RU2665797C1 - Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2665797C1 RU2665797C1 RU2016126693A RU2016126693A RU2665797C1 RU 2665797 C1 RU2665797 C1 RU 2665797C1 RU 2016126693 A RU2016126693 A RU 2016126693A RU 2016126693 A RU2016126693 A RU 2016126693A RU 2665797 C1 RU2665797 C1 RU 2665797C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shaft
- gas turbine
- turbine engine
- internal cavity
- cooling
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 17
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 10
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 5
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 abstract description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 4
- 238000004642 transportation engineering Methods 0.000 abstract description 2
- 239000002826 coolant Substances 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000002730 additional effect Effects 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
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
-
- 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
- F02C7/047—Heating to prevent icing
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью заключается в том, что вал охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора с входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью реализуется посредством устройства, которое содержит входной обтекатель компрессора 1 с центральным отверстием 2 отбора воздуха с входа в двигатель во внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3 с уплотнением 4 для прохода воздуха через внутреннюю полость вала 5 в область пониженного давления за срезом реактивного сопла 6 на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода 3 и охлаждения вала 5. Такой способ позволяет улучшить охлаждение вала авиационного ГТД с внутренней полостью, обеспечивая при этом либо увеличение циклической долговечности вала, либо уменьшение его массы, либо возможность использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано в транспортном машиностроении.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В известных конструкциях авиационных ГТД вал ротора, кроме передачи крутящего момента, служит для подачи воздуха с повышенными давлением и, соответственно, температурой на наддув уплотнений масляных полостей и на обогрев защищаемой от обледенения поверхности входного эллипсоидообразного или конического входного обтекателя компрессора (RU 2455511, F02C 7/12, 2012 г.; RU 128247, F02C 7/12, 2013 г.; RU 2550224, F02C 7/14; Иностранные авиационные двигатели, 2000: Справочник/ общая редакция Л.И. Соркина. -. М.: Изд. дом «Авиамир», 2000.; Иностранные авиационные двигатели, 2005: Справочник ЦИАМ/ общая редакция В.А. Скибин, В.И. Солонин. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2005.; Иностранные авиационные двигатели и газотурбинные установки: Справочник (по материалам зарубежных публикаций.) - Вып. 15 (2010). - М.: Изд-во ЦИАМ, 2010).
В современных авиационных ГТД такие конструкции валов характеризуются применением жаропрочных сталей и сплавов для обеспечения их циклической долговечности в условиях повышенной температуры, что усложняет технологию их обработки и увеличивает стоимость их изготовления.
Способ и устройство охлаждения вала авиационного ГТД, представленные в патенте RU 2550224, приняты в качестве прототипа, в котором воздушные полости валов и подшипниковых опор соединены с кольцевыми коллекторами повышенного и пониженного давления воздуха, выполненными с возможностью переключения отбора воздуха с коллектора повышенного на коллектор пониженного давления воздуха, отличающийся тем, что коллектор пониженного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора низкого давления, а коллектор повышенного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора высокого давления, причем между коллектором повышенного давления воздуха и воздушными полостями подшипниковых опор и валов установлен воздухо-воздушный теплообменник, размещенный в канале наружного контура газотурбинного двигателя.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
При создании данного изобретения решается задача улучшения охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью при использовании воздуха, отбираемого со входа в двигатель, с соответствующим увеличением либо циклической долговечности вала, либо уменьшением его массы, либо возможностью использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления; технический результат заключается в реализации этого назначения.
Существенные признаки:
ограничительные: способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью, устройство охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью, входной обтекатель компрессора, область пониженного давления за срезом реактивного сопла.
отличительные: вал авиационного ГТД с внутренней полостью охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора со входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖА
На чертеже показана:
Фиг. 1 - схема течения охлаждающего вал авиационного ГТД воздуха.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью осуществляется за счет наличия области пониженного давления за срезом реактивного сопла, при истечении через него продуктов сгорания, что позволяет организовать течение воздуха через внутреннюю полость вала со входа в двигатель в данную область. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью реализуется посредством устройства (Фиг. 1), которое содержит входной обтекатель компрессора 1 с центральным отверстием 2 отбора воздуха со входа в двигатель во внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3 с уплотнением 4 для прохода воздуха через внутреннюю полость вала 5 в область пониженного давления за срезом реактивного сопла 6 на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода 3 и охлаждения вала 5.
После запуска авиационного ГТД под действием перепада давления между входом в двигатель и областью пониженного давления за срезом реактивного сопла воздух с минимальной температурой в термодинамическом цикле авиационного ГТД, проходя через центральное отверстие 2 входного обтекателя компрессора 1, внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3, охлаждает вал 5 авиационного ГТД до минимально возможной температуры, что позволяет обеспечить либо увеличение циклической долговечности вала ГТД, либо уменьшение его массы, либо возможность использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления.
Дополнительный эффект применения такого способа охлаждения вала авиационного ГТД заключается в переносе наиболее подверженной обледенению центральной части входного обтекателя компрессора во внутреннюю полость вала компрессора при введении центрального отверстия обтекателя компрессора, что обеспечивает сокращение количества воздуха, отбираемого из компрессора на его обогрев, и уменьшение вероятности повреждения лопаток компрессора частицами льда.
Claims (2)
1. Способ охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя с внутренней полостью, отличающийся тем, что вал охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора с входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла.
2. Устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя с внутренней полостью, отличающееся тем, что содержит входной обтекатель компрессора с центральным отверстием отбора воздуха с входа в двигатель во внутреннюю полость вала и трубопровод с уплотнением для прохода воздуха через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода и охлаждения вала.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016126693A RU2665797C1 (ru) | 2016-07-04 | 2016-07-04 | Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016126693A RU2665797C1 (ru) | 2016-07-04 | 2016-07-04 | Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016126693A RU2016126693A (ru) | 2018-01-10 |
| RU2665797C1 true RU2665797C1 (ru) | 2018-09-04 |
Family
ID=60965302
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016126693A RU2665797C1 (ru) | 2016-07-04 | 2016-07-04 | Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2665797C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2701424C1 (ru) * | 2018-12-24 | 2019-09-26 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Федеральный научный агроинженерный центр ВИМ" (ФГБНУ ФНАЦ ВИМ) | Устройство охлаждения вала свободной турбины газотурбинной установки |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU646097A1 (ru) * | 1977-09-23 | 1979-02-05 | Экспериментально-Конструкторский И Технологический Институт Автомобильной Промышленности | Устройство дл охлаждени вала |
| RU2182976C2 (ru) * | 1996-06-21 | 2002-05-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Турбинный вал, а также способ охлаждения турбинного вала |
| RU2444638C2 (ru) * | 2006-03-22 | 2012-03-10 | Снекма | Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя |
| WO2013115971A2 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
| RU2013152094A (ru) * | 2013-11-25 | 2015-05-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Газотурбинный двигатель |
| RU2015130236A (ru) * | 2013-01-22 | 2017-03-03 | Сименс Акциенгезелльшафт | Активное естественное охлаждение внешнего кожуха газовой турбины, включающее выпуск воздуха в полость с давлением ниже давления окружающей среды |
-
2016
- 2016-07-04 RU RU2016126693A patent/RU2665797C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU646097A1 (ru) * | 1977-09-23 | 1979-02-05 | Экспериментально-Конструкторский И Технологический Институт Автомобильной Промышленности | Устройство дл охлаждени вала |
| RU2182976C2 (ru) * | 1996-06-21 | 2002-05-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Турбинный вал, а также способ охлаждения турбинного вала |
| RU2444638C2 (ru) * | 2006-03-22 | 2012-03-10 | Снекма | Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя |
| WO2013115971A2 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
| RU2015130236A (ru) * | 2013-01-22 | 2017-03-03 | Сименс Акциенгезелльшафт | Активное естественное охлаждение внешнего кожуха газовой турбины, включающее выпуск воздуха в полость с давлением ниже давления окружающей среды |
| RU2013152094A (ru) * | 2013-11-25 | 2015-05-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Газотурбинный двигатель |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2701424C1 (ru) * | 2018-12-24 | 2019-09-26 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Федеральный научный агроинженерный центр ВИМ" (ФГБНУ ФНАЦ ВИМ) | Устройство охлаждения вала свободной турбины газотурбинной установки |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016126693A (ru) | 2018-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11421598B2 (en) | Staggered heat exchanger array with side curtains | |
| CN106014493B (zh) | 用于冷却涡轮发动机的系统 | |
| US9797310B2 (en) | Heat pipe temperature management system for a turbomachine | |
| US10400675B2 (en) | Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine | |
| US9260974B2 (en) | System and method for active clearance control | |
| US10113444B2 (en) | Heated inlet guide vane | |
| US20170184027A1 (en) | Method and system for compressor and turbine cooling | |
| JP5997905B2 (ja) | 加熱ブースタスプリッタ・プレナム | |
| US10590786B2 (en) | System and method for cooling components of a gas turbine engine | |
| EP3091196B1 (en) | System and method for improving exhaust energy recovery | |
| US20160290235A1 (en) | Heat pipe temperature management system for a turbomachine | |
| KR101704986B1 (ko) | 축류 터빈의 래버린스 시일 장치 및 이를 구비한 배기가스 터빈 과급기 | |
| US20180306058A1 (en) | Airfoil platform cooling channels | |
| US20190003335A1 (en) | Cooling bearing chambers in a gas turbine engine | |
| RU2665797C1 (ru) | Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя | |
| US10041375B2 (en) | Apparatus for oil collection and heat exchanging for turbine engines | |
| EP3760840B1 (en) | Apparatus and method for testing additively manufactured engine components | |
| US10598094B2 (en) | Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine | |
| US20130302143A1 (en) | Cooling device for a jet engine | |
| RU2550224C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| US20160160684A1 (en) | Turbine engine assembly and method of manufacturing | |
| US10533610B1 (en) | Gas turbine engine fan stage with bearing cooling | |
| RU2572513C2 (ru) | Теплообменный модуль системы кондиционирования воздуха самолета | |
| RU2572515C2 (ru) | Устройство охлаждения вала свободной турбины газотурбинной установки | |
| RU2554130C1 (ru) | Турбореактивный двигатель |