Газотурбинная установка
Иллюстрации
Реферат
О П И С А Н И Е ()527087
ИЗОБРЕТЕНИЯ
Союз Советских
Социалистических
Республик
g АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (61) Дополнительное к авт. свид-ву (22) Заявлено 03.06.74 (21) 2028982/06 с присоединением заявки № (23) Приоритет (43) Опубликовано25.01 77 Бюллетень № 3 (45) Дата опубликования описания 27.04.77 (51) М. Кл.е
F 02 С 7/14
F 02 К 11/02
Государственный комитет
Совета Министров СССР по делам изаоретений и открытий (53) УДК 621.438 (088. 8) (72) Авторы изобретения
О. Н. Емин и А. В. Гаврилов
Московский ордена Ленина авиационный институт имени Серго Орджоникидзе (71) Заявитель (54) ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА
Изобретение относится к области газотурбостроения, преимущественно к газотурбинным установкам для летательных аппаратов с отбором воздуха на охлаждение турбины. 5
Известны газотурбинные установки для летательных аппаратов, содержащие газотурбинный двигатель и дополнительный туроокомпрессор с воздушной турбиной, компрессор которого соединен на входе с трактом промежуточной ступени компрессора двигателя и на выходе — через теплообменник— с системой охлаждения первой ступени турбины двигателя, а воздушная турбина подключена к полости перед камерой сгорания и к системе охлаждения последующей ступени (11 °
Недостатком таких установок является относительно низкая эффективность охлаждения отбираемого воздуха в теплообменнике.
Этот недостаток частично устранен в известной газотурбинной установке, содержащей газотурбинный двигатель и турбохолодильную машину, выполненную в виде размещенного вне проточной части последнего автономного агрегата с последовательно расположенными турбиной, теплообменником, подключенным к магистрали отбора охлаждающего воздуха, и компрессором (2).
Однако в этой установке турбохолодильная машина неработоспособна на земле и на малых скоростях полета и обладает относительно низкими тягово-экономическими показателями.
Белью изобретения является повышение надежности установки с одновременным расширением диапазона ее рабочих режимов.
Эта цель достигается тем, что в газотурбинной установке, преимущественно для летательного аппарата, машина выполнена с дополнительной турбиной, вход которой соединен с магистралью за теплообменником, а выход — с каналами охлаждения последних ступеней турбины двигателя.
На чертеже схематично изображен продольный разрез газотурбинной установки.
Установка содержит газотурбинный двигатель, состоящий из компрессора 1, камеры сгорания 2, турбины 3 и реактивного сопла
4, а также размещенную вне проточной час527087 ти двигателя турбохолодильную машину, выполненную в виде последовательно установленных воздушной турбины 5, теплообменника 6, подключенного на входе к магистрали 7 отбора охлаждающего воздуха, а на выходе — к системе охлаждения первой ступени турбины 3, компрессора 8 и дополнительной турбины 9, вход которой соединен с магистралью 7 за теплообменником
6, а выход — с каналами охлаждения послед o них ступеней турбины 3. Для увеличения реактивной тяги турбохэлодильнэй машины в расположенном за дополнительной турбиной 9 выхлопном сопле 10 установлена камера сгорания 1 1, а сама машина может быть выпол- нена двухроторной, что позволит обеспечить выбор параметров лопаточных решеток последней в области их оптимальных значений.
Установка работает следующим образом.
Воздух, засасываемый в тракт двигателя компрессором 1, поступает в камеру сгорания 2 и, расширившись в турбине 3, ускоряется в реактивном сопле 4, создавая реактивную тягу. Некоторое количество сжатогэ воздуха, отбираемого из-за компрессора
1, через магистраль 7 поступает на вход теплэобменника 6, на выходе из кэторэгэ делится на две части: одна часть охлаждает элементы первой ступени турбины 3, другая— расширяется на дополнительной турбине 9, дополнительно охлаждаясь при этом, и подается в полость низкого давления системы охлаждения последних ступеней турбины 3.
Мощность, передаваемая от дополнительной турбины 9 ротору турбэхэлэдильной машины, позволяет реализовать холодильный цикл в последней независимо от скорости полета летательного аппарата.
Воздух, засасываемый в тракт турбэхолэдильной машины компрессором 8 и поступающий в него за счет скоростного напора (при скорости полета, отличной от нуля), расширяется на воздушной турбине 5 с одновременным охлаждением и, пройдя охлаждающий тракт теплообменника 6, сжимается в компрессоре 8, приводимом во вращение воздушной 5 и дополнительной турбиной 9, после чего, нагревшись в камере сгорания 11, расширяется в выхлопном сопле 10, создавая дополнительную тягу.
Ф эрмула изобретения
Газотурбинная установка, преимущественно для летательного аппарата, содержащая газотурбинный двигатель и турбохолодильную машину, выполненную в виде размещенного вне проточной части последнегэ автономного агрегата с последовательно расположенными турбиной, Iåïëîoáìåííèêoì, подключенным к магистрали отбора охлаждающего воздуха, и компрессором, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности и расширения диапазона рабочих режимов, машина выполнена с дополнительной турбиной, вход которой соединен с магистралью за теплэобменником, а выход — с каналами охлаждения последних ступеней турбины двигателя.
Источники информации, пэинятые во вннмание при экспертизе:
1. Авторское свидетельство СССР
34 45.1377, кл. F 02 К 11/00, 1974.
2. Лвторское свидетельство СССР
М 452668, кл. F 02 С 7/14, 1974 (прототип) .
527087
Составитель О. Масталыгин
Редактор Н. Коляда Техред Н. Бабурка Корректор A. Гриценко
Заказ 1044/77 Тираж 690 Подписное
ЦНИИПИ Государственного комитета Совета Министров СССР по делам изобретений и открытий
113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5
Филиал ППП " Патент", г. Ужгород, ул. Проектная, 4