RU2666928C2 - Газотурбинный двигатель с отбором потока сжатого воздуха - Google Patents
Газотурбинный двигатель с отбором потока сжатого воздуха Download PDFInfo
- Publication number
- RU2666928C2 RU2666928C2 RU2016134087A RU2016134087A RU2666928C2 RU 2666928 C2 RU2666928 C2 RU 2666928C2 RU 2016134087 A RU2016134087 A RU 2016134087A RU 2016134087 A RU2016134087 A RU 2016134087A RU 2666928 C2 RU2666928 C2 RU 2666928C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- exhaust manifold
- air flow
- air stream
- Prior art date
Links
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000021715 photosynthesis, light harvesting Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 230000000930 thermomechanical effect Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
-
- 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
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
-
- 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
- F01D25/04—Antivibration arrangements
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- 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
- F05D2210/00—Working fluids
- F05D2210/30—Flow characteristics
- F05D2210/31—Flow characteristics with Mach-number kept constant along the flow
-
- 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
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- 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
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/606—Bypassing the fluid
-
- 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
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему отбор потока сжатого воздуха, поступающего из компрессора. Газотурбинный двигатель, включающий в себя: выпускной коллектор (7), который содержит множество стоек (10), при этом пространство, разделяющее стойки, образует отверстия, в которых проходит воздушный поток внутреннего контура газотурбинного двигателя. Также газотурбинный двигатель включает в себя по меньшей мере один трубопровод, выполненный с возможностью отбора на одном из своих концов потока сжатого воздуха. При этом другой конец трубопровода соединен с по меньшей мере одним отверстием выпускного коллектора (7) таким образом, чтобы направлять отобранный воздушный поток в указанный воздушный поток внутреннего контура, причем во время своего захождения в отверстие указанный отобранный воздушный поток имеет число Маха, меньшее или равное 0,5. Изобретение позволяет снизить акустическое влияние, связанное с отбором потока и его повторным введением. Также изобретение позволяет максимально увеличить длину трубопроводов системы разгрузки, чтобы они имели меньший диаметр. Это позволяет уменьшить общий габарит этих трубопроводов. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему отбор потока сжатого воздуха, поступающего из компрессора.
Предшествующий уровень техники
Обычно газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления и компрессор низкого давления.
В зависимости от режима работы газотурбинного двигателя (например, режим холостого хода или режим полной скорости) компрессоры работают по-разному.
Когда газотурбинный двигатель переходит из режима холостого хода в режим полной скорости, из компрессора следует удалять поток сжатого воздуха с большим расходом, чтобы избегать рисков помпажа. Это относится также к случаю переходных фаз полета или во время фаз холостого хода или в целом, когда пилот должен перемещать ручку газа.
Например, в некоторых газотурбинных двигателях поток сжатого воздуха выпускается, имея давление около 40 бар и температуру около 900 К.
Как правило, воздушный поток отбирают в точке 100 на выходе компрессора высокого давления, однако такой отбор при высоких значениях температуры, скорости и степени расширения приводит к высоким уровням шума и создает термические напряжения.
Однако акустические требования к газотурбинному двигателю предусматривают, чтобы дополнительный шум самолета, возникающий при отборе воздушного потока (шум, характерный для этого нового потока) и при его последующем обратном введении, был ниже 1 EPNdB ("Effective Perceived Noise in Decibels", то есть эффективный воспринимаемый уровень шума в децибелах).
Предложенные для этой цели известные технические решения для выпуска отобранного потока воздуха не являются удовлетворительными.
Согласно известному решению, отбираемый воздушный поток повторно вводят в выпускное сопло газотурбинного двигателя. Однако это решение ухудшает акустику газотурбинного двигателя. Кроме того, оно является сложным в применении, так как требует выполнения больших дополнительных отверстий в выпускном сопле.
Другое решение состоит в повторном введении воздушного потока в проточный тракт наружного контура газотурбинного двигателя. Однако это предполагает введение горячего воздушного потока в холодный воздушный поток, и такое смешивание сопровождается сильными звуковыми ударами.
Раскрытие изобретения
Чтобы устранить недостатки известных технических решений, изобретением предложен газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что включает в себя: выпускной коллектор, содержащий множество стоек, при этом пространство, разделяющее стойки, образует отверстия, в которых проходит воздушный поток внутреннего контура газотурбинного двигателя; по меньшей мере один трубопровод, выполненный с возможностью отбора на одном из своих концов потока сжатого воздуха, при этом другой конец трубопровода соединен с по меньшей мере одним отверстием выпускного коллектора таким образом, чтобы направлять отобранный воздушный поток в указанный воздушный поток внутреннего контура, причем во время своего захождения в отверстие указанный отобранный воздушный поток имеет число Маха, меньшее или равное 0,5.
Предпочтительно изобретение имеет следующие дополнительные особенности, взятые отдельно или в любой технически возможной комбинации:
- трубопровод заканчивается на своем другом конце множеством вспомогательных трубопроводов, при этом вспомогательные трубопроводы соединены с отверстиями выпускного коллектора для введения в них отобранного воздушного потока;
- газотурбинный двигатель содержит одну или более диафрагм, расположенных во вспомогательных трубопроводах и позволяющих понижать давление проходящего через них отобранного воздушного потока; диафрагмы позволяют сохранять в находящихся перед ними трубопроводах поток с повышенным давлением, что позволяет сохранить уменьшенный диаметр трубопроводов по всей их соответствующей длине; после прохождения через диафрагму давление потока снижается, что способствует снижению скорости потока и соответственно аэродинамические и акустические нагрузки;
- диафрагмы содержат множество отверстий;
- газотурбинный двигатель содержит один или более патрубков, выступающих снаружи от выпускного коллектора, при этом конец вспомогательных трубопроводов соединен с патрубками для подачи в них отобранного воздушного потока для его направления в отверстия;
- газотурбинный двигатель имеет скругленное сопряжение между патрубками и наружной частью выпускного коллектора;
- концы вспомогательных трубопроводов, направляющие отобранный воздушный поток, расположены с внутренней стороны стоек;
- вспомогательные трубопроводы имеют постепенный наклон на своем конце, крутизна которого имеет угол θ, постоянно меньший или равный 45° по всему наклону, относительно продольной оси газотурбинного двигателя;
- угол между отобранным воздушным потоком, заходящим в отверстия, и потоком внутреннего контура, проходящим в газотурбинном двигателе, меньше 45°, предпочтительно меньше 35°;
- концы вспомогательных трубопроводов, соединенные с отверстиями выпускного коллектора, расположены с азимутальным углом, находящимся между 3 часами и 9 часами.
Изобретение позволяет снизить акустическое влияние, связанное с отбором потока и его повторным введением.
Изобретение позволяет также максимально увеличить длину трубопроводов системы разгрузки, чтобы они имели меньший диаметр. Это позволяет уменьшить общий габарит этих трубопроводов.
В частности, изобретение позволяет оптимизировать компромисс между:
- длиной трубопроводов, при которой они имеют меньший диаметр;
- получением воздушного потока, имеющего требуемое число Маха на выходе трубопроводов.
Еще одним преимуществом изобретения является то, что оно предлагает простое и эффективное решение, в котором только одна деталь позволяет влиять одновременно на давление в трубопроводах и, следовательно, на длину трубопроводов, при которой получают меньший диаметр, а также на акустическое воздействие, связанное с отбором потока сжатого воздуха.
Наконец, изобретение обеспечивает создание системы с меньшим габаритом, позволяющую также сохранить неизменным поток наружного контура.
Краткое описание чертежей
Другие особенности и преимущества изобретения будут более очевидны из последующего описания на поясняющем и неограничивающем примере со ссылками на чертежи.
На фиг. 1 показан известный газотурбинный двигатель;
на фиг. 2 - часть газотурбинного двигателя согласно варианту осуществления изобретения;
на фиг. 3 и 4 - выпускной коллектор, содержащий множество стоек (стоек "TRF"), вид сбоку и сзади;
на фиг. 5 - схема трубопровода, заканчивающегося вспомогательными трубопроводами, содержащими диафрагмы, согласно возможному варианту осуществления изобретения;
на фиг. 6 - возможное расположение диафрагм;
на фиг. 7 - влияние потери напора на воздушный поток на выходе диафрагмы;
на фиг. 8 - диафрагма, содержащая множество отверстий;
на фиг. 9 - условие угла, позволяющее улучшить акустические характеристики;
на фиг. 10 - патрубок, выступающий от наружной обечайки выпускного коллектора и соединенный с концом трубопроводов, вид в разрезе;
на фиг. 11 - патрубок, выступающий от наружной обечайки выпускного коллектора, трехмерный вид.
Варианты осуществления изобретения
Как показано на фиг. 2, двухконтурный газотурбинный двигатель 1 обычно содержит турбину 14 низкого давления, турбину 19 высокого давления и компрессор 38 высокого давления. Стрелкой на фиг. 1 показано направление прохождения отбираемого потока.
Кроме того, газотурбинный двигатель 1 содержит выпускной коллектор 7, расположенный на выходе турбины 14 низкого давления. Этот выпускной коллектор 7 специалисты называют задним стоечным узлом турбины (от английского "Turbine Rear Frame"), и он является телом вращения. Обычно этот выпускной коллектор 7 расположен перед выпускным соплом. Он предназначен, в частности, для поддержания конструкции газотурбинного двигателя.
Как показано на фиг. 3 и 4, выпускной коллектор 7 по существу является телом вращения. Он содержит множество стоек 10, при этом пространство, разделяющее стойки, образует отверстия 13.
Стойки 10 проходят, в частности, между внутренней втулкой 20 указанной детали и наружной обечайкой 21 указанной детали. Обечайка 21 является, например, многоугольной. Втулка 20 выполнена в виде цельной детали посредством литья.
Стойки 10 проходят в радиальном направлении или в тангенциальном направлении относительно втулки или в направлении, промежуточном между этими двумя направлениями. Их верхняя часть является литой.
Радиальной называют радиальную ось газотурбинного двигателя 1, проходящую радиально относительно продольной оси газотурбинного двигателя 1 (которая является осью прохождения потока 29 внутреннего контура газотурбинного двигателя 1). Следует напомнить, что поток внутреннего контура является потоком, который прошел через термодинамический процесс в газотурбинном двигателе (в частности, через камеру сгорания).
Как правило, коллектор 7 содержит множество секторов, соединенных между собой посредством сварки.
Как правило, снаружи выпускного коллектора 7 выполнены выступающие вилки 36 подвески, имеющие одну или более проушин. В случае необходимости, выпускной коллектор 7 содержит по меньшей мере один выполненный, например, посредством штамповки и присоединенный наружный фланец 37.
Кроме того, газотурбинный двигатель 1 содержит также по меньшей мере один трубопровод 2, выполненный с возможностью отбора на одном из своих концов 3 потока сжатого воздуха. Отбор можно производить, например, на выходе компрессора 38 высокого давления. Другой конец трубопровода 2 соединен с отверстием 13 выпускного коллектора 7 для подачи в него отбираемого воздушного потока. Говоря другими словами, трубопровод 2 обеспечивает соединение по текучей среде между отбираемым потоком сжатого воздуха и отверстием 13.
Во время своего прохождения в отверстие 13 воздушный поток имеет число Маха, меньшее или равное 0,5, что позволяет ограничить акустическое влияние.
Трубопровод 2 содержит также клапан 22, позволяющий управлять расходом воздушного потока, отбираемого через трубопровод 2. Открыванием и закрыванием этого клапана 22 обычно управляет вычислительное устройство летательного аппарата в зависимости от команд пилота. Специалисты в данной области называют этот клапан 22 сокращенно TBV от "Transient Bleed Valve".
В представленном на фигурах варианте выполнения трубопровод 2 заканчивается на своем другом конце множеством вспомогательных трубопроводов 6, при этом вспомогательные трубопроводы 6 соединены с отверстиями 13 выпускного коллектора 7 для направления в них отбираемого воздушного потока.
