×
21.11.2019
219.017.e425

Результат интеллектуальной деятельности: Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002706524
Дата охранного документа
19.11.2019
Аннотация: 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.

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.


Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя
Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя
Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 51-60 of 110 items.
17.03.2019
№219.016.e2a9

Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей. Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682215
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e2aa

Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-(много)контурного газотурбинного двигателя и может быть использовано при изучении характеристик компрессоров низкого давления, а также их параметрической доводки в процессе выполнения работ по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682219
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e2be

Рабочее колесо ротора компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области турбомашиностроения, в частности, может быть использовано в конструкциях рабочих колес осевых компрессоров (преимущественно осевых компрессоров низкого давления) газотурбинных двигателей (далее ГТД). Указанный технический эффект достигается тем, что рабочее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682217
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e2dd

Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя

Форсажная камера сгорания турбореактивного двухконтурного двигателя содержит корпус с установленным в нем теплозащитным экраном с образованием между ними канала охлаждения, диффузор, фронтовое устройство. Диффузор образован корпусом камеры и затурбинным коком. Фронтовое устройство включает в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682220
Дата охранного документа: 15.03.2019
21.03.2019
№219.016.eb68

Узел соединения валов ротора низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного применения, а именно к конструкции узла соединения роторов компрессора и турбины. Техническим результатом, достигаемым при использовании настоящего изобретения, является: повышение безопасности двухмоторного летательного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682462
Дата охранного документа: 19.03.2019
29.03.2019
№219.016.ed01

Способ испытания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). Способ испытания ГТД включает приведение значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682978
Дата охранного документа: 25.03.2019
08.04.2019
№219.016.fe67

Способ охлаждения ротора турбины высокого давления (твд) газотурбинного двигателя (гтд), ротор твд и лопатка ротора твд, охлаждаемые этим способом, узел аппарата закрутки воздуха ротора твд

Способ охлаждения ротора турбины высокого давления газотурбинного двигателя осуществляют путем того, что ротор охлаждают вторичным потоком воздуха из камеры сгорания газогенератора двигателя, имеющим температуру более низкую, чем температура первичного потока рабочего тела из жаровой трубы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002684298
Дата охранного документа: 05.04.2019
10.04.2019
№219.016.fedf

Ротор турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя (варианты), узел соединения вала ротора с диском тнд, тракт воздушного охлаждения ротора тнд и аппарат подачи воздуха на охлаждение лопаток ротора тнд

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТНД двигателя содержит вал РНД с цапфой и рабочее колесо ТНД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток. Диск рабочего колеса снабжен аппаратом подачи воздуха на охлаждение лопаток, содержащим напорное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002684355
Дата охранного документа: 08.04.2019
19.04.2019
№219.017.1d2f

Плоское сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло содержит последовательно установленные и шарнирно соединенные друг с другом корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, а также внешние створки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002685168
Дата охранного документа: 16.04.2019
24.05.2019
№219.017.5e45

Делитель потока аддитивный

Изобретение относится к газодинамическим устройствам разделения потоков газовоздушных смесей и может быть использовано для разделения газовоздушных смесей на две части с саморегулируемым (аддитивным) заданным соотношением массовых расходов на выходе из делителя. Известный делитель потока,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688605
Дата охранного документа: 21.05.2019
Showing 21-26 of 26 items.
24.05.2019
№219.017.5eb2

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе двигателя, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, клапаны...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688642
Дата охранного документа: 21.05.2019
02.10.2019
№219.017.ce04

Компьютерно-реализуемый способ автоматизированной обработки и анализа данных для оценки эффективности выполнения поручений

Изобретение относится к компьютерно-реализуемому способу автоматизированной обработки и анализа данных для оценки эффективности выполнения поручений. Технический результат заключается в автоматизации обработки и анализа данных для оценки эффективности выполнения поручений. В способе виды...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002700397
Дата охранного документа: 16.09.2019
17.10.2019
№219.017.d677

Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления

Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при создании технологических лазерных систем, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя включает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702921
Дата охранного документа: 14.10.2019
07.11.2019
№219.017.deda

Щеточное уплотнение турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к щеточному уплотнению. Щеточное уплотнение турбомашины, включающее щетку, разделяющую между роторным и статорными элементами полость наддува и уплотняемую полость, при этом щетка размещена между кольцевыми фланцами, а ее свободный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002705103
Дата охранного документа: 05.11.2019
10.11.2019
№219.017.dfaa

Турбокомпрессор

Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к осевым, диагональным и осецентробежным компрессорам газотурбинных установок. Турбокомпрессор содержит корпус с размещенными в нем рабочими и направляющими лопатками, в котором над торцами рабочих лопаток выполнено надроторное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002705502
Дата охранного документа: 07.11.2019
24.01.2020
№220.017.f92c

Устройство отклонения вектора реверсированной тяги турбореактивного двигателя

Изобретение относится к выходным устройствам газотурбинных двигателей авиационного применения, предназначенным для отклонения вектора тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата, используемого в полете совместно с управляющими поверхностями летательного аппарата. Устройство для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002711743
Дата охранного документа: 21.01.2020
+ добавить свой РИД