RU2706524C1 - Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя - Google Patents
Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2706524C1 RU2706524C1 RU2018143366A RU2018143366A RU2706524C1 RU 2706524 C1 RU2706524 C1 RU 2706524C1 RU 2018143366 A RU2018143366 A RU 2018143366A RU 2018143366 A RU2018143366 A RU 2018143366A RU 2706524 C1 RU2706524 C1 RU 2706524C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- circuit
- air
- turbine
- channel
- gas flow
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F02K3/04—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 the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/077—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 the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/105—Heating the by-pass flow
- F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
Abstract
Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя содержит компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью. Система охлаждения затурбинных элементов снабжена воздухо-воздушным теплообменником, установленным в канале третьего контура и сообщенным входом и выходом с каналом второго контура. За воздухо-воздушным теплообменником по ходу движения газового потока в канале второго контура установлено устройство для расширения газового потока. Устройство для расширения газового потока выполнено в виде лопаток турбодетандера. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения затурбинных элементов двигателя. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области конструирования турбореактивного двигателя (далее ТРД), а именно к системам охлаждения затурбинных элементов трехконтурного ТРД (далее ТТРД).
В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбрана система охлаждения затурбинных элементов для трехконтурного турбореактивного двигателя, содержащая компрессор низкого давления (далее КНД), канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход с затурбинной полостью (см. фиг. 3 документа, номер публикации которого: US 2012131902 (А1)).
Недостатком известной системы охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя является низкая степень повышения давления в третьем контуре (в наружном кольцевом обводном канале) за наружными компрессорными лопатками по сравнению со степенью повышения давления за компрессором низкого давления. В этом случае давление воздуха передаваемого по третьему контуру (по наружному обводному каналу) к охлаждаемым затурбинным элементам двигателя недостаточно для преодоления давления горячего газового потока обтекающего поверхности охлаждаемых затурбинных элементов двигателя, т.е. система охлаждения не охладит элементы форсажной камеры (при ее наличии), затурбинный кок, элементы дозвуковой части реактивного сопла, но сможет охладить элементы сверхзвуковой части сопла. Кроме того, при сжатии воздуха в ступенях компрессора его температура повышается, что снижает возможность охлаждения затурбинных элементов двигателя.
Техническим результатом, достигаемым заявленным изобретением, является повышение эффективности охлаждения затурбинных элементов ТТРД.
Указанный технический результат достигается тем, что в известной системе охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя, содержащей КНД, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход с затурбинной полостью, согласно настоящему изобретению, система дополнительно снабжена воздухо-воздушным теплообменником (ВВТ), установленным в канале третьего контура и сообщенным входом и выходом с каналом второго контура, при этом за воздухо-воздушным теплообменником по ходу движения газового потока в канале второго контура установлено устройство для расширения газового потока.
Воздух, поступающий на вход в двигатель при стандартных условиях на уровне земли при скорости полета равной нулю, на входе в двигатель имеет полное давление Р*=1 атм. и полную температуру Т*=288К. В существующих компрессорах низкого давления ТРД воздух сжимается до уровня полного давления 5×Р*=5 атм., при этом нагревается до уровня полной температуры 1,65×Т*=470К, часть воздуха с секундным расходом G2 поступает во второй контур.
Установленный в канале третьего контура с секундным расходом воздуха G3 воздухо-воздушный теплообменник, сообщен входом и выходом с каналом второго контура, позволяет снизить температуру воздуха второго контура. На фигуре 1 показана схема работы ВВТ. При выполнении условия коэффициента эффективности теплообмена равного 
ожидаемого, например, по патенту RU 2612668, полная температура воздуха второго контура на выходе из ВВТ составит Т*гор. вых=340К, при этом гидравлические потери воздуха второго контура на выходе из ВВТ могут составить порядка 10%, т.е. Р*гор. вых=4,5атм. Воздух третьего контура за ВВТ будет подогрет, полное давление несколько понизится.
По ходу движения газового потока в канале второго контура за ВВТ установлено устройство для расширения газового потока. За счет увеличения площади проходного сечения в канале с дозвуковой скоростью потенциальная энергия газового потока срабатывается в устройстве в кинетическую энергию, вместе с этим снижается давление и понижается полная температура воздуха второго контура.
Срабатывать полное давление нужно до величины, позволяющей преодолеть давление горячего газового потока внутреннего контура, обтекающего поверхности охлаждаемых затурбинных элементов двигателя, например, таких как затурбинный кок, элементы выходного устройства ТТРД. В данном случае воздух в турбодетандере расширяется до Р*=2,2-2,3 атм., полная температура охлаждающего воздуха снижается на величину порядка 15% и составляет Т*=290К.
Таким образом, полная температура охлаждающего воздуха сопоставима с температурой воздуха на входе в двигатель, а давление охлаждающего воздуха позволяет преодолеть давление горячего газового потока внутреннего контура, обтекающего поверхности охлаждаемых затурбинных элементов двигателя.
В частных случаях реализации заявленной системы:
- устройство для расширения газового потока выполнено в виде лопаток турбодетандера, что позволяет скомпоновать лопатки турбодетандера в составе трехъярусной лопатки турбовентилятора, позволяя сократить габаритные размеры и массу конструкции турбовентилятора, преградить путь тепловому потоку, распространяющемуся от «горячей» лопатки турбины к «холодной» лопатке вентилятора.
- расход газового потока в третьем контуре G3 составляет от 2×G2 до 15×G2, где G2 - расход газового потока во втором контуре.
В случае, если G3 менее 2×G2, малое количество газового потока G3 создает тягу двигателя с ухудшением топливной экономичности, большое количество газового потока G2 интенсивно охлаждает затурбинные элементы ТТРД, минует сжатие воздуха в вентиляторе, то есть в малой степени участвует в создании тяги двигателя. ТТРД вырождается как устройство создания тяги, но максимально увеличивается интенсивность охлаждения затурбинных элементов ТТРД.
В случае, если G3 более 15×G2, большое количество газового потока G3 создает тягу ТТРД с улучшением топливной экономичности, малое количество газового потока G2 вяло охлаждает затурбинные элементы ТТРД. При этом компонование второго контура в ТТРД непропорционально усложняет конструкцию, увеличивает ее размеры и массу, снижает надежность работы, таким образом, возможность интенсивного охлаждения затурбинных элементов ТТРД вырождается.
- коэффициент эффективности теплообмена воздухо-воздушного теплообменника составляет 0,5-0,8. При снижении величины коэффициента эффективности теплообмена воздухо-воздушного теплообменника ниже 0,5 воздух не будет охлажден до нужной степени и будет получен частичный предполагаемый полезный эффект, при этом затраты на установку воздухо-воздушного теплообменника в канале третьего контура уже будут произведены и не оправданы. Величина коэффициента эффективности теплообмена воздухо-воздушного теплообменника более 0,8 крайне желательна, но ее достижение в реальных конструкциях проблематично.
- статическое давление охлаждающего газового потока из второго контура, подаваемого к затурбинным элементам трехконтурного турбореактивного двигателя превышает статическое давление газового потока непосредственно обтекающего затурбинные элементы трехконтурного турбореактивного двигателя на величину не менее 0,1 кгс/см2. В случае, если статическое давление охлаждающего газового потока из второго контура будет менее 0,1 кгс/см2, до 0 кгс/см2, то не будут в потребной степени охлаждены затурбинные элементы двигателя, если давление снизится менее 0 кгс/см2, поток горячего газа проникнет в полости подвода охлаждающего воздуха и конструкция затурбинные элмеенты двигателя разрушатся.
Сущность настоящего изобретения поясняется фигурой 2, на которой схематично изображена система охлаждения затурбинных элементов ТТРД, продольный разрез. Движение газового потока из второго контура в затурбинную полость показано стрелками.
Система охлаждения затурбинных элементов ТТРД, содержит компрессор низкого давления 1, канал второго контура 2, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления 1, а выход - с затурбинной полостью 3 через полые стойки 4 и сквозные каналы 5, воздухо-воздушный теплообменник 6, установленный в канале третьего контура 7 и сообщенный своими входом и выходом с каналом второго контура 2, при этом за воздухо-воздушным теплообменником 6 по ходу движения газового потока в канале второго контура 2 установлено устройство для расширения газового потока, выполненное в виде лопаток турбодетандера 8, являющихся средней частью трехъярусных лопаток турбовентилятора (раскрытых в патенте RU 2634509) установленных на диске турбины (на чертеже не показан), соединенным в свою очередь со статором посредством опор (на фигуре чертежа не показаны).
Газовый поток на выходе из КНД разделяется две неравные части, первая часть направляется в газогенератор, где к ней подводится тепло при сгорании топлива в камере сгорания, вторая часть попадает во второй контур 2. Воздух второго контура 2 проходит через воздухо-воздушный теплообменник 6, расположенный в третьем контуре 7, отдавая тепло холодному воздуху третьего контура 7. Далее последовательно расширяется в лопатках турбодетандера 8, являющихся конструктивной частью трехъярусной рабочей лопатки турбовентилятора, вращающейся под действием напора горячего газового потока прошедшего через газогенератор. Затем расширившийся и охлажденный газовый поток второго контура 2 через полые стойки 4 и сквозные каналы 5 попадает в затурбинную полость 3, вытекает в проточную часть, охлаждая затурбинные элементы ТТРД и смешивается с газовыми потоками.
Claims (5)
1. Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя, содержащая компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью, отличающаяся тем, что она снабжена воздухо-воздушным теплообменником, установленным в канале третьего контура и сообщенным входом и выходом с каналом второго контура, при этом за воздухо-воздушным теплообменником по ходу движения газового потока в канале второго контура установлено устройство для расширения газового потока.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что устройство для расширения газового потока выполнено в виде лопаток турбодетандера.
3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что расход газового потока в третьем контуре G3 составляет от 2×G2 до 15×G2, где G2 - расход газового потока во втором контуре.
4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что коэффициент эффективности теплообмена воздухо-воздушного теплообменника составляет 0,5-0,8.
5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что статическое давление охлаждающего газового потока из второго контура, подаваемого к затурбинным элементам трехконтурного турбореактивного двигателя, превышает статическое давление газового потока, непосредственно обтекающего затурбинные элементы трехконтурного турбореактивного двигателя, на величину не менее 0,1 кгс/см2.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018143366A RU2706524C1 (ru) | 2018-12-07 | 2018-12-07 | Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018143366A RU2706524C1 (ru) | 2018-12-07 | 2018-12-07 | Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2706524C1 true RU2706524C1 (ru) | 2019-11-19 |
Family
ID=68579545
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018143366A RU2706524C1 (ru) | 2018-12-07 | 2018-12-07 | Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2706524C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU717945A1 (ru) * | 1978-07-07 | 1996-03-10 | А.И. Волков | Воздухо-воздушный теплообменник для двухконтурных турбореактивных двигателей |
| RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2555928C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Турбореактивный двигатель |
| US20160312740A1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-10-27 | United Technologies Corporation | Three-stream gas turbine engine architecture |
| EP3098426A1 (de) * | 2015-05-29 | 2016-11-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Adaptives flugzeugtriebwerk und flugzeug mit einem adaptiven triebwerk |
| US20170058834A1 (en) * | 2015-06-15 | 2017-03-02 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine driven by sco2 cycle with advanced heat rejection |
-
2018
- 2018-12-07 RU RU2018143366A patent/RU2706524C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU717945A1 (ru) * | 1978-07-07 | 1996-03-10 | А.И. Волков | Воздухо-воздушный теплообменник для двухконтурных турбореактивных двигателей |
| RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2555928C2 (ru) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Турбореактивный двигатель |
| US20160312740A1 (en) * | 2014-10-21 | 2016-10-27 | United Technologies Corporation | Three-stream gas turbine engine architecture |
| EP3098426A1 (de) * | 2015-05-29 | 2016-11-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Adaptives flugzeugtriebwerk und flugzeug mit einem adaptiven triebwerk |
| US20170058834A1 (en) * | 2015-06-15 | 2017-03-02 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine driven by sco2 cycle with advanced heat rejection |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11143106B2 (en) | Combustion section heat transfer system for a propulsion system | |
| US10480407B2 (en) | Heat exchanger assembly for engine bleed air | |
| US10914235B2 (en) | Cooled cooling air system for a gas turbine engine | |
| US6250061B1 (en) | Compressor system and methods for reducing cooling airflow | |
| EP3075983B1 (en) | Gas turbine engine | |
| US2474258A (en) | Turbine apparatus | |
| US5680767A (en) | Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine | |
| US8475112B1 (en) | Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling | |
| US10590849B2 (en) | High speed propulsion system with inlet cooling | |
| KR20160125443A (ko) | 부분 복열 유동 경로를 갖는 동력 발생 시스템 및 방법 | |
| JP2011085141A (ja) | ガスタービンエンジン温度調節冷却流 | |
| WO2002038938A1 (en) | Bypass gas turbine engine and cooling method for working fluid | |
| US20190063313A1 (en) | Disc Turbine Engine | |
| Liew et al. | Parametric cycle analysis of a turbofan engine with an interstage turbine burner | |
| US4302148A (en) | Gas turbine engine having a cooled turbine | |
| US11313276B2 (en) | Supersonic gas turbine engine | |
| RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
| US9995216B1 (en) | Disc turbine engine | |
| RU2706524C1 (ru) | Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя | |
| US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| US20080047276A1 (en) | Combustion turbine having a single compressor with inter-cooling between stages | |
| US10808572B2 (en) | Cooling structure for a turbomachinery component | |
| KR102051988B1 (ko) | 이중관 라이너 내부 유동가이드를 포함하는 가스 터빈 엔진의 연소기, 및 이를 포함하는 가스터빈 | |
| RU2003132194A (ru) | Двухконтурный газотурбинный вентиляторный двигатель | |
| US20120151895A1 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems |