Модель двигателя смешанного цикла
Bauhaus Luftfahrt
Немецкий проектный институт Bauhaus Luftfahrt, контрольный пакет акций которого принадлежит европейскому авиастроительному концерну Airbus, представил проект гибридной авиационной силовой установки. Согласно сообщению института, новый двигатель внешне похож на турбовентиляторную реактивную авиационную силовую установку, однако внутри имеет существенное от нее отличие — замещенный поршневым двигателем газогенератор. По оценке разработчиков, такое конструктивное решение позволит уменьшить расход топлива самолетом.
Современные турбовентиляторные двигатели состоят из двух частей. Одна из них — внутренний контур, состоящий из газогенератора и сопловой части. В состав газогенератора входят зона компрессоров, камера сгорания и турбина высокого давления. В полете воздух затягивается и немного сжимается вентилятором — самым большим и самым первым винтом по ходу полета. Затем часть этого воздуха поступает в компрессор и сжимается еще сильнее, после чего попадает в камеру сгорания, где смешивается с топливом.
После сгорания горючего газы из камеры сгорания попадают на турбину высокого давления и вращают ее, а та, в свою очередь, приводит в движение компрессор. После турбины высокого давления газы попадают на турбину низкого давления, приводящую вентилятор. После турбин газовый поток попадает в сопло и истекает из него, формируя часть тяги двигателя. Вторая часть двигателя — внешний контур — представляет собой направляющий аппарат, воздуховод и, в некоторых случаях, собственное кольцевое сопло.
Во время полета часть немного сжатого вентилятором воздуха, не попавшая во внутренний контур, попадает в направляющий аппарат, где тормозится. Из-за торможения давление в воздушном потоке повышается. Затем сжатый воздух поступает в воздуховод, а затем — в сопло и формирует остаток тяги. В современных турбовентиляторных двигателях гражданских самолетов основная часть тяги — до 80 процентов — формируется вентилятором.
Разработчики из Bauhaus Luftfahrt предложили заменить газогенератор поршневым двигателем, который будет вращать вентилятор и зону компрессоров. Предполагается, что сжатый воздух из зоны компрессоров будет использоваться для нужд поршневого двигателя, повышая эффективность сгорания топлива в нем и, соответственно, мощность. Разработчики утверждают, что использование поршневого двигателя вместо газогенератора позволит увеличить пропускную способность внешнего контура и снизить массу силовой установки.
По оценке разработчиков, замена газогенератора поршневым двигателем позволит создать гибридный двигатель, который будет потреблять на 50 процентов меньше топлива, чем турбовентиляторные двигатели 2000-х годов разработки. Предполагается, что если проект гибридного двигателя, получивший название CCE (Composite Cycle Engine, двигатель смешанного цикла), получит финансирование и будет успешно завершен, первые новые силовые установки могут поступить в серийное производство в 2050 году.
В октябре прошлого года стало известно французская компания Safran приступила к испытаниям нового турбовинтовентиляторного реактивного двигателя с открытым винтовентилятором, разрабатываемого в рамках проекта Open Rotor. Испытания нового авиадвигателя проекта Open Rotor проводятся Safran на предприятии во французском Истре. Разработка Open Rotor ведется с 2008 года, а сборкой первого прототипа силовой установки Safran занималась с ноября 2015 года.
Прототип новой силовой установки собран на базе газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой M88. Такие силовые установки используются на истребителях Rafale. С вала, раскручиваемого турбиной двигателя, через редуктор будет приводится открытый винтовентилятор с роторами диаметром около 420 сантиметров. Лопатки винтовентилятора могут изменять угол атаки. Частота вращения винтовентилятора составляет около 800 оборотов в минуту. Двигатель с открытым вентилятором, разрабатываемый Safran, сможет развивать тягу в 111 килоньютонов.
Василий Сычёв
nplus1.ru
Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости. Кольцевая полость сообщена на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщена с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины. Между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость. Изобретение направлено на повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. 2 ил.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может найти применение при разработке высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.
Для охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных газогенераторов используются два принципиальных вида отборов охлаждающего воздуха: отбор от промежуточной ступени компрессора; отбор из вторичной зоны камеры сгорания (за компрессором).
Выбор места отбора определяется потребной напорностью (перепадом давления в тракте охлаждения) рабочей лопатки и располагаемым хладоресурсом (разностью температур газа и охладителя).
Отбор воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания позволяет реализовать высоконапорные схемы охлаждения, в том числе и конвективно-пленочные, но обладает сниженным хладоресурсом из-за высокой температуры воздуха. Этот недостаток может быть устранен размещением в трассе подвода воздуха к рабочей лопатке теплообменника, обдуваемого потоком воздуха II контура, что реализовано в газогенераторе турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой АЛ-31Ф (Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф / Учебное пособие, под редакцией А.П.Назарова, издание ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1987 г., стр. 128-130). Это, в свою очередь, приводит к частичной потере напорности охладителя, а также к загромождению II контура и дополнительному весу. Дополнительным недостатком такого отбора является снижение экономичности газогенератора из-за энергетических затрат на сжатие воздуха.
Отбор воздуха от промежуточной ступени компрессора реализован в турбореактивном двухконтурном двигателе НК-56 (Учебное издание: Системы отбора воздуха из компрессора и транспортирование к потребителю: методические указания / составитель Н.Н. Старцев. - Самара: Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета, 2011 г., стр. 45-46), в котором между трактовым кольцом пятой ступени компрессора высокого давления и диском пятой ступени организована кольцевая щель, через которую отбирается воздух внутрь ротора и подается через вал турбины на охлаждение рабочей лопатки турбины среднего давления, так как его напорности недостаточно для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления.
Наиболее близким к заявленному является турбореактивный двухконтурный двигатель РД-33 (А.С. Виноградов, конструкция ТРДД РД-33, Электронное учебное пособие, Министерство образования и науки РФ. Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета им.С.П. Королева, Самара, 2013), в котором охлаждающий воздух отбирается от пятой ступени компрессора высокого давления внутрь ротора и далее транспортируется внутри вала, попадая через отверстия во фланце диска турбины высокого давления в кольцевой зазор между дисками покрывным и основным, откуда после поджатия, благодаря наличию радиальных ребер на покрывном диске, поступает к охлаждаемым рабочим лопаткам.
Недостатком прототипа является ограниченная напорность, препятствующая применению перспективных схем охлаждения рабочих лопаток и вместе с этим форсированию газогенератора, а также ограниченный ресурс диска покрывного из-за наличия радиальных ребер.
Задачей настоящего изобретения является повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер.
Поставленная задача решается тем, что в газогенераторе газотурбинного двигателя, включающего в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток на выходе, а на входе через отверстия во фланце диска основного, сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, согласно изобретению между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость рабочего колеса.
Выполнение на входе в междисковую кольцевую полость радиального кольцевого зазора между диском покрывным и фланцем диска основного позволяет разместить в нем аппарат спутной закрутки и осуществить выпуск закрученного высокоэнергетического потока воздуха, отобранного из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, непосредственно в междисковую кольцевую полость, при смешении которого с воздухом, отобранным от промежуточной ступени компрессора, повышается напорность воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора.
По сути, высокоэнергетический закрученный поток воздуха, вышедший из аппарата спутной закрутки, эжектирует поток воздуха, отбираемый от промежуточной ступени компрессора, и обеспечивает их интенсивное смешение.
Степень эжекции и напорность смеси зависит от соотношения расходов высокоэнергетического и низконапорного потоков воздуха.
Варьируя этими величинами для каждого конкретного газогенератора, возможно подобрать их оптимальное соотношение, удовлетворяющее необходимой напорности и температуре смеси.
Проведенное вычислительное моделирование при различных соотношениях в смеси расходов воздуха как отбираемого от промежуточной ступени, так и высокоэнергетического воздуха, отбираемого из вторичной зоны камеры сгорания, показало повышение напорности смеси по сравнению с прототипом даже при исключении подкачивающих ребер на диске покрывном.
Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, заключается в повышении эффективности охлаждения рабочих лопаток и ресурса диска покрывного, с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. Это, в свою очередь, приводит к меньшей подгрузке диска основного, несущего диск покрывной, что повышает ресурс, и диска основного.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 приведена принципиальная схема газогенератора с отбором охлаждающего воздуха от промежуточной ступени компрессора, а на фиг. 2 приведен увеличенный фрагмент фиг. 1.
Газогенератор включает в себя осевой компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками 4 и диском основным 5 с выполненными на его фланце 6 отверстиями 7 и несущим на себе диск покрывной 8 с образованием между ними кольцевой полости 9, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток 4, а на входе через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 сообщенной с подходящей по давлению проточной частью промежуточной ступени 10 компрессора через внутреннюю полость вала 11, соединяющего роторы компрессора 1 и турбины, при этом между диском покрывным 8 и фланцем 6 диска основного 9 выполнен радиальный кольцевой зазор 12, в котором размещен аппарат спутной закрутки 13, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха 3 камеры сгорания 2, а на выходе с полостью радиального кольцевого зазора 12, сообщенной на выходе с междисковой полостью 9.
В работе воздух, отобранный от промежуточной ступени 10 компрессора 1, двигаясь по стрелке А внутрь ротора компрессора, охлаждает ступицы дисков последних ступеней компрессора и вал 11, соединяющий роторы компрессора и турбины. Проходя через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 турбины высокого давления, охлаждающий воздух частично закручивается по вращению. При выходе из отверстий в радиальный кольцевой зазор 12 охлаждающий воздух дополнительно закручивается спутным высокоперепадным потоком воздуха, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания и подводимым к аппарату спутной закрутки. Последующее движение воздуха осуществляется в радиальном направлении к рабочим лопаткам 4 из междисковой кольцевой полости 9.
Газогенератор газотурбинного двигателя, включающий в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, отличающийся тем, что между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный со вторичной зоной камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость.
www.findpatent.ru
ГАЗОГЕНЕРАТОР, содержащий двухконтурный газотурбинный двигатель с передним расположением вентилятора и перепускной трубопровод с регулирующим органом , подсоединенным к выходу наружного контура и входу двигателя, отличающийся тем, что, с целью повышения экономичности и КПД, трубопровод подсоединен к входу двигателя в зоне внутреннего контура. О5 со СП
СОЮЗ СОВЕТСКИХ
СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ
РЕСПУБЛИК з 511 F 02 К 3/06
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР
ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙ
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Н А BTOPCHOMV СВИДЕТЕЛЬСТВУ
Ь> (21) 3507381/25-06 (22) 27.10.82 (46) 07.08.84. Бол. № 29 (72) 3. Г. Шайхутдинов, Ш. М. Магафуров, Ю. Г. Арьков, Ф. С. Баширов и С. Х. Аксельрод (71) Уфимский ордена Ленина авиационный институт им. Орджоникидзе (53) 621.438 (088.8) (56) 1. Абианц В. Х. Теория авиационных газовых турбин. М., «Машиностроение», 1979, с. 7 — 8.
2. Авторское свидетельство СССР № 249002, кл. G 01 М 15/00, 1968.
„„Я0„„1106915 A (54) (57) ГАЗОГЕНЕРАТОР, содержащий двухконтурный газотурбинный двигатель с передним расположением вентилятора и перепускной трубопровод с регулирующим органом, подсоединенным к выходу наружного контура и входу двигателя, отличающийся тем, что, с целью повышения экономичности и КПД, трубопровод подсоединен к входу двигателя в зоне внутреннего контура.
11
Изобретение относится к энергомашиностроению, в частности к применению отработавших авиационных двигателей в наземных условиях.
Известен газогенератор, содержащий авиационный газотурбинный двигатель (1).
Известен также газогенератор, содержащий двухконтурный газотурбинный двигатель с передним расположением вентилятора и перепускной трубопровод с регулирующим органом, подсоединенный к выходу наружного контура и входу двигателя (2).
Недостатками известных газогенераторов являются малая их мощность и низкий
КПД.
Цель изобретения — повышение экономичности и КПД.
Указанная цель достигается тем, что в газогенераторе, содержащем двухконтурный газотурбинный двигатель с передним расположением вентилятора и перепускной трубопровод с регулирующим органом, подсоединенным к выходу наружного контура и входу двигателя, трубопровод подсоединен к входу двигателя в зоне внутреннего контура.
На чертеже изображен газогенератор.
Газогенератор содержит двухконтурный газотурбинный двигатель с передним расположением вентилятора 2 и перепускной трубопровод 3 с регулирующим органом 4, подсоединенным к выходу 5 наружного контура 6 и входу 7 двигателя в зоне внутреннего контура 8.
Газогенератор работает следующим образом.
1О
При запуске газогенератора воздух поступает на вход 7 двигателя, сжимается вентилятором 2 и из наружного контура поступает по перепускному трубопроводу 3 на вход 7 уже в зоне внутреннего контура 8, что приводит к наддуву газогенератора, увеличению напора воздуха, его плотности. Количество перепускаемого воздуха, поступающего во внутренний контур 8, регулируется регулирующим органом 4.
Такое выполнение газогенератора позволит повысить его экономичность и КПД, так как за счет увеличения напора воздуха двигатель выходит на оптимальный режим работы, соответствующий полетному.
Редактор Н. Лазаренко
За к аз 5242/24
Составитель И. Василенко
Техред И. Всрес Корректор В. Синицкая
Тираж 524 Подписное
ВНИИПИ Государственного комитета. СССР по делам изобретений и открытий
113035, Москва, Ж вЂ” 35, Раушская наб., д. 4/5
Филиал ППП
www.findpatent.ru
На Пермском моторном заводе, входящем в ОДК, произошло важное для всей двигателестроительной отрасли событие: впервые газогенератор – «сердце» перспективного двигателя – был полностью собран на серийном заводе. Планируется, что в ближайшее время двигатель ПД-14 будет от начала и до конца собран на ПМЗ.
Детали и комплектующие для перспективного двигателя создаются на нескольких предприятиях, среди которых ПМЗ, «Авиадвигатель», «СТАР» (Пермь), Уфимское моторостроительное производственное объединение (УМПО), НПО «Сатурн» (Рыбинск), ФГУП НПЦГ «Салют» (Москва), «Металлист-Самара» и другие. Так, для газогенератора разделительный корпус из титанового сплава и ротор компрессора высокого давления прибыли из УМПО, центральный привод – из НПЦГ «Салют».
В сборочных цехах Пермского моторного завода были изготовлены статорная часть компрессора высокого давления, камера сгорания и турбина высокого давления. Двигатель ПД-14 собирают самые квалифицированные специалисты - слесари-сборщики 5-6 разряда с многолетним стажем работы. Все они прошли обучение и специальную аттестацию.
После того как газогенератор собрали и отбалансировали, он был отправлен на предприятие «Авиадвигатель» для дальнейших инженерных испытаний. Уже следующий ПД-14 будет от начала и до конца собран на ПМЗ. Всего будет изготовлено не менее 18 двигателей опытной партии. Они будут использованы для сертификации ПД-14 и укомплектованного им воздушного судна.
Двигатель ПД-14 – отечественный турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель нового поколения, разработанный для ближне-, среднемагистральных самолетов. Основная особенность ПД-14 – применение унифицированного компактного газогенератора, позволяющего создать целое семейство авиационных двигателей и промышленных ГТУ.
Пермский моторный завод за последние 45 лет освоил серийное производство нескольких двигателей и их модификаций, основные из них – это Д30-Ф6 и ПС-90.
Заместитель технического директора ПМЗ Владимир Юрков рассказал: «Когда запускали в серийное производство Д30-Ф6, на опытном заводе в «Авиадвигателе» было собрано 49 двигателей, и только 50-й по счету был полностью скомплектован у нас. ПС-90 начали собирать на заводе с номера 13, а ПД-14 начнем с номера 7».
Пермский моторный завод – серийный производитель авиадвигателей, промышленных газотурбинных установок для электростанций и транспортировки газа. ПМЗ входит в состав Объединенной двигателестроительной корпорации.
rus.vrw.ru
На Пермском моторном заводесобран газогенератор для двигателя нового поколенияНа Пермском моторном заводе, входящем в ОДК, произошло важное для всей двигателестроительной отрасли событие: впервые газогенератор – «сердце» перспективного двигателя – был полностью собран на серийном заводе. Планируется, что в ближайшее время двигатель ПД-14 будет от начала и до конца собран на ПМЗ.
Детали и комплектующие для перспективного двигателя создаются на нескольких предприятиях, среди которых ПМЗ, «Авиадвигатель», «СТАР» (Пермь), Уфимское моторостроительное производственное объединение (УМПО), НПО «Сатурн» (Рыбинск), ФГУП НПЦГ «Салют» (Москва), «Металлист-Самара» и другие. Так, для газогенератора разделительный корпус из титанового сплава и ротор компрессора высокого давления прибыли из УМПО, центральный привод – из НПЦГ «Салют».
В сборочных цехах Пермского моторного завода были изготовлены статорная часть компрессора высокого давления, камера сгорания и турбина высокого давления. Двигатель ПД-14 собирают самые квалифицированные специалисты – слесари-сборщики 5-6 разряда с многолетним стажем работы. Все они прошли обучение и специальную аттестацию.
После того как газогенератор собрали и отбалансировали, он был отправлен на предприятие «Авиадвигатель» для дальнейших инженерных испытаний. Уже следующий ПД-14 будет от начала и до конца собран на ПМЗ. Всего будет изготовлено не менее 18 двигателей опытной партии. Они будут использованы для сертификации ПД-14 и укомплектованного им воздушного судна.
Двигатель ПД-14 – отечественный турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель нового поколения, разработанный для ближне-, среднемагистральных самолетов. Основная особенность ПД-14 – применение унифицированного компактного газогенератора, позволяющего создать целое семейство авиационных двигателей и промышленных ГТУ.
Пермский моторный завод за последние 45 лет освоил серийное производство нескольких двигателей и их модификаций, основные из них – это Д30-Ф6 и ПС-90.
Заместитель технического директора ПМЗ Владимир Юрков рассказал: «Когда запускали в серийное производство Д30-Ф6, на опытном заводе в «Авиадвигателе» было собрано 49 двигателей, и только 50-й по счету был полностью скомплектован у нас. ПС-90 начали собирать на заводе с номера 13, а ПД-14 начнем с номера 7».
Пермский моторный завод – серийный производитель авиадвигателей, промышленных газотурбинных установок для электростанций и транспортировки газа. ПМЗ входит в состав Объединенной двигателестроительной корпорации.
http://rostec.ruxn--80aaxridipd.xn--p1ai
Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления. Корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора. Полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе. Зона вторичного воздуха камеры сгорания ограничена снизу корпусом силовым задним и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец. Турбина высокого давления включает сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток. Диск покрывной не имеет отверстий и подкачивающих лопаток на своем полотне и прикреплен к ободной части основного диска с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток, а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор. Вход в радиальный кольцевой зазор сообщен с полостью осевого кольцевого зазора кольцевым каналом, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной крыльчатки, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки, и нижним фланцем корпуса внутреннего, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки. Сопла аппарата спутной тангенциальной закрутки расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал. Осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего и диском покрывным уплотнен. Изобретение позволяет повысить ресурс крыльчатки за счет снижения температуры ее тыльной стороны и циклическую долговечность диска покрывного турбины за счет исключения отверстий и подкачивающих лопаток на его полотне. 2 ил.
Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности, к устройству газогенератора газотурбинного двигателя, обеспечивающему охлаждение отдельных ее частей, например рабочих лопаток турбины, и может быть использовано в транспортном и энергетическом машиностроении.
В качестве прототипа выбран газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе центробежную ступень компрессора (Турбовинтовой двигатель ТВ7-117С. Руководство по технической эксплуатации 065.00.0300 РЭ, книга 2, раздел 072.51.00. - М.: ОАО «Авиаиздат», 2001), включающую в себя центробежное колесо-крыльчатку и диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора.
ПРИМЕЧАНИЕ: Для компактности описания конструкции тел вращения, упоминаемых далее по тексту, обозначим их элементы, расположенные на минимальном радиусе, как находящиеся в нижней части тела, а элементы, расположенные на максимальном радиусе - как в верхней части тела. Указанное упрощение допустимо, поскольку все упоминаемые далее в тексте тела вращения соосны ротору газогенератора газотурбинного двигателя, а конструкция на фиг. 1 представлена в меридиональном (продольном) сечении.
Диффузор-выпрямитель имеет в нижней своей части кольцевой фланец. Прототип включает в себя корпус силовой задний, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой с фланцами на концах, верхним, скрепленным с фланцем диффузора, и нижним, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней и нижней, съемной, причем корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора, при этом и полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены в общую полость на выходе, камеру сгорания, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу входящей в состав заднего силового корпуса конической оболочкой, нижний фланец которой скреплен с нижним фланцем корпуса внутреннего, имеющего на верхнем краю кольцевой фланец, при этом корпус внутренний скреплен с аппаратом спутной закрутки, сообщенным с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и имеющим осевой выход из сопел, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток и загерметизированную от утечек воздуха проволочными кольцами в местах посадки диска покрывного в основной. При этом диск покрывной снабжен лопатками и в нем на радиусе расположения сопел аппарата спутной закрутки выполнены отверстия, сообщающие полость, наддуваемую воздухом, прошедшим через сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания аппарат спутной закрутки на входе, с кольцевой полостью между дисками на выходе.
Реализованные конструкцией прототипа схемы охлаждения крыльчатки и рабочих лопаток турбины обладают следующими особенностями течения охлаждающего воздуха и недостатками.
Воздух из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором поступает во внутреннюю полость корпуса силового заднего, движется по кольцу от периферии к центру, проходит снаружи съемного обтекателя, после чего, подпитавшись утечкой из полости, наддуваемой аппаратом спутной закрутки, возвращается к месту отбора (из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором) через полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем заднего силового корпуса.
Описанная выше (закольцованная) схема течения воздуха, отбираемого из кольцевой полости радиального зазора между крыльчаткой и диффузором, приводит к дополнительному подогреву воздуха за счет нежелательной рекупирации тепла, генерируемого работой сил вязкого трения на большой площади поверхностей. Этому же способствует подогретый при протекании через лабиринтное уплотнение воздух, утекающий из полости, наддуваемой аппаратом спутной закрутки, что в конечном итоге подогревает крыльчатку, снижая ее ресурс.
Независимо от вышеописанной схемы в прототипе функционирует также схема подвода воздуха для охлаждения рабочих лопаток турбины, предусматривающая отбор воздуха из вторичной зоны камеры сгорания и транспортировку его к рабочим лопаткам через аппарат спутной закрутки и далее через отверстия в диске покрывном в кольцевую полость между дисками основным и покрывным. Переброска охлаждающего воздуха от аппарата спутной закрутки через осевой зазор к покрывающему диску с последующим втеканием его через отверстия в кольцевую полость между дисками приводит к потерям давления и, следовательно, уменьшению напорности потока воздуха, что ограничивает возможности реализации перспективных схем охлаждения рабочих лопаток. Кроме того, отверстия в диске покрывном, являющиеся концентраторами напряжений, снижают его ресурс. Наличие на полотне диска покрывного подкачивающих лопаток, обеспечивающих необходимую напорность воздуха, также дополнительно нагружает его, снижая запасы прочности и увеличивая массу.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков путем создания объединенной схемы охлаждения крыльчатки и рабочих лопаток турбины.
Поставленная задача решается тем, что в газогенераторе высокотемпературного двигателя, содержащем центробежное колесо-крыльчатку и диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой с фланцами на концах, верхним, скрепленным с фланцем диффузора, и нижним, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней и нижней, из которых, по крайней мере нижняя, является съемной, причем корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора, при этом и полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе, камеру сгорания, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу корпусом силовым задним, и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток, согласно изобретению не имеющий отверстий и подкачивающих лопаток на полотне диск покрывной прикреплен к ободной части основного диска с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток, а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор, вход в который сообщен с полостью осевого кольцевого зазора кольцевым каналом, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной крыльчатки, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки, и нижним фланцем корпуса внутреннего, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки, сопла которого расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал, а осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего и диском покрывным уплотнен.
Сущность изобретения поясняется описанием и иллюстрируется чертежами на фиг. 1 и фиг. 2.
На фиг. 1 представлен фрагмент газогенератора высокотемпературного газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе центробежную ступень компрессора, включающую в себя центробежное колесо-крыльчатку 1 и диффузор-выпрямитель 2, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора 3 и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец 4, корпус силовой задний 5, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой 6 с фланцами на концах, скрепленными с фланцем 4 диффузора 2 и с нижним фланцем корпуса внутреннего 7, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней 8 и нижней 9, из которых, по крайней мере нижняя, является съемной, причем корпус силовой задний 5 установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной 10 крыльчатки 1 и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора 11, при этом и полость осевого кольцевого зазора 11 и внутренняя полость 12 корпуса силового заднего 5 сообщены с полостью 3 радиального кольцевого зазора между крыльчаткой 1 и диффузором-выпрямителем 2, камеру сгорания 13, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу корпусом силовым задним 5, нижний фланец конической оболочки 6 которого скреплен с корпусом внутренним 7, имеющим кольцевой фланец, а в стыке между ними размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки 15, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха 14 камеры сгорания 13, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат 16, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего 7, и рабочее колесо, содержащее рабочие лопатки 17, установленные в основном диске 18, к ободной части которого прикреплен не имеющий отверстий и подкачивающих лопаток на полотне диск покрывной 19 с образованием между ними кольцевой полости 20, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток 17, а на входе формирующие между собой радиальный кольцевой зазор 21, вход в который сообщен с полостью осевого кольцевого зазора 11 кольцевым каналом 22, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной 10 крыльчатки 1, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки 6 корпуса силового заднего 5, и фланцем корпуса внутреннего 7, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки 15, сопла которого расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом 22 на выходе.
На фиг. 2 - узел А фиг. 1.
В работе предлагаемые конструктивные изменения приводят к образованию объединенной трассы подвода воздуха к внутренним полостям рабочих лопаток, в которой, в отличие от прототипа, воздух утечки из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором, используемый для охлаждения тыльной стороны крыльчатки, изменяет направление течения на противоположное, а именно - от периферии к центру.
Таким образом, реализуется центростремительное течение, особенностью которого является снижение температуры охлаждающего воздуха, особенно в нижней части тыльной стороны крыльчатки, наиболее чувствительной к нагреву с точки зрения прочности ввиду большей нагруженности нижних слоев крыльчатки по сравнению с полотном, что повышает запасы прочности крыльчатки и увеличивает ее ресурс. Вышеописанные выводы подтверждаются результатами расчетов, которые показали снижение температуры крыльчатки на радиусе расположения точки В (см. фиг. 1) в режиме «Взлетный» на 83°С по сравнению с таковой у прототипа.
Далее по ходу течения воздуха утечки из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором к рабочим лопаткам для повышения его напорности, через аппарат спутной тангенциальной закрутки, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха камеры сгорания, вводится высокоэнергетический поток закрученного воздуха, который интенсивно смешивается с закрученным крыльчаткой воздухом утечки, втекает в междисковую полость рабочего колеса турбины через кольцевой зазор между дисками основным и покрывным, при этом как показали расчеты, напорность потока воздуха, входящего во внутренние полости рабочих лопаток, даже при отсутствии на полотне диска покрывного подкачивающих лопаток, оказалась достаточной для обеспечения требуемого теплового состояния рабочих лопаток.
Подтвержденная расчетами возможность отказа от подкачивающих лопаток на полотне диска покрывного в сочетании с отсутствием в его полотне отверстий, являющихся концентраторами напряжений, также приведет к повышению циклической долговечности и ресурса диска покрывного.
Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя, содержащий центробежное колесо-крыльчатку и диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой с фланцами на концах, верхним, скрепленным с фланцем диффузора, и нижним, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней и нижней, из которых, по крайней мере нижняя, является съемной, причем корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора, при этом и полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем, и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе, камеру сгорания, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу корпусом силовым задним, и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток, отличающийся тем, что не имеющий отверстий и подкачивающих лопаток на полотне диск покрывной (19) прикреплен к ободной части основного диска (18) с образованием между ними кольцевой полости (20), сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток (17), а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор (21), вход в который сообщен с полостью осевого кольцевого зазора (11) кольцевым каналом (22), внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной (10) крыльчатки (1), а наружная - обтекателем (9), примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки (6), и нижним фланцем корпуса внутреннего (7), в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки (15), сопла которого расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом (22) на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал (22), а осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего (7) и диском покрывным уплотнен.
www.findpatent.ru
Премия «Авиастроитель года» Г. Москва Краткое описание работы «Создание технологии изготовления блисков газотурбинного авиационного двигателя с применением линейной сварки трением разнородных титановых
Постановление 218 «О мерах государственной поддержки развития кооперации российских высших учебных заведений и организаций, реализующих комплексные проекты по созданию высокотехнологичного производства»
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Московский Государственный Технический Университет «МАМИ» Кафедра «Транспортные ГТД» А.В. Костюков Утверждено Методической комиссией Факультета ЭмиП Конструкция
1 В настоящее время в цехах нашего объединения используются более 500 станков с ЧПУ и обрабатывающих центров различного вида для обработки всех типов деталей современного авиационного двигателя. 1) участки
Тема 3. Проекты опытно-конструкторских работ Компетенция: «способность разрабатывать рабочую проектную и техническую документацию, оформлять законченные проектно-конструкторские работы с проверкой соответствия
16 УДК 629.7 А.И. Долматов, д-р техн. наук, Я.С. Карпов, д-р техн. наук, И.М. Тараненко, канд. техн. наук ОБ ОДНОМ НАПРАВЛЕНИИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ПРИМЕНЕНИЯ КЕРАМИКИ В АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
ВИАМ/2006-204686 Жаропрочные титановые сплавы В.Г. Анташев Н.А. Ночовная Т.В. Павлова В.И. Иванов Октябрь 2006 Всероссийский институт авиационных материалов (ФГУП «ВИАМ» ГНЦ) крупнейшее российское государственное
ГРУППА КОМПАНИЙ EUROTECHPROM АВИАТЕХ Группа компаний Eurotechprom АВИАТЕХ Инновационные проекты Точная механическая обработка Роботизация сварочных процессов Обслуживание станков Центр Автоматизации и
Сталь конструкционная легированная Характеристика материала 40Х 40Х Заменитель 45Х, 38ХА, 40ХН, 40ХС, 40ХФ, 40ХР Сталь конструкционная легированная оси, валы, вал-шестерни, плунжеры, штоки, коленчатые
ВК-1500ВК производстве двигателей АИ-25ТЛ/ТЛК, успешно эксплуатирующихся на чешских самолетах L-39 и китайских K-8J. ОАО «Мотор Сич» выпустило более пяти тысяч АИ-25ТЛ, общий налет которых превышает 6,5
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 2362887 (13) C1 (51) МПК F01D11/08 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ Статус:
ВИАМ/1972-196097 Жаропрочный титановый сплав ВТ25 О.П. Солонина В.П. Кураева Ж.Д. Тхоревская Апрель 1972 Всероссийский институт авиационных материалов (ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ) крупнейшее российское государственное
ВИАМ/1991-200868 Новый литейный сплав ВКНА-1В В.П. Бунтушкин Е.Н. Каблов О.А. Базылева Июнь 1991 Всероссийский институт авиационных материалов (ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ) крупнейшее российское государственное
Чертеж тв3-117 >>> Чертеж тв3-117 Чертеж тв3-117 Первичный поток воздуха поступает в полость камеры чертеж тв3-117, куда непрерывно впрыскивается чертеж тв3-117 распыленное топливо, котороеполнлстью сгорая
Чертеж тв3-117 >>> Чертеж тв3-117 Чертеж тв3-117 Первичный поток воздуха поступает в полость камеры чертеж тв3-117, куда непрерывно впрыскивается чертеж тв3-117 распыленное топливо, котороеполнлстью сгорая
ПЕРМСКИЕ МОТОРЫ СОВРЕМЕННОЙ АВИАЦИИ ПЕРМСКИЙ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС ПЕРМСКИЙ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС География полетов самолетов с пермскими двигателями Пермский моторостроительный комплекс один
Начало Историческая справка ОАО «Климов» ОАО «Климов» старейшее российское предприятие авиастроительной отрасли с мировой известностью. Предприятие ведет свою историю с 20 октября 1914 года, когда указом
г. Уфа 2014 г. Изготовление высокопроизводительных надежных универсальных и специализированных электроэрозионных станков. Реновация и модернизация электроэрозионных станков 1980-2000 гг. выпуска (эксплуатируемые
Аннотация проекта (ПНИЭР), выполняемого в рамках ФЦП «Исследования и разработки по приоритетным направлениям развития научно-технологического комплекса России на 2014 2020 годы» Номер Соглашения о предоставлении
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ВЫПОЛНЕННОЙ РАБОТЫ Модернизация расходомера топлива суммирующего самолетов Ту-95 и Ту-142 проводилась в рамках ОКР «Модернизация расходомера топлива суммирующего, шифр серия 1». Цель модернизации:
1 КОНКУРС «Авиастроитель года -2013» Номинация: «За успешное исполнение государственного оборонного заказа» Кубинка 2014г. 2 ПЕРВЫЕ ШАГИ ЗАВОДА 3 1944г. Цех ремонта самолетов 321-й авиаремонтной базы Цех
docplayer.ru