Согласно возможному варианту выполнения другой конец трубопровода 2 заканчивается по меньшей мере двумя отдельными ветвями 17, на каждой из которых закреплена часть вспомогательных трубопроводов 6. Например, на каждой ветви 17 закреплено три вспомогательных трубопровода 6.
Согласно варианту выполнения конец 31 вспомогательных трубопроводов 6 проходит через наружную обечайку 21 выпускного коллектора 7, направляя в отверстия 13 отобранный воздушный поток. Для этого в наружной обечайке 21 могут быть выполнены отверстия для прохождения конца 31 трубопроводов 6.
Обычно выпускной коллектор 7 содержит шесть симметрично распределенных отверстий: три отверстия с одной стороны и три отверстия с другой, чтобы ограничивать термомеханическую деформацию.
Согласно другому варианту выполнения, показанному на фиг. 10 и 11, газотурбинный двигатель содержит один или более патрубков 34, выступающих снаружи от обечайки 21, при этом конец вспомогательных трубопроводов 6 соединен с патрубками 34 для подачи в них отобранного воздушного потока с целью его направления в отверстия 13.
Патрубки 34 могут быть, в частности, расположены на обечайке 21 между стойками 10 и предпочтительно между зонами сварки.
Согласно возможному варианту выполнения между боковыми частями патрубков 34 и наружной частью (обечайкой 21) выпускного коллектора 7 выполнены скругленные сопряжение 35.
Кроме того, как было указано выше и как было установлено, расположение концов трубопроводов 6 (то есть концов, направляющих отобранный воздушный поток в коллектор 7) с внутренней стороны стоек 10 улучшает аэродинамические характеристики.
В варианте выполнения с применением патрубков 34 они предпочтительно расположены с внутренней стороны стоек 10.
Это же относится и к вышеупомянутому варианту выполнения, согласно которому выполнены отверстия в наружной обечайке 21 для обеспечения прохождения конца 31 трубопроводов 6, которые предпочтительно расположены с внутренней стороны стоек 10.
Азимутальное расположение концов трубопроводов 6 определено таким образом, чтобы оптимизировать потери напора у стоек 10 коллектора 7 в конфигурации трубопроводов без воздушного потока.
С учетом подъемной силы уровень числа Маха на внутренней стороне стоек коллектора 7 ниже, чем уровень числа Маха на внешней стороне.
Наличие патрубка трубопровода в проточном тракте в конфигурации без воздушного потока подобно наличию разрыва или стенки, которая локально останавливает поток проточного тракта на уровне коллектора 7.
Локальная остановка потока приводит к рассеянию энергии потока, которое выражается в увеличении потерь напора и в снижении аэродинамической эффективности.
Рассеяние энергии уменьшается с локальным уровнем Маха потока, что объясняет благоприятные свойства азимутального расположения концов трубопроводов 6 вблизи внутренней стороны.
Для улучшения акустики, как показано на фиг. 10, вспомогательные трубопроводы 6 имеют постепенный наклон на своем конце, крутизна которого имеет угол θ, постоянно меньший или равный 45°, относительно продольной оси 40 газотурбинного двигателя.
Это позволяет сгладить изменение крутизны наклона конца вспомогательных трубопроводов 6 в сторону коллектора 7 и, следовательно, избежать слишком резкого изменения в наклоне трубопроводов. Действительно, такое резкое изменение наклона могло бы привести к массивным срывам граничного слоя и, следовательно, к повышению уровня шума.
Согласно варианту выполнения концы 31 вспомогательных трубопроводов 6 расположены на нижней части выпускного коллектора 7, как показано на фиг. 4, чтобы соблюдать требования к установке и к механическому влиянию на выпускной коллектор 7. Действительно, верхняя часть выпускного коллектора 7 уже и так является механически нагруженной.
Под «нижней частью» следует понимать, что концы 31 трубопроводов 6 расположены с азимутальным углом Ф (угол в плоскости, ортогональной к продольной оси газотурбинного двигателя), находящимся между 3 часами (3Н) и 9 часами (9Н).
Отбираемый воздушный поток обычно имеет давление около 40 бар. На выходе клапана 22 трубопровода 2 воздушный поток обычно имеет давление около 10 бар. На уровне отверстий 13, в которые направляется воздушный поток, давление составляет примерно 1 бар.
Следовательно, необходимо настроить давление воздушного потока.
Газотурбинный двигатель 1 содержит диафрагмы 15, расположенные во вспомогательных трубопроводах 6 и позволяющие понизить давление проходящего через них воздушного потока.
Положение диафрагм 15 влияет на число Маха на выходе вспомогательных трубопроводов 6.
Диафрагмы 15 содержат пластину 25, имеющую по меньшей мере одно отверстие 18.
После прохождения через диафрагму 15 давление отобранного воздушного потока составляет, например, но не ограничительно, примерно 1 бар.
При прохождении через диафрагму 15 потеря напора отобранного воздушного потока приводит к появлению ударных волн и зоны 30, в которой поток имеет сверхзвуковую скорость.
Кроме требования к числу Маха, которое должно быть меньше 0,5 на выходе вспомогательных трубопроводов 6, предпочтительно обеспечены трубопроводы, имеющие уменьшенный диаметр.
Для этого желательно, чтобы отобранный воздушный поток сохранял высокое давление в трубопроводах 2, 6 на максимально возможном расстоянии, так как это высокое давление позволяет сохранять уменьшенный диаметр трубопроводов 2, 6.
Поэтому желательно располагать диафрагмы 15 как можно ближе к выходу трубопроводов 6, чтобы максимизировать длину, на которой трубопровод 2 и вспомогательные трубопроводы 6 имеют небольшой диаметр, например, со значением менее 3 дюймов при сохранении числа Маха менее 0,5 на выходе трубопроводов 6.
Эти два условия противоречат друг другу, поскольку первое требует расположения диафрагм 15 как можно ближе к выходу трубопроводов 6, а второе требует расположения диафрагм 15 как можно ближе к входу трубопроводов 6.
Чтобы оптимизировать этот компромисс, в варианте выполнения диафрагмы 15 содержат множество отверстий 18.
Использование диафрагм 15 с множеством отверстий вместо обычных диафрагм 15 только с одним отверстием обеспечивает лучшее смешивание потока на выходе диафрагмы и более быстрое рассеяние ударов.
Таким образом, протяженность зоны 30 на выходе диафрагмы 15, где поток имеет сверхзвуковую скорость, меньше, чем при применении обычной диафрагмы 15.
Таким образом, единственная деталь позволяет одновременно соблюсти механические условия (диаметр трубопроводов) и акустические условия (число Маха на выходе).
Например, но не ограничительно, трубопроводы имеют диаметр 2 дюйма на входе диафрагм и 2,25 дюйма на выходе диафрагм.
Согласно примеру выполнения диафрагмы 15 расположены во вспомогательных трубопроводах 6 в положении, которое позволяет:
- получить воздушный поток с числом Маха менее 0,5 на выходе вспомогательных трубопроводов 6, и
- максимизировать длину, на которой трубопровод 2 и вспомогательные трубопроводы 6 имеют диаметр со значением менее 3 дюймов.
Положение диафрагмы можно определить посредством моделирования или экспериментальным путем или при помощи комбинации обоих методов.
Для улучшения акустических характеристик могут быть обеспечены другие условия для воздушного потока.
Согласно варианту выполнения, представленному на фиг. 9, на своих концах 31, соединенных с отверстиями 13, трубопроводы 6 образуют угол с продольной осью газотурбинного двигателя менее 45°. За счет этого отобранный воздушный поток, направляемый в отверстия 13, образует угол β менее 45° с потоком 29 внутреннего контура, проходящим через отверстия 13 газотурбинного двигателя. Предпочтительно угол β меньше 35°.
В случае применения патрубков 34, они имеют наклон относительно обечайки 21 под углом, меньшим или равным 45° или 35° в зависимости от случая.
Согласно возможному аспекту изобретения каждый вспомогательный трубопровод 6 соединен с отдельным отверстием 13 выпускного коллектора, чтобы направлять в него отбираемый воздушный поток. Учитывая, что отверстия 13 между собой не сообщаются, это позволяет еще больше улучшить акустику потока на выходе трубопроводов 6, поскольку воздушные потоки на выходе трубопроводов 6 не смешиваются.
Claims (9)
1. Газотурбинный двигатель (1), характеризующийся тем, что включает в себя выпускной коллектор (7), содержащий множество стоек (10), и по меньшей мере один трубопровод (2), выполненный с возможностью отбора на одном из своих концов (3) потока сжатого воздуха, причем пространство, разделяющее стойки, образует отверстия (13), в которых проходит воздушный поток (29) внутреннего контура газотурбинного двигателя (1); указанный выпускной коллектор (7) дополнительно содержит внутреннюю втулку (20) и наружную обечайку, между которыми проходят стойки (10); другой конец трубопровода (2) соединен с по меньшей мере одним отверстием (13) выпускного коллектора (7) таким образом, чтобы направлять отобранный воздушный поток в указанный воздушный поток (29) внутреннего контура; во время своего захождения в отверстие (13) указанный отобранный воздушный поток имеет число Маха, меньшее или равное 0,5; трубопровод (2) заканчивается на своем другом конце множеством вспомогательных трубопроводов (6), которые соединены с отверстиями (13) выпускного коллектора (7) для введения в них отобранного воздушного потока; конец (31) вспомогательных трубопроводов (6) проходит через наружную обечайку (21) выпускного коллектора (7), направляя в отверстия (13) отобранный воздушный поток; каждый вспомогательный трубопровод (6) соединен с отдельным отверстием (13) выпускного коллектора (7), чтобы направлять в него отбираемый воздушный поток.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, содержащий одну или более диафрагм (15), расположенных во вспомогательных трубопроводах (6) и позволяющих понижать давление проходящего через них отобранного воздушного потока.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором диафрагмы (15) содержат множество отверстий (18).
4. Газотурбинный двигатель по одному из пп. 1-3, содержащий один или более патрубков (34), выступающих снаружи от выпускного коллектора (7), при этом конец вспомогательных трубопроводов (6) соединен с патрубками (34) для подачи в них отобранного воздушного потока для его направления в отверстия (13).
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, имеющий скругленное сопряжение (35) между патрубками (34) и наружной частью выпускного коллектора (7).
6. Газотурбинный двигатель по одному из пп. 1-5, в котором концы вспомогательных трубопроводов (6), направляющие отобранный воздушный поток, расположены с внутренней стороны стоек (10).
7. Газотурбинный двигатель по одному из пп. 1-6, в котором вспомогательные трубопроводы (6) имеют постепенный наклон на своем конце, крутизна которого имеет угол θ, постоянно меньший или равный 45° по всему наклону, относительно продольной оси (40) газотурбинного двигателя.
8. Газотурбинный двигатель по одному из пп. 1-7, в котором угол (β) между отобранным воздушным потоком, заходящим в отверстия (13), и потоком (29) внутреннего контура, проходящим в газотурбинном двигателе (1), меньше 45° или 35°.
9. Газотурбинный двигатель по одному из пп. 1-8, в котором концы (31) вспомогательных трубопроводов (6), соединенные с отверстиями выпускного коллектора (7), расположены с азимутальным углом, находящимся между 3 часами и 9 часами.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1450491A FR3016654B1 (fr) | 2014-01-21 | 2014-01-21 | Turbomachine a prelevement de flux d'air comprime |
| FR1450491 | 2014-01-21 | ||
| PCT/FR2015/050131 WO2015110748A1 (fr) | 2014-01-21 | 2015-01-20 | Turbomachine à prélèvement de flux d'air comprimé |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016134087A RU2016134087A (ru) | 2018-02-28 |
| RU2016134087A3 RU2016134087A3 (ru) | 2018-08-17 |
| RU2666928C2 true RU2666928C2 (ru) | 2018-09-13 |
Family
ID=50424588
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016134087A RU2666928C2 (ru) | 2014-01-21 | 2015-01-20 | Газотурбинный двигатель с отбором потока сжатого воздуха |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10316688B2 (ru) |
| EP (1) | EP3097276B1 (ru) |
| CN (1) | CN105934563B (ru) |
| BR (1) | BR112016016863B1 (ru) |
| CA (1) | CA2937491C (ru) |
| FR (1) | FR3016654B1 (ru) |
| RU (1) | RU2666928C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015110748A1 (ru) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3044705B1 (fr) | 2015-12-07 | 2019-11-01 | Safran Aircraft Engines | Systeme de decharge d'un flux de compresseur d'une turbomachine |
| CN107476837A (zh) * | 2017-09-21 | 2017-12-15 | 江西清华泰豪三波电机有限公司 | 涡轮发动机排气降噪结构及涡轮发动机机组 |
| US11300051B2 (en) | 2019-02-01 | 2022-04-12 | Honeywell International Inc. | Engine systems with load compressor that provides cooling air |
| FR3109178B1 (fr) | 2020-04-10 | 2022-04-29 | Safran Aircraft Engines | Plaque de sortie de conduit de décharge acoustiquement optimisée |
| FR3109176B1 (fr) | 2020-04-10 | 2023-01-13 | Safran Aircraft Engines | Grille de conduit de décharge à chevrons |
| FR3109174B1 (fr) | 2020-04-10 | 2022-04-22 | Safran Aircraft Engines | Grille de conduit de décharge à canaux acoustiquement optimisée |
| FR3109175B1 (fr) | 2020-04-10 | 2022-04-29 | Safran Aircraft Engines | Grille conique de conduit de décharge |
| FR3109179B1 (fr) | 2020-04-10 | 2023-05-12 | Safran Aircraft Engines | Grille de conduit de décharge optimisée et vanne de décharge optimisée |
| FR3109173B1 (fr) | 2020-04-10 | 2022-08-12 | Safran Aircraft Engines | Grille de conduit de décharge acoustiquement optimisée |
| FR3109177B1 (fr) | 2020-04-10 | 2023-05-12 | Safran Aircraft Engines | Grille de conduit de décharge à chevrons. |
| FR3110201B1 (fr) * | 2020-05-15 | 2022-04-08 | Safran Aircraft Engines | Carter d’échappement de turbomachine |
| CN112211726B (zh) * | 2020-09-01 | 2021-12-07 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种基于涡喷发动机的持续引气系统 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003037715A1 (en) * | 2001-10-29 | 2003-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| US8430202B1 (en) * | 2011-12-28 | 2013-04-30 | General Electric Company | Compact high-pressure exhaust muffling devices |
| US20130336759A1 (en) * | 2012-06-14 | 2013-12-19 | Joseph T. Christians | Turbomachine flow control device |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3418808A (en) * | 1966-07-05 | 1968-12-31 | Rich David | Gas turbine engines |
| US6185925B1 (en) * | 1999-02-12 | 2001-02-13 | General Electric Company | External cooling system for turbine frame |
| US7334411B2 (en) * | 2004-04-21 | 2008-02-26 | General Electric Company | Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same |
| US7254937B2 (en) * | 2004-04-21 | 2007-08-14 | General Electric Company | Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same |
| US7549282B2 (en) * | 2005-10-25 | 2009-06-23 | General Electric Company | Multi-slot inter-turbine duct assembly for use in a turbine engine |
| JP4893110B2 (ja) * | 2006-05-31 | 2012-03-07 | 株式会社Ｉｈｉ | 軸流流体装置 |
| US7811050B2 (en) * | 2006-12-28 | 2010-10-12 | General Electric Company | Operating line control of a compression system with flow recirculation |
| US8033358B2 (en) * | 2007-04-26 | 2011-10-11 | Lord Corporation | Noise controlled turbine engine with aircraft engine adaptive noise control tubes |
| US8756910B2 (en) * | 2009-12-31 | 2014-06-24 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and cooling system |
| US20110185739A1 (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-04 | Honeywell International Inc. | Gas turbine combustors with dual walled liners |
| US20110265490A1 (en) | 2010-04-30 | 2011-11-03 | Kevin Samuel Klasing | Flow mixing vent system |
| US8935923B2 (en) * | 2011-10-25 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooling turbine section and intercooling turbine section bypass |
-
2014
- 2014-01-21 FR FR1450491A patent/FR3016654B1/fr active Active
-
2015
- 2015-01-20 CN CN201580005407.6A patent/CN105934563B/zh active Active
- 2015-01-20 RU RU2016134087A patent/RU2666928C2/ru active
- 2015-01-20 EP EP15704347.2A patent/EP3097276B1/fr active Active
- 2015-01-20 US US15/112,952 patent/US10316688B2/en active Active
- 2015-01-20 BR BR112016016863-1A patent/BR112016016863B1/pt active IP Right Grant
- 2015-01-20 CA CA2937491A patent/CA2937491C/fr active Active
- 2015-01-20 WO PCT/FR2015/050131 patent/WO2015110748A1/fr active Application Filing
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003037715A1 (en) * | 2001-10-29 | 2003-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| US8430202B1 (en) * | 2011-12-28 | 2013-04-30 | General Electric Company | Compact high-pressure exhaust muffling devices |
| US20130336759A1 (en) * | 2012-06-14 | 2013-12-19 | Joseph T. Christians | Turbomachine flow control device |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016134087A (ru) | 2018-02-28 |
| US10316688B2 (en) | 2019-06-11 |
| FR3016654A1 (fr) | 2015-07-24 |
| EP3097276B1 (fr) | 2017-12-13 |
| CN105934563A (zh) | 2016-09-07 |
| US20160341067A1 (en) | 2016-11-24 |
| BR112016016863A2 (ru) | 2017-08-08 |
| CA2937491A1 (fr) | 2015-07-30 |
| CN105934563B (zh) | 2017-06-16 |
| FR3016654B1 (fr) | 2019-06-07 |
| BR112016016863B1 (pt) | 2022-07-19 |
| RU2016134087A3 (ru) | 2018-08-17 |
| EP3097276A1 (fr) | 2016-11-30 |
| WO2015110748A1 (fr) | 2015-07-30 |
| CA2937491C (fr) | 2021-12-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2666928C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с отбором потока сжатого воздуха | |
| US8430202B1 (en) | Compact high-pressure exhaust muffling devices | |
| CN107044447B (zh) | 用于轴流式叶轮机械压缩机的分流鼻部的除冰装置 | |
| US7730995B2 (en) | Acoustic apparatus | |
| US20110088379A1 (en) | Exhaust gas diffuser | |
| US10731664B2 (en) | Centrifugal compressors with integrated intercooling | |
| CN104334835A (zh) | 高压消声装置 | |
| JP2008298068A (ja) | ガスタービンエンジンおよびナセル | |
| JP2009008070A (ja) | ターボファン流れ配給システム | |
| US10330121B2 (en) | Systems and methods for axial compressor with secondary flow | |
| CN108291554B (zh) | 用于排放涡轮发动机的压气机流的系统 | |
| US8850824B2 (en) | Aircraft gas turbine with variable bypass nozzle by deforming element | |
| US20110232291A1 (en) | System and method for an exhaust diffuser | |
| CA2606580C (en) | Improved inlet plenum for gas turbine engine | |
| US20170191484A1 (en) | Systems and methods for a compressor diffusion slot | |
| RU2715464C2 (ru) | Лопатка, оснащенная системой охлаждения, соответствующие направляющий сопловой аппарат и газотурбинный двигатель | |
| US20200232393A1 (en) | Discharge duct of an intermediate housing hub for an aircraft turbojet engine comprising cooling channels | |
| EP2679785B1 (en) | Gas turbine | |
| WO2011055666A1 (ja) | 軸流タービン | |
| US9885285B2 (en) | Gas turbine engine nacelle | |
| CN109322746B (zh) | 多风扇旋转体式飞机发动机产生相消声学干涉的主动系统 | |
| US11708790B2 (en) | Acoustically optimized discharge line grid with channels | |
| JP5967062B2 (ja) | 過給機 | |
| US9909455B2 (en) | Intermediate casing for a turbofan engine | |
| US11725537B2 (en) | Device for cooling a turbine casing with air jets |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant |