Система охлаждения газовой турбины турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным сжатием воздуха в малогабаритном вентиляторе

Система охлаждения газовой турбины турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным сжатием воздуха в малогабаритном вентиляторе

Реферат

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям, а конкретно к системе охлаждения турбины высокого давления.

Известно устройство для охлаждения статора турбины двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) [1], содержащее установленную вокруг статора обечайку, образующую с ним кольцевую полость, сообщенную с проточной частью наружного контура при помощи каналов, в которых установлены управляющие клапаны, и подключенную к источнику низкого давления. Источник низкого давления выполнен в виде установленных в наружном контуре по окружности прямоточных конфузорно-диффузорных эжекционных камер, пассивные сопла которых сообщены с кольцевой полостью.

Указанное устройство не может быть использовано для охлаждения элементов турбины газогенератора (турбины высокого давления) ТРДД, так как охлаждающий воздух после контакта с охлаждаемыми деталями, должен сбрасываться в проточную часть турбины.

Известна также система охлаждения элементов турбины высокого давления ТРДД, содержащая полость отбора вторичного потока воздуха из основной камеры сгорания, силовую диафрагму, комплект лопаток соплового аппарата, дефлекторы дисков [2](прототип).

Основным недостатком данной системы является ухудшение удельных параметров ТРДД вследствие значительного отбора воздуха из-за компрессора высокого давления на нужды охлаждения.

Задачей изобретения является улучшение удельных параметров ТРДД.

Задача достигается тем, что в известной системе охлаждения элементов турбины высокого давления ТРДД, содержащей полость отбора вторичного потока воздуха из основной камеры сгорания, силовую диафрагму, комплект лопаток соплового аппарата первой ступени, дефлекторы дисков, входные сечения центральных каналов лопаток соплового аппарата соединены посредством воздушного коллектора с козырьками забора воздуха из наружного контура, а выходные сечения этих каналов - с полостью подвода воздуха к центробежному вентилятору, установленному на валу турбины высокого давления.

На чертеже представлена схема системы охлаждения элементов турбины высокого давления ТРДД.

В состав системы входят: полость - 1 отбора вторичного потока воздуха из основной камеры сгорания, силовая диафрагма, комплект лопаток соплового аппарата - 3, дефлекторы - 4 дисков, полость - 5 подвода воздуха к вентилятору - 6, козырьки - 7 забора воздуха из наружного контура, центральные каналы - 8.

Система работает следующим образом.

Воздух наружного контура поступает через козырьки - 7 в центральные каналы лопаток сопловых аппаратов первой ступени и далее в полость подвода воздуха к вентилятору, образованную силовой диафрагмой и корпусом вентилятора. После предварительного сжатия воздуха в вентиляторе часть его направляется в щель между дефлектором и диском первой ступени турбины высокого давления и далее через сверления в замковой части - вовнутрь рабочих лопаток. Пройдя через охлаждаемую полость каждой рабочей лопатки, воздух сбрасывается в радиальный зазор между концами лопаток и корпусом турбины. Вторая часть воздуха, пройдя через зазоры между крыльчаткой вентилятора и диском первой ступени турбины, поступает на охлаждение сопловых аппаратов второй ступени, а также в щель между дефлектором и диском второй ступени турбины, попутно охлаждая заднюю сторону дисков первой и второй ступеней и их ступицы. После охлаждения передней стороны диска второй ступени воздух через сверления в замковой части поступает во внутренние полости рабочих лопаток и сбрасывается в радиальный зазор между концами лопаток и корпусом турбины. После охлаждения лопаток сопловых аппаратов второй ступени воздух сбрасывается через щели в задней кромке в проточную часть турбины. Для охлаждения входной и выходной кромки лопаток соплового аппарата первой ступени, как и на прототипе, используется вторичный поток воздуха из основной камеры сгорания.

Необходимая глубина охлаждения центральной части лопаток соплового аппарата первой ступени достигается установкой турбулизаторов в центральных каналах, а также увеличением хладоресурса охлаждающего воздуха на 18% (его температура на максимальном режиме снижается от 700 до 390К), а также увеличением скорости движения воздуха в центральных каналах сопловых лопаток.

Расчет высотно-скоростных характеристик двигателя подтверждает эффективность использования предлагаемой системы охлаждения турбины высокого давления. В частности, в стендовых условиях удельная тяга двигателя возрастает на 6%, а удельный расход топлив снижается на 2%. Возможность получения положительного эффекта объясняется снижением расхода охлаждающего воздуха, отбираемого из-за компрессора высокого давления, примерно на 60%, а также снижением затрат мощности для предварительного сжатия воздуха на 17% вследствие снижения давления охлаждающего воздуха до минимально возможного уровня, обеспечивающего его свободное истечение в проточную часть за первой ступенью турбины высокого давления.

Литература

1. Авторское свидетельство СССР №1163679, кл. F01D 11/08, опубл.2005.

2. Авиационные двухконтурные двигатели Д-30 КУ и Д-30 КП. М.: Машиностроение, 1988.

Система охлаждения газовой турбины турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным сжатием воздуха в малогабаритном вентиляторе, содержащая полость отбора вторичного потока воздуха из основной камеры сгорания, силовую диафрагму, комплект лопаток соплового аппарата, дефлекторы дисков, отличающаяся тем, что входные сечения центральных каналов лопаток соплового аппарата соединены посредством воздушного коллектора с козырьками забора воздуха из наружного контура, а выходные сечения этих каналов - с полостью подвода воздуха к центробежному вентилятору, установленному на валу турбины высокого давления.