RU2631847C2 - Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы - Google Patents

Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы Download PDF

Info

Publication number
RU2631847C2
RU2631847C2 RU2014144370A RU2014144370A RU2631847C2 RU 2631847 C2 RU2631847 C2 RU 2631847C2 RU 2014144370 A RU2014144370 A RU 2014144370A RU 2014144370 A RU2014144370 A RU 2014144370A RU 2631847 C2 RU2631847 C2 RU 2631847C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat exchanger
wall
fluid
flow
air
Prior art date
Application number
RU2014144370A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014144370A (ru
Inventor
Жан-Жак ШАРРЬЕ
Моез БЕНСАЙЕД
Марк МИССУ
Франсис ПОТТЬЕ
Стефан РИБЕРО
Ромен ТАБАР
Original Assignee
Снекма
Лабиналь Пауэр Системз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма, Лабиналь Пауэр Системз filed Critical Снекма
Publication of RU2014144370A publication Critical patent/RU2014144370A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2631847C2 publication Critical patent/RU2631847C2/ru

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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • 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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N—ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N10/00—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects
    • H10N10/10—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects
    • H10N10/13—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects characterised by the heat-exchanging means at the junction
    • 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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • 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
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

Турбореактивный двигатель с передним вентилятором содержит по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока. Разделитель потока расположен ниже по потоку от вентилятора между первичным потоком и вторичным потоком. Разделитель потока имеет по существу треугольное сечение и содержит линию передней кольцевой кромки, образующую ребро атаки, участок внешней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта вторичного потока, и участок внутренней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта первичного потока. Участки внешней и внутренней стенки ограничивают пространство, в котором размещен теплообменник. На участке внешней стенки размещены направляющие лопатки, которые проходят радиально между участком внешней стенки и корпусом, окружающим лопатки вентилятора. Теплообменник содержит камеру, через которую проходит охлаждаемая текучая среда и которая образована между двумя параллельными стенками вдоль внутренней поверхности участка внешней стенки и внутренней поверхности участка внутренней стенки. Теплообменник связан с термоэлектрическим генератором, содержащим первую и вторую поверхности теплообмена. Первая поверхность находится в термическом контакте с вторичным воздушным потоком, а вторая поверхность находится в термическом контакте с текучей средой, охлаждаемой в теплообменнике одной из стенок камеры теплообменника. Первая теплообменная поверхность образует участок стенки разделителя, находящийся ниже по потоку от передней кромки разделителя воздушного потока со стороны тракта вторичного потока внешней поверхности участка внешней стенки разделителя. Изобретение направлено на применение термоэлектрических реакторов в авиационных двигателях. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям, используемым, в частности, в области авиации для обеспечения полетов летательных аппаратов. В частности, оно относится к применению термоэлектрических генераторов в этих двигателях.
Предшествующий уровень техники
Как правило, газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель для летательных аппаратов, является многоосным и многоконтурным. Турбореактивный двигатель, показанный на фиг. 1, содержит, например, в случае двухконтурного двигателя, от входа к выходу гондолу с воздухозаборником, направляющим всасываемый воздух к ротору 2 вентилятора, на выходе которого и на уровне разделителя 3 потока сжатый воздушный поток делится на два концентричных кольцевых потока: первичный центральный поток Fp и вторичный поток Fs, радиально вешний относительно первичного потока. Вторичный поток направляется в отводной канал 4, выпрямляется в зоне 5 вдоль оси ХХ двигателя, после чего удаляется и производит основную часть тяги двигателя, но при этом не нагревается. В примере, представленном на фиг. 1, первичный и вторичный потоки выходят раздельно. Первичный поток Fp направляется через центральное тело 6, которое производит энергию, необходимую для приведения во вращение ротора 2 вентилятора. Центральное тело 6 является газотурбинной установкой, которая содержит компрессорную секцию 7 низкого и высокого давления, питающую сжатым воздухом камеру 8 сгорания, куда впрыскивается топливо и где производятся рабочие газы горения, энергия которых частично преобразуется турбинной секцией 9. Роторы турбины механически соединены с роторами компрессоров, в том числе с ротором вентилятора, и приводят их во вращение.
Поскольку вес и расход топлива являются двумя критическими факторами в области авиации, то постоянно ведутся поиски решений, позволяющих уменьшить массу компонентов, с одной стороны, и использовать рассеиваемую энергию, не преобразованную в механическую энергию, с другой стороны.
Известны термоэлектрические элементы, которые расположены между двумя источниками тепла с температурным градиентом, один из которых является холодным, а другой - горячим, и выполнены с возможностью преобразования проходящей через них тепловой энергии в электрическую энергию. Пример таких элементов представлен в патентной заявке DE 10 2008 055946 А1, где такие элементы установлены на масляном или охлаждающем контуре теплового двигателя.
На фиг. 2 представлен пример термоэлектрического элемента 10. Он содержит полупроводниковые элементы 11 и 12, соответственно легированные по типу N и по типу Р. Эти два элемента соединены с одной стороны электрическим соединением 13 и заканчиваются, каждый, другим электрическим соединением, образующим клеммы 14 и 15. Элемент установлен между двумя подложками 16 и 17, которые являются электрическими изоляторами, но проводят тепло. Между подложками 16 и 17 объединяют множество элементов, последовательно соединяя их при помощи клемм 14 и 15; таким образом, элементы располагаются термически параллельно и образуют термоэлектрический генераторный модуль, который в дальнейшем будет называться модулем ТЭГ.
Такой модуль ТЭГ, если его установить между двумя источниками тепла, - горячим с высокой температурой в термическом контакте с подложкой 16 и холодным с низкой температурой в контакте с другой подложкой 17, - может производить электрический ток между клеммами 14 и 15, где клеммы соединены последовательно. Эффективность модуля ТЭГ зависит от нескольких факторов, среди которых можно указать материалы полупроводников, число p-n-переходов, их сечение, их геометрия, их толщина и - для данного модуля - разность температуры между горячим источником и холодным источником.
Уже было предложено использовать энергию, рассеиваемую в газотурбинном двигателе и, в частности, в турбореактивном двигателе.
Так, компания «Turboméca» разработала конструкцию термоэлектрических генераторов в авиационном газотурбинном двигателе, описанную в патентной заявке WO 2010/089505. Она образована концентричными кольцевыми элементами, каждый из которых содержит множество термоэлектрических элементов. Кольцевые элементы образуют между собой каналы циркуляции холодного газа и каналы циркуляции горячих газов. Каналы тоже являются концентричными и сообщаются друг с другом. Холодная текучая среда проходит по одной стороне каждого из элементов, а горячая текучая среда проходит по противоположной стороне этих элементов. Текучие среды, которые можно использовать соответственно в качестве холодного или горячего источников, могут быть топливом двигателя, его охлаждающим или смазочным маслом, наружным воздухом, воздухом, отбираемым из компрессора, или газами, отбираемыми из удаляемого газового потока на выходе турбины.
Электрическую энергию, производимую этим устройством, используют для питания агрегатов двигателя, например, блока FADEC, или насосов, вращаемых электрическими двигателями.
Были также предложены другие варианты использования генераторов ТЭГ, например, в патентных заявках DE 10 2007 036930 А1 и US 2009/159110 А1, для отбора теряемого тепла на уровне турбины или компрессора посредством размещения теплообменных поверхностей генератора ТЭГ между первичным потоком и вторичным потоком.
КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является другое применение генераторов ТЭГ в авиационных двигателях.
В связи с этим объектом изобретения является турбореактивный двигатель с передним вентилятором, содержащий по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда, посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и разделитель потока ниже по потоку от вентилятора между первичным потоком и вторичным потоком.
Турбореактивный двигатель отличается тем, что теплообменник содержит по меньшей мере один термоэлектрический генератор, содержащий первую и вторую поверхности теплообмена, из которых первая поверхность находится в термическом контакте с упомянутым воздушным потоком, а вторая поверхность находится в термическом контакте с охлаждаемой текучей средой, при этом упомянутая первая поверхность термоэлектрического генератора образует элемент стенки разделителя, находящийся ниже по потоку от его передней кромки со стороны тракта вторичного потока.
Охлаждаемая текучая среда, в основном масло, поступает от агрегатов и устройств двигателя, которые рассеивают тепло, возникающее при внутреннем трении, и которые нуждаются в смазке и охлаждении. Например, речь идет о корпусах подшипников различных вращающихся валов и о зубчатых передачах, приводящих во вращение вспомогательные агрегаты.
Большой температурный градиент между охлаждаемыми текучими средами и воздухом, циркулирующем в воздушном тракте ниже по потоку от вентилятора, способствует, при всех прочих равных условиях, обеспечению оптимальной эффективности термоэлектрических генераторов.
Кроме того, расположение термического генератора на уровне разделителя позволяет уменьшить аэродинамические потери, которые могут возникать из-за присутствия элементов теплообменника, входящих в контакт с воздушным потоком. В случае необходимости, первую поверхность генератора ТЭГ можно интегрировать в структуру стенки обтекателя, поскольку она является теплопроводной.
Таким образом, заявленное решение способствует охлаждению этих текучих сред и одновременно обеспечивает отбор части тепловой энергии, которая в противном случае была бы потеряна. Производимая электрическая энергия зависит от протяженности поверхности холодного источника, и ее предпочтительно используют для питания органов, таких как приводы статорных лопаток переменной геометрии спрямляющих аппаратов, установленных между компрессорными ступенями, называемыми в данной области VSV, и разгрузочными вентилями компрессоров, называемыми VBV.
В частности, предпочтительно первую поверхность располагают выше по потоку от неподвижных направляющих лопаток, предназначенных для спрямления вторичного воздушного потока. Действительно, за счет этого получают достаточное пространство в этой зоне, ограниченной между передней кромкой разделителя и направляющими лопатками, называемыми OGV от «outlet guide vanes».
Согласно другому варианту выполнения, упомянутый элемент стенки разделителя, расположенный ниже по потоку от кромки разделения воздушного потока, содержит радиальные ребра для теплообмена с вторичным воздушным потоком. Это решение, хотя и является менее эффективным с точки зрения аэродинамики, позволяет увеличить теплообмены между термодинамическими генераторами и вторичным воздушным потоком, если в этом возникает необходимость.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение и его другие цели, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта выполнения изобретения, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - вид в разрезе по плоскости, проходящей через ось установки двухконтурного турбореактивного двигателя, на котором можно применять изобретение.
Фиг. 2 - схематичный вид примера термоэлектрического элемента, который можно использовать в рамках изобретения.
Фиг. 3 - частичный вид в разрезе разделителя турбореактивного двигателя, показанного на фиг. 1, на котором применено термоэлектрическое устройство в соответствии с изобретением.
Фиг. 4 - вариант установки, показанной на фиг. 3.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Как показано на фиг. 1, воздушный поток, сжатый вентилятором 2, делится на два концентричных кольцевых потока, первичный и вторичный, проходя через разделитель 3 потока. Первичный воздушный поток направляется не показанными направляющими лопатками, называемыми IGV, в центральное тело, а вторичный поток направляется в канал холодного потока, ограниченный изнутри кожухом центрального тела и снаружи обтекателем вентилятора.
Выходящий из вентилятора кольцевой воздушный поток делится на два концентричных потока передней кольцевой кромкой обтекателя центрального тела 6, образующей разделитель 3 потока, показанный в увеличенном виде на фиг. 3.
В радиальной плоскости, содержащей ось ХХ двигателя, разделитель имеет по существу треугольное сечение; он содержит участок 32 стенки, проходящий в сторону выхода от линии передней кольцевой кромки 31, образующей ребро атаки. Этот участок стенки ограничивает радиально изнутри входную часть тракта вторичного потока. Он продолжен вдоль вторичного тракта после направляющих лопаток OGV 5, выполненных с возможностью спрямления вторичного потока по оси ХХ.
Начиная от передней кромки 31, разделитель потока содержит участок 33 стенки, который ограничивает радиально снаружи входную часть тракта первичного потока.
Таким образом, этот разделитель образует пространство между двумя участками 32 и 33 стенки, объем которого является достаточным для размещения теплообменника воздух/масло.
На фиг. 3 показана конструкция теплообменника, включающая в себя термоэлектрический генератор.
Теплообменник 40 содержит камеру 41, через которую проходит охлаждаемая текучая среда и которая образована между двумя параллельными стенками 44 и 45 вдоль внутренней стороны элемента 32 стенки вторичного тракта. Текучая среда поступает в эту камеру через вход 42, сообщающийся с контуром через трубчатый канал. Внутри камеры 41 выполнен контур, обеспечивающий оптимальный теплообмен с радиально наружной стенкой 44. Камера содержит выход 43 текучей среды, сообщающийся через трубчатый канал с контуром текучей среды. Внутренние каналы камеры образуют, например, змеевик с основным осевым или периферическим направлением.
Радиально наружная стенка 44 входит в термический контакт с термоэлектрическим генераторным модулем 46 и образует его горячий источник. Термоэлектрический генераторный модуль содержит множество термоэлектрических элементов, описанных со ссылками на фиг. 2, которые установлены между двумя теплопроводными стенками 47 и 48. Стенка 48 находится в термическом контакте с радиально наружной стенкой 44 камеры 40, через которую проходит охлаждаемая текучая среда.
Противоположная стенка 47 модуля ТЭГ интегрирована во внутреннюю стенку 32 тракта вторичного потока или находится в термическом контакте с элементом стенки, образующей обтекатель центрального тела 6. Таким образом, упомянутая стенка имеет температуру воздуха вторичного потока Fs.
Выбранный модуль зависит от имеющейся в наличии поверхности для установки генераторов ТЭГ. При этом принимаются в расчет такие параметры, как их материалы, число p-n-переходов, их сечение, их геометрия, их толщина. Предпочтительно используют модуль, термическое сопротивление которого является как можно более низким, чтобы не снижать КПД теплообменника.
Во время работы двигателя, когда летательный аппарат находится в полете, разность температуры между двумя стенками 47 и 48 создает разность потенциалов между клеммами полупроводниковых элементов, производя электрический ток. Электрический ток, появляющийся в 49, можно направлять в агрегаты турбореактивного двигателя, требующие электрического питания.
На фиг. 4 представлен вариант выполнения. Элементы, одинаковые с фиг. 3, имеют те же цифровые обозначения, увеличенные на 100.
Теплообменник 400 содержит вход 142 текучей среды и выход 143 текучей среды между стенками 144 и 145 камеры 141, которая находится в термическом контакте с термоэлектрическим генератором 146. Горячая стенка 148 генератора ТЭГ 146 находится в термическом контакте со стенкой 144 теплообменника. Холодная стенка 147 генератора ТЭГ входит в термический контакт с ребрами 150, выполненными радиально от стенки 32 разделителя 3.
Как и в предыдущем варианте, электрический ток, производимый генератором ТЭГ, отбирается на клеммах 149 проводников и направляется на соответствующие агрегаты.

Claims (7)

1. Турбореактивный двигатель с передним вентилятором, содержащий
по меньшей мере один контур текучей среды и теплообменник воздух/текучая среда (40, 140), посредством которого упомянутая текучая среда охлаждается воздухом, наружным относительно турбореактивного двигателя, и
разделитель (3) потока ниже по потоку от вентилятора между первичным потоком и вторичным потоком, причем разделитель (3) потока имеет по существу треугольное сечение и содержит линию передней кольцевой кромки (31), образующую ребро атаки, участок (32) внешней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта вторичного потока, и участок внутренней стенки, проходящий в сторону выхода от ребра атаки, который ограничивает радиально изнутри входную часть тракта первичного потока, причем участки внешней и внутренней стенки ограничивают пространство, в котором размещен теплообменник,
при этом на участке (32) внешней стенки размещены направляющие лопатки (5), которые проходят радиально между участком внешней стенки и корпусом, окружающим лопатки вентилятора,
при этом указанный теплообменник (40, 140) содержит камеру (41), через которую проходит охлаждаемая текучая среда и которая образована между двумя параллельными стенками (44, 45) вдоль внутренней поверхности участка (32) внешней стенки и внутренней поверхности участка внутренней стенки, при этом теплообменник (40, 140) связан с термоэлектрическим генератором (46, 146), содержащим первую (47, 147) и вторую (48, 148) поверхности теплообмена, из которых первая поверхность находится в термическом контакте с упомянутым вторичным воздушным потоком, а вторая поверхность находится в термическом контакте с текучей средой, охлаждаемой в теплообменнике (40, 140) одной из стенок указанной камеры (41) теплообменника, при этом упомянутая первая теплообменная поверхность (47, 147) образует участок (32) стенки разделителя, находящийся ниже по потоку от передней кромки (31) разделителя воздушного потока со стороны тракта вторичного потока (Fs) внешней поверхности участка внешней стенки разделителя.
2. Турбореактивный двигатель по п. 1, в котором упомянутая первая поверхность (47, 147) расположена выше по потоку от неподвижных направляющих лопаток (5), предназначенных для спрямления вторичного потока (Fs).
3. Турбореактивный двигатель по п. 1, в котором упомянутый участок (32) стенки разделителя, расположенный ниже по потоку от передней кромки (31), содержит радиальные ребра (150) для теплообмена с воздушным потоком.
RU2014144370A 2012-04-24 2013-04-22 Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы RU2631847C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1253754A FR2989734B1 (fr) 2012-04-24 2012-04-24 Turboreacteur incorporant des generateurs thermoelectriques
FR1253754 2012-04-24
PCT/FR2013/050892 WO2013160602A1 (fr) 2012-04-24 2013-04-22 Turboreacteur incorporant des generateurs thermoelectriques

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014144370A RU2014144370A (ru) 2016-06-10
RU2631847C2 true RU2631847C2 (ru) 2017-09-26

Family

ID=48468626

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014144370A RU2631847C2 (ru) 2012-04-24 2013-04-22 Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9638105B2 (ru)
EP (1) EP2859208B1 (ru)
CN (1) CN104246176B (ru)
BR (1) BR112014026081B1 (ru)
CA (1) CA2870766C (ru)
FR (1) FR2989734B1 (ru)
RU (1) RU2631847C2 (ru)
WO (1) WO2013160602A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015073101A2 (en) 2013-09-16 2015-05-21 United Technologies Corporation Systems for generating auxillary electrical power for jet aircraft propulsion systems
EP2942508B1 (en) * 2014-05-08 2022-08-24 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Enhanced heat sink availability on gas turbine engines through the use of solid state heat pumps
US10156243B2 (en) * 2015-05-04 2018-12-18 Safran Aero Boosters Sa Composite splitter lip for axial turbomachine compressor
DE102016107303A1 (de) * 2016-04-20 2017-10-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Energiewandlungssystem einer Turbomaschine, Getriebe oder Lagergehäuse einer Turbomaschine und Turbomaschine
CN108248369A (zh) * 2018-01-23 2018-07-06 天津商业大学 一种带冷能回收装置的气动汽车动力系统
CN108843460A (zh) * 2018-06-28 2018-11-20 厦门大学 涡轮冲压组合发动机预冷热电转换及增推方法
FR3091900B1 (fr) * 2019-01-17 2022-05-27 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un panneau d’echange thermique et de production d’energie electrique
FR3096444B1 (fr) * 2019-05-20 2021-05-07 Safran Systeme d’echange de chaleur optimise
FR3111394B1 (fr) * 2020-06-12 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un organe de séparation d’un flux d’air et un organe de redressement du flux d’air séparé.
GB202108550D0 (en) * 2021-06-16 2021-07-28 Rolls Royce Plc Gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1746257A2 (en) * 2005-07-19 2007-01-24 United Technologies Corporation Vehicle and corresponding operating method
DE102007036930A1 (de) * 2007-08-04 2009-04-09 Mtu Aero Engines Gmbh Flugtriebwerk
US20090159110A1 (en) * 2007-12-21 2009-06-25 Kwok David W Thermoelectric generation system
DE102008055946A1 (de) * 2008-11-05 2010-05-06 Mahle International Gmbh Verbrennungsmotor
RU2424435C2 (ru) * 2004-11-25 2011-07-20 Снекма Турбореактивный двигатель, оснащенный встроенным генератором электрического тока
RU2485328C2 (ru) * 2007-08-07 2013-06-20 Снекма Турбореактивный двигатель, содержащий генератор тока, установленный в вентиляторе, и способ установки упомянутого генератора в вентиляторе

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3051919B2 (ja) * 1998-11-13 2000-06-12 セイコーインスツルメンツ株式会社 熱発電式電子機器
US20040045594A1 (en) * 2002-09-10 2004-03-11 Enhanced Energy Systems, Inc. Turbine engine with thermoelectric waste heat recovery system
US6834831B2 (en) * 2002-12-31 2004-12-28 The Boeing Company Hybrid solid oxide fuel cell aircraft auxiliary power unit
GB0607771D0 (en) * 2006-04-20 2006-05-31 Rolls Royce Plc A heat exchanger arrangement
US8205426B2 (en) * 2006-07-31 2012-06-26 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US7779811B1 (en) * 2006-09-13 2010-08-24 General Electric Company Thermoelectrically cooled components for distributed electronics control system for gas turbine engines
US8387362B2 (en) * 2006-10-19 2013-03-05 Michael Ralph Storage Method and apparatus for operating gas turbine engine heat exchangers
EP2075194B1 (fr) * 2007-12-27 2017-08-16 Techspace Aero Echangeur de chaleur air-huile pour turboréacteur, turboréacteur associé et utilisation dudit échangeur
FR2942077B1 (fr) 2009-02-06 2013-08-16 Turbomeca Generation thermoelectrique pour turbine a gaz
US20120118345A1 (en) * 2010-11-15 2012-05-17 The Boeing Company Thermal integration of thermoelectronic device
US9388740B2 (en) * 2012-02-15 2016-07-12 The Boeing Company Thermoelectric generator in turbine engine nozzles

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2424435C2 (ru) * 2004-11-25 2011-07-20 Снекма Турбореактивный двигатель, оснащенный встроенным генератором электрического тока
EP1746257A2 (en) * 2005-07-19 2007-01-24 United Technologies Corporation Vehicle and corresponding operating method
DE102007036930A1 (de) * 2007-08-04 2009-04-09 Mtu Aero Engines Gmbh Flugtriebwerk
RU2485328C2 (ru) * 2007-08-07 2013-06-20 Снекма Турбореактивный двигатель, содержащий генератор тока, установленный в вентиляторе, и способ установки упомянутого генератора в вентиляторе
US20090159110A1 (en) * 2007-12-21 2009-06-25 Kwok David W Thermoelectric generation system
DE102008055946A1 (de) * 2008-11-05 2010-05-06 Mahle International Gmbh Verbrennungsmotor

Also Published As

Publication number Publication date
US9638105B2 (en) 2017-05-02
CN104246176B (zh) 2016-08-17
US20150082804A1 (en) 2015-03-26
BR112014026081A2 (pt) 2018-05-08
CA2870766A1 (fr) 2013-10-31
CA2870766C (fr) 2020-07-21
CN104246176A (zh) 2014-12-24
BR112014026081B1 (pt) 2021-12-14
EP2859208A1 (fr) 2015-04-15
EP2859208B1 (fr) 2019-02-27
FR2989734B1 (fr) 2014-04-18
RU2014144370A (ru) 2016-06-10
WO2013160602A1 (fr) 2013-10-31
FR2989734A1 (fr) 2013-10-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2631847C2 (ru) Турбореактивный двигатель, содержащий термоэлектрические генераторы
CN109723558B (zh) 包括热管理系统的燃气涡轮发动机及其操作方法
US10941706B2 (en) Closed cycle heat engine for a gas turbine engine
US10400675B2 (en) Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine
US10697371B2 (en) Method and system for a combined air-oil cooler and fuel-oil cooler heat exchanger
US8387362B2 (en) Method and apparatus for operating gas turbine engine heat exchangers
US10927763B2 (en) Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine
US10323540B2 (en) Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same
EP3176408A1 (en) Intercooling system and method for a gas turbine engine
US10451084B2 (en) Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
EP3176409A1 (en) Closed loop cooling method for a gas turbine engine
US9976424B2 (en) Turbine blade
US10808547B2 (en) Turbine engine airfoil with cooling
US10704395B2 (en) Airfoil with cooling circuit
US10731472B2 (en) Airfoil with cooling circuit
US10352182B2 (en) Internal cooling of stator vanes
US20240141800A1 (en) Thermoelectric generator for a turbine engine
US11834953B2 (en) Seal assembly in a gas turbine engine
US20240035416A1 (en) Thermal management system
RU2673924C1 (ru) Статор газовой турбины
RU2498086C1 (ru) Газотурбинный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner