WO2012080332A2 - Kühlvorrichtung für ein strahltriebwerk - Google Patents

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Definitions

  • Cooling device for a jet engine Description
  • the invention relates to a cooling device for a jet engine with an axial compressor with a plurality of compressor stages, comprising a rotor with rotor blades, a stator with stator blades and an annular space.
  • Modern jet ⁇ engines with axial compressor have several compressor stages.
  • a compressor stage of an axial compressor consists of a rotor stage, in which both pressure and temperature and the speed increase, and ei ⁇ ner stator, in which the pressure increases to the detriment of the speed.
  • the stator stages are firmly connected to the inside of the compressor housing.
  • the temperatures of up to 600 ° C after the last compressor stage are the strength of the materials abträg ⁇ Lich.
  • the rotor undergoes, in particular by heat conduction from the rotor blades, a higher relative temperature than the stator and the other static components.
  • the rotor learns, in addition to the higher relative temperatures, due to the rotation, a high mechanical Be ⁇ claim .
  • From DE 103 31 834 Al is previously known that the heat ⁇ content of the highly compressed combustion air of a Mo ⁇ gate or an engine reduced by the use of coolers and thus the efficiency can be increased.
  • thermodynamic efficiency an increase in the thermodynamic efficiency is possible.
  • known solutions for cooling the compressor air and the engine components have the disadvantage that the complexity and the weight of the turbine increase.
  • the invention has for its object to reduce the temperature of the components at the outlet of the high-pressure compressor of a jet engine by simple measures and thus the efficiency, ie the efficiency and performance of a jet engine to stei ⁇ like.
  • This object is inventively achieved in that there is provided a surrounding the rotor slot-like branch opening for egg ⁇ NEN branched from the main air flow cooling air flow in egg NEN first cavity in front of the rotor of the last compressor stage before the last stage compressor of the axial compressor, said cavity also part of the rotor may be, and that in the rotor passage openings for forwarding the branched cooling air flow from the first cavity are arranged in a second cavity behind the rotor.
  • the outlet of the axial compressor is supplied with cooler air from a previous stage. Due to the difference in the rotor diameter of the last compressor stage and the Verêtrstu ⁇ fe arranged in front of the branch opening is formed as a stage. This stage protrudes into the annulus and directs a portion of the main air flow as a cooling air flow out of the annulus.
  • the passage openings are arranged concentrically to the rotor axis and can obliquely axially-ver through the rotor run ⁇ .
  • the annular space boundary between the rotor and stator is designed to prevent backflow as a gap seal.
  • a heat shield with sealing lips and heat shield openings is formed in the first cavity between the rotor and the stator. The cooling air flow is passed through the heat shield openings and through passage openings on the axial blade attachments of the rotor blades into the second cavity.
  • the advantages of the solution according to the invention are that the material temperatures of the components at the end of the high-pressure compressor can be reduced by simple design measures and thus the use of less expensive materials is given. If the previous materials are retained, it is possible to increase the temperatures at the compressor outlet and thus the efficiency. Another advantage is that, compared to previously known solutions for air cooling, a lower pressure loss is recorded. In addition, a weight advantage is given in comparison to previously known solutions.
  • Jet engine in the last compressor stage will be explained in more detail with reference to the accompanying figures. It shows
  • FIG. 2 shows an enlarged detail of the engine shown in FIG. 1 in the region of the last compressor stage in partial section
  • FIG. 3 shows a schematic diagram of an embodiment of the annularly arranged through openings
  • Fig. 4 shows a detail of another imple mentation of an engine in the last compressor stage in partial section.
  • FIG. 1 shows a detail of a Axialkompres ⁇ sors a jet engine as a partial section, comprising a rotor 5 with rotor blades 7, a stator 6 with stator blades 8 and an annular space 10.
  • the rotational axis of the jet engine is located below the
  • a rotor 5 surrounding the slot-like branch opening 1 is formed on the annular space 10 which projects stepwise into the annular space 10 and a portion of the main air flow 11 as a cooling air flow 12 in a first cavity 3 in front of the rotor 5 of the last compressor stage 9 directs.
  • the cavity 3 may also be part of the rotor 5.
  • the branched air mass flow of the cooling air 12 provides due to the kinetic energy of the air for the formation of a dynamic pressure in the below the 16th
  • the compressed cooling air 12 is guided through concentric to the rotor axis arranged through holes 2 in the rotor 5 in the second cavity 4 behind the last compressor stage 9 and there cools the rotor 5 and the stator 6.
  • the radial blade fasteners 14 are cooled, which is formed in the rotor 5.
  • a gap seal 13 prevents the approximately 50 ° C hotter air of the main air stream 11 passes after the last compressor stage 9 in the second hollow space 4.
  • FIG. 2 shows an enlarged detail of FIG
  • FIG. 3 shows schematically in axial view an embodiment of the ring arranged in the rotor 5
  • Passage openings 2 are arranged concentrically to the rotor axis and extend obliquely axially through the Ro ⁇ tor 5, whereby the air flows directed into the second cavity 4 and thus receives a Vordrall, whereby the circulation of the cooling air flow 12 is further improved.
  • the air cools the components flowed through and the rotor 5 through which it flows.
  • FIG. 4 shows an alternative embodiment of the device according to the invention for cooling a jet engine in the region of the last compressor stage 9.
  • the slot-like branch opening 1 in the annular space 10 can also be designed as a step 16.
  • a heat shield 17 with sealing lips 18 and heat shield openings 19 is arranged in the first cavity 3.
  • cooling air flows from the first cavity 3 to the foot of the rotor blades 7 with axial blade attachments 15 and through the passage openings 2 'in the second cavity 4.
  • the through-holes 2' are in this disclosed embodiment, formed by stomata in the region of the axial blade fasteners 15.
  • the gap seal 13 is designed such that an inflow of hot, compressed air from the main air flow 11 from the annular space 10 into the cavity 4 is prevented. In addition, the backflow of the cooling air 12 into the annular space 10 is prevented with the gap seal 13.
  • FIG. 4 has the advantage that the invention can be used with conventional axial blade root attachments 15.
  • a further advantage is that the components adjacent to the second cavity 4, for example the rotor 5 and the stator 6, are surrounded by cooling air 12.
  • the cooling air flow 12 can also be used for cooling of other engine components. List of branches

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf eine Kühlvorrichtung für ein Strahltriebwerk mit einem Axialkompressor mit mehreren Verdichterstufen, umfassend einen Rotor mit Rotor-schaufeln, einen Stator mit Statorschaufeln und einen Ringraum. Um die Temperatur der Komponenten am Auslass des Hochdruckkompressors durch einfache Maßnahmen zu reduzieren und damit die Effizienz eines Strahltriebwerks zu steigern, ist vor der letzten Verdichterstufe (9) des Axialkompressors eine den Rotor (5) umgebende schlitzartige Abzweigöffnung (1) für einen vom Hauptluftstrom (11) abgezweigten Kühlluftstrom (12) in einen ersten Hohlraum (3) vor dem Rotor (5) vorgesehen ist, wobei im Rotor (5) Durchlassöffnungen (2, 2') zur Weiterleitung des abgezweigten Kühlluftstroms (12) aus dem ersten Hohlraum (3) in einen zweiten Hohlraum (4) hinter dem Rotor (5) angeordnet sind.

Description

Kühlvorrichtung für ein Strahltriebwerk Beschreibung
Die Erfindung bezieht sich auf eine Kühlvorrichtung für ein Strahltriebwerk mit einem Axialkompressor mit mehreren Verdichterstufen, umfassend einen Rotor mit Rotorschaufeln, einen Stator mit Statorschaufeln und einen Ringraum.
Bei Strahltriebwerken wird der Luftmassenstrom vor dem Eintritt in die Brennkammer verdichtet. Moderne Strahl¬ triebwerke mit Axialverdichter besitzen mehrere Verdichterstufen. Eine Verdichterstufe eines Axialverdichters besteht aus einer Rotorstufe, in der sowohl Druck und Temperatur als auch die Geschwindigkeit steigen, und ei¬ ner Statorstufe, in der der Druck zu Ungunsten der Geschwindigkeit steigt. Die Statorstufen sind fest mit der Innenseite des Verdichtergehäuses verbunden.
Die hohe Kompression der Luft in den aufeinanderfolgenden Verdichterstufen verursacht einen starken Temperaturanstieg. Erfahrungsgemäß liegt bei einem Strahltriebwerk mit Hochdruckkompressor (High Pressure Compressor = HPC) die Temperaturdifferenz zwischen den einzelnen Stufen bei etwa 50 °C, wodurch die komprimierte Luft die letzte Ver¬ dichterstufe mit Temperaturen von bis zu 600 °C verlässt. Die so verdichtete und erhitzte Luft strömt anschließend in die Brennkammer, in der Brennstoff zugeführt wird.
Die Temperaturen von bis zu 600 °C nach der letzten Verdichterstufe sind der Festigkeit der Materialien abträg¬ lich. Der Rotor erfährt, im Besonderen durch Wärmeleitung von den Rotorschaufeln, eine höhere Relativtemperatur als der Stator und die weiteren statischen Komponenten. Darüber hinaus erfährt der Rotor, neben den höheren Relativtemperaturen, rotationsbedingt eine hohe mechanische Be¬ anspruchung . Aus der DE 103 31 834 AI ist vorbekannt, dass der Wärme¬ gehalt der hochkomprimierten Verbrennungsluft eines Mo¬ tors oder eines Triebwerks durch den Einsatz von Kühlern vermindert und somit die Effizienz gesteigert werden kann .
Die DE 602 21 558 T2 beschreibt ein Triebwerk mit Turbi nenschaufel, bei dem Luft aus einem Mitteldruckteil des Axialkompressors abgezweigt und zur Turbinenschaufel ge führt wird, um diese zu kühlen.
Mit diesen Lösungen ist eine Steigerung des thermodynami sehen Wirkungsgrads möglich. Die bekannten Lösungen zur Kühlung der Kompressorluft und der Triebwerkskomponenten haben allerdings den Nachteil, dass die Komplexität und das Gewicht der Turbine zunehmen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Temperatur der Komponenten am Auslass des Hochdruckkompressors eines Strahltriebwerks durch einfache Maßnahmen zu reduzieren und damit die Effizienz, d.h. die Wirtschaftlichkeit und die Leistungsfähigkeit, eines Strahltriebwerks zu stei¬ gern .
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass vor der letzten Verdichterstufe des Axialkompressors eine den Rotor umgebende schlitzartige Abzweigöffnung für ei¬ nen vom Hauptluftstrom abgezweigten Kühlluftstrom in ei- nen ersten Hohlraum vor dem Rotor der letzten Verdichterstufe vorgesehen ist, wobei der Hohlraum auch Bestandteil des Rotors sein kann, und dass im Rotor Durchlassöffnungen zur Weiterleitung des abgezweigten Kühlluftstroms aus dem ersten Hohlraum in einen zweiten Hohlraum hinter dem Rotor angeordnet sind. Somit wird der Auslassbereich des Axialkompressors mit kühlerer Luft einer vorhergehenden Stufe versorgt. Aufgrund der Differenz der Rotordurchmesser der letzten Verdichterstufe und der davor angeordneten Verdichterstu¬ fe wird die Abzweigöffnung als Stufe ausgebildet. Diese Stufe ragt in den Ringraum hinein und leitet einen Teil des Hauptluftstroms als Kühlluftstrom aus dem Ringraum hinaus .
Die Durchlassöffnungen sind konzentrisch zur Rotorachse angeordnet und können schräg-axial durch den Rotor ver¬ laufen. Die Ringraumbegrenzung zwischen Rotor und Stator ist zur Vermeidung von Rückströmungen als Spaltdichtung ausgebildet . In einer Aus führungs form der Kühlvorrichtung ist im ersten Hohlraum zwischen dem Rotor und dem Stator ein Hitzeschild mit Dichtlippen und Hitzeschildöffnungen ausgebildet. Der Kühlluftstrom wird durch die Hitzeschildöffnungen und durch Durchlassöffnungen an den axialen Schaufel- befestigungen der Rotorschaufeln in den zweiten Hohlraum geleitet .
Die Vorteile der erfindungsgemäßen Lösung bestehen darin, dass durch einfache konstruktive Maßnahmen die Werkstoff- temperaturen der Komponenten am Ende des Hochdruckverdichters reduziert werden können und somit der Einsatz von kostengünstigeren Materialien gegeben ist. Bei Beibehaltung der bisherigen Materialien ist eine Steigerung der Temperaturen am Kompressorauslass und damit des Wir- kungsgrades möglich. Ein weiterer Vorteil besteht darin, dass im Vergleich zu vorbekannten Lösungen zur Luftkühlung ein geringerer Druckverlust verzeichnet wird. Zudem ist im Vergleich zu vorbekannten Lösungen ein Gewichtsvorteil gegeben. Die erfindungsgemäße Vorrichtung zur Kühlung eines
Strahltriebwerks im Bereich der letzten Verdichterstufe wird anhand der beigefügten Figuren näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 einen Ausschnitt aus einem Triebwerk im Bereich der letzten Verdichterstufe im Teilschnitt, Fig. 2 einen vergrößerten Ausschnitt des in Fig. 1 gezeigten Triebwerks im Bereich der letzten Verdichterstufe im Teilschnitt,
Fig. 3 eine Prinzipskizze einer Aus führungs form der ring- förmig angeordneten Durchlassöffnungen und
Fig. 4 einen Ausschnitt einer weiteren Aus führungs form eines Triebwerks im Bereich der letzten Verdichterstufe im Teilschnitt.
Die Fig. 1 zeigt einen Ausschnitt aus einem Axialkompres¬ sors eines Strahltriebwerks als Teilschnitt, umfassend einen Rotor 5 mit Rotorschaufeln 7, einen Stator 6 mit Statorschaufeln 8 und einen Ringraum 10. Die Rotations- achse des Strahltriebwerks befindet sich unterhalb des
Ausschnitts und ist nicht gezeigt. Durch die vorhergehen¬ den Verdichterstufen wird der Druck des Hauptluftstroms 11 im Ringraum 10 erhöht. Vor der letzten Verdichterstufe 9 des Axialkompressors ist am Ringraum 10 eine den Rotor 5 umgebende, schlitzartige Abzweigöffnung 1 ausgebildet, die stufenförmig in den Ringraum 10 hineinragt und einen Teil des Hauptluftstroms 11 als Kühlluftstrom 12 in einen ersten Hohlraum 3 vor dem Rotor 5 der letzten Verdichterstufe 9 leitet. Der Hohlraum 3 kann auch Bestandteil des Rotors 5 sein. Der abgezweigte Luftmassenstrom der Kühlluft 12 sorgt aufgrund der kinetischen Energie der Luft für die Ausbildung eines Staudrucks im unter der Stufe 16 befindlichen ersten Hohlraum 3. Die komprimierte Kühlluft 12 wird durch konzentrisch zur Rotorachse angeordnete Durchlassöffnungen 2 im Rotor 5 in den zweiten Hohlraum 4 hinter der letzten Verdichterstufe 9 geführt und kühlt dort den Rotor 5 und den Stator 6. Gleichzeitig werden die radialen Schaufelbefestigungen 14 gekühlt, die im Rotor 5 ausgebildet ist. Eine Spaltdichtung 13 verhindert, dass die etwa 50 °C heißere Luft des Hauptluftstroms 11 nach der letzten Verdichterstufe 9 in den zweiten Hohl- räum 4 gelangt.
Die Fig. 2 zeigt einen vergrößerten Ausschnitt der
Fig. 1. Aufgrund der Differenz der Rotordurchmesser der letzten Verdichterstufe 9 und der davor angeordneten Ver- dichterstufe wird die Abzweigöffnung 1 im Ringraum 10 als Stufe 16 ausgebildet. Die in den ersten Hohlraum 3 einströmende Kühlluft 12 gelangt durch die axial, d.h. in Achsrichtung, angeordneten Durchlassöffnungen 2 im Rotor 5 in den zweiten Hohlraum 4. Am Rotor 5 sind mittels der radialen Schaufelbefestigungen 14 die Rotorschaufeln 7 fixiert. Die Statorschaufeln 8 sind mit dem Stator 6 fest verbunden. Zwischen Rotor 5 und Stator 6 ist die Spaltdichtung 13 ausgebildet, die ein Einströmen von heißer Luft aus dem Hauptluftstrom 11 nach der letzten Verdich- terstufe 9 in den zweiten Hohlraum 4 verhindert. Durch das dezentrale Einströmen der Kühlluft 12 in den zweiten Hohlraum 4 kann die Luft im zweiten Hohlraum 4 zirkulieren . Die Fig. 3 zeigt schematisch in axialer Ansicht eine Ausführungsform der ringförmig im Rotor 5 angeordneten
Durchlassöffnungen 2. Diese sind konzentrisch zur Rotorachse angeordnet und verlaufen schräg-axial durch den Ro¬ tor 5, wodurch die Luft gerichtet in den zweiten Hohlraum 4 einströmt und somit einen Vordrall erhält, wodurch die Zirkulation des Kühlluftstroms 12 weiter verbessert wird. Zudem kühlt die Luft die durchströmten Komponenten und den durchströmten Rotor 5.
Die Fig. 4 zeigt eine alternative Aus führungs form der er- findungsgemäßen Vorrichtung zur Kühlung eines Strahltriebwerks im Bereich der letzten Verdichterstufe 9. Die schlitzartige Abzweigöffnung 1 im Ringraum 10 kann hierbei auch als Stufe 16 ausgebildet sein. Im ersten Hohlraum 3 ist ein Hitzeschild 17 mit Dichtlippen 18 und Hit- zeschildöffnungen 19 angeordnet. Durch die Hitzeschild¬ öffnungen 19 im Hitzeschild 17 strömt Kühlluft 12 aus dem ersten Hohlraum 3 zum Fuß der Rotorschaufeln 7 mit axialen Schaufelbefestigungen 15 und durch die Durchlassöffnungen 2' in den zweiten Hohlraum 4. Die Durchlassöffnun- gen 2' werden bei dieser Aus führungs form durch Spaltöffnungen im Bereich der axialen Schaufelbefestigungen 15 gebildet .
Durch das dezentrale Einströmen der Kühlluft 12 in den zweiten Hohlraum 4 kann die Luft im zweiten Hohlraum 4 zirkulieren. Die Spaltdichtung 13 ist so ausgebildet, dass ein Einströmen von heißer, komprimierter Luft aus dem Hauptluftstrom 11 vom Ringraum 10 in den Hohlraum 4 verhindert wird. Zudem wird mit der Spaltdichtung 13 das Rückströmen der Kühlluft 12 in den Ringraum 10 unterbunden .
Die in Fig. 4 dargestellte Aus führungs form besitzt den Vorteil, dass die Erfindung mit konventionellen axialen Schaufelfußbefestigungen 15 verwendet werden kann.
Vorteilhafter ist weiterhin, dass die an den zweiten Hohlraum 4 angrenzenden Komponenten, beispielsweise der Rotor 5 und der Stator 6, von Kühlluft 12 umspült werden. Der Kühlluftstrom 12 kann darüber hinaus zum Kühlen von weiteren Triebwerkskomponenten genutzt werden. Bezugszeichenliste Abzweigöffnung
,2' Durchlassöffnungen
Erster Hohlraum
Zweiter Hohlraum
Rotor
Stator
Rotorschaufeln
Statorschaufeln
Letzte Verdichterstufe
0 Ringraum (Annulus)
I Hauptluftstrom
2 Kühlluftstrom
3 Spaltdichtung
4 Radiale Schaufelbefestigungen5 Axiale Schaufelbefestigungen6 Stufe
7 Hitzeschild
8 Dichtlippe
9 Hitzeschildöffnungen

Claims

Patentansprüche
Kühlvorrichtung für ein Strahltriebwerk mit einem Axialkompressor mit mehreren Verdichterstufen, umfassend einen Rotor (5) mit Rotorschaufeln (7), einen Stator (6) mit Statorschaufeln (8) und einen Ringraum (10) , dadurch gekennzeichnet, dass vor der letzten Verdichterstufe (9) des Axialkompressors ei¬ ne den Rotor (5) umgebende schlitzartige Abzweigöff¬ nung (1) für einen vom Hauptluftstrom (11) abgezweigten Kühlluftstrom (12) in einen ersten Hohlraum (3) vor dem Rotor (5) vorgesehen ist und dass im Rotor (5) Durchlassöffnungen (2,2') zur Weiterleitung des abgezweigten Kühlluftstroms (12) aus dem ersten Hohlraum (3) in einen zweiten Hohlraum (4) hinter dem Rotor (5) angeordnet sind.
Kühlvorrichtung nach einem der Ansprüche 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Durchlassöffnungen (2) schräg-axial durch den Rotor (5) verlaufen und konzentrisch zur Rotorachse angeordnet sind.
Kühlvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass im ersten Hohlraum (3) zwischen dem Rotor (5) und dem Stator (6) ein Hitzeschild (17) mit Dichtlippen (18) und Hitzeschildöff¬ nungen (19) ausgebildet ist und dass der Kühlluft¬ strom (12) durch die Hitzeschildöffnungen (19) und durch Durchlassöffnungen (2') an den axialen Schaufelbefestigungen (15) der Rotorschaufeln (7) in den zweiten Hohlraum (4) geleitet wird.
Kühlvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die schlitzartige Ab¬ zweigöffnung (1) als Stufe (16) ausgebildet ist, die in den Ringraum (10) hineinragt. Kühlvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass eine Ringraumbegrenzung zwischen Rotor (5) und Stator (6) als Spaltdichtung (13) ausgebildet ist.
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