to the low pressure air supply system, must be lower than the number of the intermediate stage of the compressor, whose air goes to the air supply system high pressure to meet the requirements for the pressure difference between the air entering the high pressure air supply system and the air going into the low pressure air supply system i.
Снабжение двухконтурного турбореактивного двигателя теплообменником, расположенным в наружном контуре, и сообщение его с вторичной зоной камеры сгорания и с системой подвода воздуха высокого давления обеспечивает охлаждение горячего воздуха вторичной зоны камеры сгорания и подвод более холодного воздуха высокого давления во внутренние полости каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, и канал, примыкающий к корыту профиля, тем самым, снижая температурный градиент между ними и каналом, примыкающим к спинке профиля, в котором температура охлаждающего воздуха всегда ниже, что обеспечивает равномерность внутреннего нагрева рабочей лопатки турбины и увеличение ее ресурса и надежности.The supply of a double-circuit turbojet engine with a heat exchanger located in the external circuit and its communication with the secondary zone of the combustion chamber and with the high-pressure air supply system provides cooling of the hot air of the secondary zone of the combustion chamber and the supply of colder high-pressure air to the internal cavities of each working blade of the turbine adjacent to the input edge, and the channel adjacent to the profile trough, thereby reducing the temperature gradient between them and the channel adjacent to the profile back, in which the temperature of the cooling air is always lower, which ensures uniformity of internal heating of the turbine blade and increase its resource and reliability.
Снабжение двухконтурного турбореактивного двигателя дополнительным теплообменником, расположенным в наружном контуре, и сообщение его с думисной полостью компрессора и с системой подвода воздуха низкого давления обеспечивает охлаждение горячего воздуха с низким давлением и подвод его в канал, примыкающий к спинке профиля, что увеличивает степень эффективности охлаждения лопатки за счет подвода более холодного охлаждающего воздуха.The supply of a dual-circuit turbojet engine with an additional heat exchanger located in the external circuit and its communication with the compressor dummy cavity and with the low-pressure air supply system provides cooling of hot air with low pressure and its supply to the channel adjacent to the back of the profile, which increases the degree of cooling efficiency of the blade by supplying cooler cooling air.
Размещение между каналами подвода воздуха высокого давления и аппаратом закрутки турбины безлопаточного диффузора позволяет повысить давление охлаждающего воздуха, идущего во внутренние полости каждой рабочей лопатки, примыкающей к входной кромке, и в канал, примыкающий к корыту профиля.Placing a diffuserless diffuser between the high-pressure air supply channels and the spinning device of the turbine allows increasing the pressure of cooling air entering the internal cavities of each working blade adjacent to the inlet edge and into the channel adjacent to the profile trough.
На фиг. 1 приведен продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section of a dual-circuit gas turbine engine.
На фиг. 2 приведено сечение профиля рабочей лопатки турбины.In FIG. 2 shows a cross section of the profile of the turbine blade.
На фиг. 3 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, и канал, примыкающий к корыту профиля.In FIG. 3 is a longitudinal section through a turbine rotor blade, showing the internal cavity of each turbine rotor blade adjacent to the inlet edge, and a channel adjacent to the profile trough.
На фиг. 4 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий канал, примыкающий к спинке профиля.In FIG. 4 is a longitudinal section through a turbine rotor blade showing a channel adjacent to a profile back.
На фиг. 5 приведен график распределения давления по корыту и по спинке профиля рабочей лопатки турбины.In FIG. Figure 5 shows a graph of the pressure distribution over the trough and along the back of the profile of the turbine blade.
На фиг. 6 приведен продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя с наличием теплообменника и дополнительного теплообменника.In FIG. Figure 6 shows a longitudinal section of a double-circuit gas turbine engine with a heat exchanger and an additional heat exchanger.
На фиг. 7 приведен безлопаточный диффузор на роторе турбины.In FIG. 7 shows a bladeless diffuser on a turbine rotor.
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор 1 с думисной полостью 2, камеру сгорания 3, турбину 4, аппарат закрутки турбины 5, сообщенный и с транзитными полостями 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, и с каналами подвода воздуха высокого давления 8, вращающийся направляющий аппарат 9 и каналы подвода воздуха низкого давления 10, сообщенные с внутренними полостями 11 охлаждаемых рабочих лопаток 12 турбины 4, выполненных в виде профиля 13, ограниченного входной 14 и выходной 15 кромками, корытом 16 и спинкой 17.The dual-turbojet engine contains a
Также двигатель содержит перегородку 18, отделяющую внутреннюю полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, от остальной полости 19. Внутренняя полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления 20, и через перфорационные отверстия 21 на входной кромке 14 с проточной частью турбины 22, а остальная полость 19 сообщена с системой подвода воздуха низкого давления 23.The engine also contains a
У каждой рабочей лопатки 12 турбины 4 остальная полость 19 разделена вдоль средней линии профиля перегородкой 24 и образует канал 25, примыкающий к корыту 16 профиля 13, и канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13.For each
В верхней части каждой лопатки 12 выполнены воздушные каналы 26, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, с системой подвода воздуха высокого давления 20, а с другой стороны с каналом 25, примыкающим к корыту 16 профиля 13.In the upper part of each
Канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13, соединен с системой подвода воздуха низкого давления 23. При этом каналы 25 и 26, примыкающие к корыту 16 и спинке 17 профиля 13, через перфорационные отверстия 27 и 28 на корыте 16 и спинке 17 профиля 13 соответственно соединены с проточной частью турбины 22.The
Для двухконтурного турбореактивного двигателя возможны варианты, когда:For a dual-circuit turbojet engine, options are possible when:
- система подвода воздуха высокого давления 20 содержит последовательно расположенные транзитные полости 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, аппарат закрутки турбины 5, каналы подвода воздуха высокого давления 8 и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью 29 компрессора 1, а выходом с внутренней полостью 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14;- the high-pressure
- система подвода воздуха высокого давления 20 содержит последовательно расположенные транзитные полости 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, аппарат закрутки турбины 5, каналы подвода воздуха высокого давления 8 и при этом своим входом сообщена с вторичной зоной 30 камеры сгорания 3, а выходом с внутренней полостью 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14;- the high-pressure
- система подвода воздуха низкого давления 23 содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат 9, каналы подвода воздуха низкого давления 10 и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью 31 компрессора 1, порядковый номер которой должен быть ниже, чем у промежуточной ступени 29 компрессора 1 для системы подвода воздуха высокого давления 20, а выходом с каналом 26, примыкающим к спинке 17 профиля 13;- the low-pressure
- что система подвода воздуха низкого давления 23 содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат 9, каналы подвода воздуха низкого давления 10 и при этом своим входом сообщена с думисной полостью 2 компрессора 1, а выходом с каналом 26, примыкающим к спинке 17 профиля 13;- that the low-pressure
- двигатель содержит теплообменник 32, размещенный в наружном контуре 33, вход которого сообщен с вторичной зоной 30 камеры сгорания 3, а выход с системой подвода воздуха высокого давления 20;- the engine contains a
- двигатель содержит дополнительный теплообменник 34, размещенный в наружном контуре 33, вход которого сообщен с думисной полостью 2 компрессора 1, а выход с системой подвода воздуха низкого давления 23;- the engine contains an
- между каналами подвода воздуха высокого давления 8 и аппаратом закрутки турбины 5 размещен безлопаточный диффузор 35.- between the channels for supplying
Газотурбинный двигатель работает следующим образом.The gas turbine engine operates as follows.
На рабочих режимах работы двигателя воздух высокого давления либо от промежуточной ступени 29 компрессора 1, либо из вторичной зоны 30 камеры сгорания 3 поступает в транзитные полости 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, далее в аппарат закрутки турбины 5 и через каналы подвода воздуха высокого давления 8 во внутреннюю полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, где он, с одной стороны, через перфорационные отверстия 21 на входной кромке 14 поступает в проточную часть турбины 22, обеспечивая охлаждение входной кромки 14, а с другой стороны, через воздушные каналы 28, расположенные в верхней части 27 каждой лопатки 12, которые обеспечивают охлаждение рабочей лопатки по высоте, направляется в канал 25, примыкающий к корыту 16 профиля 13, где через перфорационные отверстия 27 на корыте 16 «выпотевает» в проточную часть турбины 22, образуя защитную пленку на поверхности корыта 16 рабочей лопатки 12.In the operating modes of the engine, the high-pressure air either from the
Одновременно воздух низкого давления либо от промежуточной ступени 31 компрессора 1, порядковый номер которой ниже, чем у промежуточной ступени 29 компрессора 1 для системы подвода воздуха высокого давления 20, либо из думисной полости 2 компрессора 1 поступает на вход во вращающийся направляющий аппарат 9, где он через каналы подвода воздуха низкого давления 10 направляется в канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13 рабочей лопатки 12 турбины 4. Далее воздух через перфорационные отверстия 28 на спинке 17 «выпотевает» в проточную часть турбины 22, создавая на поверхности спинки 17 защитную пленку охлаждения.At the same time, low-pressure air either from the
Наличие теплообменника 32 и соединение его с системой подвода воздуха высокого давления 20 позволяет охладить воздух вторичной зоны 30 камеры сгорания 3 и подать более холодный воздух высокого давления во внутренние полости 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, и в канал 25, примыкающий к корыту 16 профиля 13, повышая степень охлаждения входной кромки 14 и корыта 16 лопатки 12, а также снижая температурный градиент между ними и каналом 26, примыкающим к спинке 17 профиля 13.The presence of the
Наличие дополнительного теплообменника 34 и его соединение с системой подвода воздуха низкого давления 23 позволяют охладить воздух думисной полости 2 компрессора 1 и подать более холодный воздух низкого давления в канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13, тем самым повышая степень охлаждения спинки 17 рабочей лопатки 12.The presence of an
Реализация этого изобретения позволяет, с одной стороны, повысить экономичность двигателя вследствие уменьшения расхода охлаждающего воздуха, который реализуется за счет использования автономных систем подвода охлаждающего воздуха, обеспечивающих такой перепад на перфорационных отверстиях на спинке и корыте профиля рабочей лопатки турбины, при котором осуществляется режим «выпотевания» и образуется воздушная пленка вдоль всей линии профиля рабочей лопатки турбины, а также за счет возможности подбора таких систем повода воздуха высокого и низкого давлений, которые являются более экономичными с точки зрения термодинамики двигателя. С другой стороны, позволяет повысить ресурс и надежность рабочей лопатки турбины вследствие увеличения степени охлаждения и уменьшения градиента температур внутри лопатки за счет использования теплообменников в системах подвода охлаждающего воздуха.The implementation of this invention allows, on the one hand, to increase the efficiency of the engine due to the reduction of cooling air consumption, which is realized through the use of autonomous cooling air supply systems that provide such a difference in the perforations on the back and trough of the turbine blade profile, in which the “sweating” mode is performed »And an air film is formed along the entire profile line of the turbine blade, as well as due to the possibility of selecting such air supply systems, okogo and low pressures which are more economical with the engine thermodynamic standpoint. On the other hand, it allows to increase the resource and reliability of the turbine blade due to an increase in the degree of cooling and a decrease in the temperature gradient inside the blade due to the use of heat exchangers in cooling air supply systems.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150545A RU2618993C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Dual-flow turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150545A RU2618993C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Dual-flow turbojet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2618993C1 true RU2618993C1 (en) | 2017-05-11 |
Family
ID=58715793
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015150545A RU2618993C1 (en) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Dual-flow turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2618993C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114320599A (en) * | 2018-01-24 | 2022-04-12 | 通用电气公司 | Additively manufactured supercharger diverter with integrated heating path |
| RU2775734C1 (en) * | 2021-12-03 | 2022-07-07 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Cooled high pressure turbine vane |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
| GB2061400A (en) * | 1979-10-26 | 1981-05-13 | Snecma | Cooled hollow turbine blade |
| RU2101513C1 (en) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Gas-turbine cooled blade |
| RU2200859C2 (en) * | 2001-06-21 | 2003-03-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Gas turbine engine |
| RU2236609C1 (en) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2459967C1 (en) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas turbine engine |
-
2015
- 2015-11-25 RU RU2015150545A patent/RU2618993C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
| GB2061400A (en) * | 1979-10-26 | 1981-05-13 | Snecma | Cooled hollow turbine blade |
| RU2101513C1 (en) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Gas-turbine cooled blade |
| RU2200859C2 (en) * | 2001-06-21 | 2003-03-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Gas turbine engine |
| RU2236609C1 (en) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2459967C1 (en) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas turbine engine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114320599A (en) * | 2018-01-24 | 2022-04-12 | 通用电气公司 | Additively manufactured supercharger diverter with integrated heating path |
| RU2775734C1 (en) * | 2021-12-03 | 2022-07-07 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Cooled high pressure turbine vane |
| RU2813778C1 (en) * | 2023-09-28 | 2024-02-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7004720B2 (en) | Cooled turbine vane platform | |
| RU2387846C1 (en) | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end | |
| US10196932B2 (en) | OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow | |
| RU2453710C2 (en) | Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes | |
| US10519862B2 (en) | Gas turbine engine with rotor centering cooling system in an exhaust diffuser | |
| CN108868898B (en) | Apparatus and method for cooling an airfoil tip of a turbine engine | |
| RU2318122C2 (en) | Diffuser for gas turbine engine | |
| RU2514818C1 (en) | Cooled turbine | |
| US20170234154A1 (en) | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert | |
| US7458778B1 (en) | Turbine airfoil with a bifurcated counter flow serpentine path | |
| WO2018182816A1 (en) | Turbine airfoil with thin trailing edge cooling circuit | |
| RU2674105C2 (en) | Turbomachine turbine blade comprising cooling circuit with improved homogeneity | |
| US10767562B2 (en) | Modulated cooled P3 air for impeller | |
| US8079811B1 (en) | Turbine blade with multi-impingement cooled squealer tip | |
| JP2017082774A (en) | Turbine blade | |
| CN104929694A (en) | Components with compound angled cooling features and methods of manufacture | |
| RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| US20170167272A1 (en) | Cooling arrangement | |
| RU2519678C1 (en) | Gas turbine engine cooled turbine | |
| US10196903B2 (en) | Rotor blade cooling circuit | |
| US7210906B2 (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
| RU2618993C1 (en) | Dual-flow turbojet engine | |
| RU2236609C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| CN106801627A (en) | Turbomachine injection nozzle with cooling duct and coolant distribution pumping chamber | |
| RU2323343C2 (en) | Turbomachine cooled blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |