Охлаждение масляного контура турбинного двигателя
TURBINE ENGINE OIL CIRCUIT COOLING

Данное изобретение относится к турбинному двигателю, такому как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель летательного аппарата, содержащему по меньшей мере один масляный контур и средства для охлаждения масла в указанном контуре.
Известный турбинный двигатель содержит масляный контур для смазки и охлаждения систем, в частности таких как антифрикционные подшипники или элементы зубчатых передач, а также содержит топливный контур, питающий форсунки, установленные в камере сгорания.
Известны соединения масляного и топливного контуров с помощью теплообменников для исключения чрезмерного нагревания смазочного масла, при этом масло охлаждается вследствие обмена теплом с топливом.
Для этого используются топливно-масляные теплообменники, расположенные в масляном и топливном контурах ниже или выше по потоку от одного или более масляно-воздушных теплообменников, установленных в масляном контуре. Поток воздуха, поступающий снаружи или изнутри турбинного двигателя, проходит через масляно-воздушный теплообменник или обтекает его.
Масляно-воздушный теплообменник необходим для охлаждения масла тогда, когда в определенные моменты работы турбинного двигателя топливно-масляный теплообменник не обеспечивает достаточного охлаждения масла.
Из уровня техники также известны другие решения, в частности такие как использование термостатических клапанов в обходной линии на входе масляно-воздушного теплообменника или даже использование увлажнителей подаваемого воздуха.
В заявках на патент FR 2951228, FR 1061138 и FR 1157953, поданных заявителем, описаны конфигурации масляных и топливных контуров в турбинном двигателе.
Масляно-воздушный теплообменник представляет собой, например, теплообменник с поверхностным охлаждением, другими словами, он содержит масляные линии, обтекаемые потоком холодного воздуха, поступающего из обходного воздушного потока турбинного двигателя, называемого вторичным воздушным потоком. Такой теплообменник, например, заглублен в стенку обводного трубопровода, непосредственно ниже по потоку от воздухонагнетателя.
Масляно-воздушный теплообменник также может представлять собой пластинчатый теплообменник, через который проходит поток воздуха, забираемый из вторичного воздушного потока и повторно вводимый в него на выходе.
Существующие теплообменники имеют относительно низкую эффективность, что вынуждает использовать относительно объемные теплообменники. Однако, поскольку они расположены во вторичных воздушных потоках, они создают аэродинамические разрывы, которые увеличиваются с увеличением размеров теплообменников, что отрицательно влияет на общую эффективность турбинного двигателя.
Для устранения этого недостатка в заявке на патент FR 2993610, поданной от имени заявителя, предложен турбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель летательного аппарата, содержащий по меньшей мере один масляный контур и средства для охлаждения масла в указанном контуре, содержащие контур хладагента, в котором выполнены первый теплообменник, обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и воздухом и образующий конденсатор, второй теплообменник, обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и маслом в масляном контуре и образующий испаритель, редуктор давления, установленный ниже по потоку от первого теплообменника и выше по потоку от второго теплообменника в направлении потока хладагента, и компрессор, установленный ниже по потоку от второго теплообменника и выше по потоку от первого теплообменника.
Таким образом, масляный контур охлаждается не с помощью простого воздушно-масляного теплообменника, а с помощью термодинамической системы, такой как тепловой насос.
В данной системе тепло забирается от масла с помощью испарителя и затем передается воздуху с помощью конденсатора.
Такая термодинамическая система обеспечивает высокую эффективность, что дает возможность, в частности, ограничения размера теплообменника для теплообмена между воздухом и хладагентом без влияния на общую эффективность турбинного двигателя.
Существует необходимость в дополнительном повышении общей эффективности турбинного двигателя.
Для этого в данном изобретении предложен турбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель летательного аппарата, содержащий по меньшей мере один масляный контур и средства для охлаждения масла в указанном контуре, причем указанные охлаждающие средства содержат контур хладагента, в котором выполнены первый теплообменник, обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и воздухом и образующий конденсатор, второй теплообменник, обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и маслом в масляном контуре и образующий испаритель, редуктор давления, установленный ниже по потоку от первого теплообменника и выше по потоку от второго теплообменника в направлении потока хладагента, и компрессор, установленный ниже по потоку от второго теплообменника и выше по потоку от первого теплообменника, отличающийся тем, что охлаждающие средства содержат первые регулирующие средства, выполненные с возможностью регулирования давления хладагента, поступающего в первый теплообменник.
Таким образом, имеется возможность изменения давления хладагента, проходящего через первый теплообменник, т.е. конденсатор, в частности, в зависимости от условий полета или внешних условий.
Соответственно, в так называемых горячих условиях, когда температура наружного воздуха повышена, необходимо увеличить давление хладагента, проходящего через конденсатор, для высвобождения достаточного количества тепловой энергии и обеспечения достаточного нагревания масла в соответствующем контуре. Этот режим работы, который представляет малую часть сценария полета или работы, является относительно энергоемким, так как требует подачи достаточной мощности к компрессору для достижения необходимой мощности на входе первого теплообменника.
В противоположность этому, в большинстве сценариев полета или работы, когда температура наружного воздуха понижена, давление хладагента, проходящего через конденсатор, может быть понижено с обеспечением при этом достаточного охлаждения масла. В этом случае может быть уменьшена мощность, потребляемая компрессором, и, таким образом, повышена общая эффективность турбинного двигателя.
Турбинный двигатель может также содержать вторые регулирующие средства, выполненные с возможностью регулирования расхода хладагента, поступающего в первый теплообменник.
Расход хладагента зависит, главным образом, от давления на входе первого теплообменника.
В соответствии с одним вариантом выполнения компрессор представляет собой двухвинтовой турбокомпрессор.
В этом случае первые регулирующие средства содержат подвижный ползун, положение которого относительно винтов турбокомпрессора может регулироваться, давление хладагента на выходе компрессора зависит от положения указанного ползуна, а первые регулирующие средства содержат средства для управления положением указанного ползуна.
Такой двухвинтовой турбокомпрессор, снабженный подвижным ползуном, известен, в частности, из документов FR 2501799, ЕР 0162157 и US 588430 для других вариантов применений.
Кроме того, вторые регулирующие средства могут содержать средства, выполненные с возможностью регулирования скорости вращения винтов турбокомпрессора.
Фактически, в случае турбокомпрессора расход потока на выходе указанного компрессора зависит от скорости вращения винтов.
В соответствии с другим вариантом выполнения изобретения компрессор представляет собой центробежный компрессор, содержащий ротор, скорость вращения которого определяет давление хладагента на выходе компрессора.
В этом случае первые регулирующие средства содержат средства для управления скоростью вращения ротора.
Фактически, в случае турбокомпрессора давление на выходе указанного компрессора зависит от скорости вращения ротора.
Кроме того, вторые регулирующие средства содержат диафрагму с изменяемым сечением, расположенную ниже по потоку от указанного центробежного компрессора, и средства управления сечением указанной диафрагмы.
Фактически, расход хладагента на выходе диафрагмы зависит от ее сечения.
Турбинный двигатель также может содержать вычислительные средства, выполненные с возможностью определения:
- необходимой скорости вращения винтов турбокомпрессора или необходимой скорости вращения ротора центробежного компрессора и/или
- необходимого сечения диафрагмы или необходимого положения ползуна двухвинтового турбокомпрессора,
в зависимости от
- входных параметров, в частности таких как температура воздуха снаружи турбинного двигателя, характеристики компрессора, температура масла в определенной точке масляного контура, скорость вращения ротора винтов компрессора, сечение диафрагмы или положение ползуна,
- температуры масла, которую следует поддерживать в масляном контуре, и/или
- математической модели охлаждающих средств.
Следует отметить, что характеристики компрессора могут представлять собой, в частности, его характеристическую кривую, задающую, например, давление и/или расход потока на выходе компрессора в зависимости от скорости вращения винтов или ротора указанного компрессора.
Турбинный двигатель предпочтительно содержит вторичный тракт для прохождения вторичного потока, поступающего от воздухонагнетателя, причем первый теплообменник расположен в указанном вторичном тракте.
Как вариант, первый теплообменник предназначен для обеспечения теплообмена между хладагентом и окружающим воздухом снаружи турбинного двигателя.
В соответствии с одной характерной особенностью изобретения масляный контур может быть предназначен для смазки и/или охлаждения элементов турбинного двигателя и/или системы, такой как генератор электроэнергии.
Изобретение также относится к охлаждающей системе для охлаждения текучей среды в контуре горячей текучей среды авиационного турбинного двигателя, причем указанная система содержит контур хладагента, содержащий:
первый теплообменник, образующий конденсатор и обеспечивающий возможностью теплообмена между хладагентом и воздухом,
второй теплообменник, образующий испаритель и обеспечивающий возможностью теплообмена между хладагентом и текучей средой в контуре горячей текучей среды, и
компрессор, установленный ниже по потоку от второго теплообменника и выше по потоку от первого теплообменника в направлении потока хладагента, и редуктор давления, установленный ниже по потоку от первого теплообменника и выше по потоку от второго теплообменника,
при этом охлаждающая система содержит первые регулирующие средства, выполненные с возможностью регулирования давления хладагента, поступающего в первый теплообменник.
Текучая среда в контуре горячей текучей среды может представлять собой масло для смазки систем турбинного двигателя.
Как вариант, текучая среда в контуре горячей текучей среды может представлять собой горячий воздух, отобранный из компрессорной ступени турбинного двигателя.
Редуктор давления может быть встроен в трубопровод контура хладагента, соединяющий первый теплообменник со вторым теплообменником, при этом редуктор давления выполнен в виде местного сужения проходного сечения указанного трубопровода.
Таким образом, редуктор давления не является элементом, установленным на трубопроводе, а вместо этого может быть образован имеющимся трубопроводом.
Изобретение станет более понято, а его другие элементы, характерные особенности и преимущества - очевидны при прочтении нижеследующего описания, приведенного в качестве неограничивающего примера со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 изображает схематический вид в аксонометрии турбинного двигателя согласно уровню техники,
фиг. 2 изображает частичный схематический вид масляного контура и охлаждающих средств согласно уровню техники,
фиг. 3 изображает вид, соответствующий фиг. 2 и показывающий первый вариант выполнения изобретения,
фиг. 4 изображает схематический разрез двухвинтового турбокомпрессора, снабженного подвижным ползуном,
фиг. 5 изображает вид, соответствующий фиг. 2 и показывающий второй вариант выполнения изобретения.
На фиг. 1 изображен турбинный двигатель 1 согласно уровню техники, содержащий камеру 2 сгорания, газы сгорания из которой приводят в действие турбину 3 высокого давления и турбину 4 низкого давления. Турбина 3 высокого давления соединена валом с компрессором высокого давления, расположенным выше по потоку от камеры 2 сгорания и подающим в последнюю сжатый воздух. Турбина 4 низкого давления соединена другим валом с воздухонагнетающим колесом 5, расположенным на верхнем по потоку конце турбинного двигателя 1.
К валу турбины 3 высокого давления с помощью механического устройства 7 отбора мощности присоединена коробка 6 передач, или вспомогательная коробка передач, которая содержит набор шестерен для приведения в действие различных систем турбинного двигателя, таких как насосы и генераторы, в частности электрические. Также могут использоваться другие силовые передачи.
На фиг. 2 изображен масляный контур 8 турбинного двигателя, показанного на фиг. 1.
От верхнего по потоку конца к нижнему по потоку концу в направлении потока масла контур 8 содержит различные узлы 9, в которых используется смазывающее и/или охлаждающее масло, продувочные насосы 10, обеспечивающие возможность рециркуляции масла из систем в резервуар 11, питающие насосы 12 и фильтр 13.
В дополнение к маслу, используемому для смазки и охлаждения двигателя 1, в частности подшипников турбины и валов компрессора, общий масляный поток может содержать масло, используемое для смазки вспомогательной коробки передач и для смазки одного или более генераторов электроэнергии.
Контур 8 содержит два теплообменника, установленных последовательно между фильтром 13 и узлами 9, а именно основной топливно-масляный теплообменник 14 и вторичный топливно-масляный теплообменник 15.
Устройство также содержит термодинамическое устройство 16, такое как тепловой насос. Указанное устройство 16 содержит контур 17 хладагента, в котором выполнены первый теплообменник 18, обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и воздухом и образующий конденсатор, второй теплообменник 19, обеспечивающий возможность теплообмена между хладагентом и маслом контура 8 и образующий испаритель, редуктор 20 давления, установленный ниже по потоку от первого теплообменника 18 и выше по потоку от второго теплообменника 19 в направлении потока хладагента, и компрессор 21, установленный ниже по потоку от второго теплообменника 19 и выше по потоку от первого теплообменника 18.
Первый теплообменник 18 предпочтительно расположен во вторичном тракте для прохождения вторичного потока, поступающего от воздухонагнетателя 5 турбинного двигателя 1.
Масляный контур 8 также содержит линию 22, установленную в контуре 8 для обхода второго теплообменника 19, и имеет вход, расположенный между выходом фильтра 13 и входом теплообменника 19, и выход, расположенный между выходом теплообменника 19 и входом вторичного топливно-воздушного теплообменника 15. В обходной линии 22 установлен гидравлический клапан 23, регулирующий прохождение потока масла во второй теплообменник 19 или через линию 22.
Во время работы, когда необходимо охладить масло в контуре 8, выполняется запуск компрессора 21. Затем испаритель 19 обеспечивает возможность испарения хладагента путем отбора тепла от масла. Компрессор 21 обеспечивает возможность повышения давления и температуры хладагента в паровой фазе перед тем, как последний пройдет через конденсатор 18, где он отдает тепло в воздух при переходе из газообразного состояния в жидкое состояние. Затем хладагент в жидкой фазе проходит через редуктор 20 давления, который уменьшает его давление и температуру, перед прохождением назад через испаритель 19.
Также следует отметить, что при работе в холодных условиях клапан 23 может быть открыт для обеспечения возможности прохождения масла через обходную линию 22.
Такое устройство обычно характеризуется коэффициентом полезного действия (КПД), который может составлять, например, порядка 5. Это означает, что на одну единицу энергии, поданную в компрессор 21 (в виде электрической энергии), приходится пять единиц энергии (в форме тепла), которые забираются маслом и передаются воздуху.
Таким образом, высокая эффективность данной системы 16 позволяет уменьшить размер теплообменника 18 для теплообмена между воздухом и хладагентом без оказания значительного влияния на эффективность турбинного двигателя.
В частности, размер теплообменника 18 ограничен тем фактом, что обмен возможен между хладагентом и воздухом с существенной разницей температур.
Как указано выше, существует необходимость в дополнительном повышении общей эффективности узла.
На фиг. 3 и 4 изображен первый вариант выполнения изобретения, в котором компрессор 21 представляет собой двухвинтовой турбокомпрессор, приводимый в действие, например, электрическим мотором 24. Общая конструкция такого компрессора 21 известна, в частности, из документов FR 2501799, ЕР 0162157 и US 7588430 и описана ниже со ссылкой на фиг. 4.
Указанный турбокомпрессор 21 содержит кожух 25, имеющий вход 26 для хладагента под низким давлением и выход 27 для хладагента под высоким давлением, при этом в кожухе 25 расположены два ротора или вращающихся винта 28. Роторы 28 имеют спиральные зубья, причем один из указанных роторов 28 образует охватываемый или ведущий ротор, приводимый в действие электрическим мотором, а другой ротор 28 образует охватывающий ротор, приводимый в действие или вращаемый вследствие вращения охватываемого ротора. Указанные два ротора 28 имеют параллельные оси и находятся в зацеплении друг с другом, образуя между собой и с кожухом проход для циркуляции хладагента, который сужается по мере удаления от входа 26 кожуха 25. Таким образом, чем дальше хладагент продвигается вдоль роторов 28 в противоположную сторону от входа 26, тем больше указанная текучая среда сжимается. Длина пути сжатия, проходимого хладагентом, может регулироваться с помощью подвижного ползуна 29, перемещающегося герметичным образом относительно роторов 28. Другими словами, со ссылкой на фиг.4, чем дальше влево, то есть по направлению ко входу 26, расположен ползун 29, тем ниже будет давление на выходе компрессора 21, и чем дальше вправо, то есть по направлению к выходу 27, расположен ползун, тем выше будет давление на выходе компрессора 21.
Положение ползуна 29 может быть определено с помощью датчика положения, например такого как линейный датчик на основе дифференциального трансформатора.
Ползун 29 может перемещаться с помощью любых подходящих средств, например таких как электрический или гидравлический привод 30.
Кроме того, как по существу известно, расход потока на выходе компрессора 21 зависит от скорости вращения винтов или роторов 28.
Турбинный двигатель 1 также содержит вычислительные средства 31, образованные, например, полностью автономным вычислительным цифровым устройством для управления двигателем, которое обеспечивает возможность измерения скорости вращения роторов 28 и положения ползуна 29, необходимых для обеспечения надлежащего охлаждения соответствующего масляного контура 8 в зависимости от всех или от некоторых из следующих элементов 32:
- входных параметров, в частности таких как температура воздуха снаружи турбинного двигателя, характеристики компрессора 21, температура масла в определенной точке контура 8, скорость вращения роторов или винтов 28 компрессора 21 и положение ползуна 29,
- температуры масла, которая должна поддерживаться в контуре 8, и/или
- математической модели охлаждающих средств 16.
Таким образом, изобретение обеспечивает возможность регулирования давления хладагента на входе конденсатора 18 с помощью положения ползуна 29 и возможность регулирования расхода хладагента на входе конденсатора 18 с помощью скорости вращения роторов 28. Управление приводом 30 ползуна 29 может осуществляться с помощью вычислительных средств 31 или с помощью отдельных вычислительных средств.
Таким образом, имеется возможность регулирования мощности, подаваемой к компрессору 21 для охлаждения масляного контура 8, с повышением общей эффективности турбинного двигателя 1.
На фиг. 5 изображен второй вариант выполнения изобретения, в котором компрессор 21 представляет собой центробежный компрессор, содержащий ротор, приводимый в действие, например, электрическим мотором 24. Как указано выше, в случае центробежного компрессора давление на выходе компрессора 21 зависит от скорости вращения указанного ротора.
Кроме того, в данном варианте выполнения между выходом центробежного компрессора 21 и входом конденсатора 18 расположена диафрагма 33 с изменяемым сечением. Соответственно, расход хладагента на выходе диафрагмы 33 может регулироваться путем изменения проходного сечения диафрагмы 33. Однако такая диафрагма не является существенной для реализации изобретения.
В данном варианте выполнения вычислительные средства 31, образованные, например, полностью автономным цифровым средством для управления двигателем, могут определять скорость вращения ротора центробежного компрессора 21 и изменяемое сечение диафрагмы, необходимые для обеспечения надлежащего охлаждения масла в соответствующем контуре, в зависимости от всех или от некоторых их следующих элементов 32:
- входных параметров, в частности таких как температура воздуха снаружи турбинного двигателя, характеристики компрессора 21, температура масла в определенной точке контура 8, скорость вращения ротора и сечение диафрагмы 33,
- температуры масла, которая должна поддерживаться в контуре 8, и
- математической модели охлаждающих средств 16.
Таким образом, изобретение обеспечивает возможность регулирования давления хладагента на входе конденсатора 18 с помощью скорости вращения ротора компрессора 21 и возможность регулирования расхода хладагента на входе конденсатора 18 с помощью сечения диафрагмы 33.
Таким образом, имеется возможность регулирования мощности, подаваемой к компрессору 21 для охлаждения масляного контура 8, с повышением общей эффективности турбинного двигателя 1.
Следует отметить, что изобретение также может обеспечить возможность уменьшения размеров первого теплообменника 18 по сравнению с уровнем техники для уменьшения сопротивления, создаваемого указанным теплообменником 18 во вторичном тракте, с повышением тем самым эффективности турбинного двигателя 1.
Кроме того, как указано выше, мощность, подаваемая к компрессору 21, может быть уменьшена пропорциональным образом, что может составлять порядка 70% по сравнению с уровнем техники, на большинстве этапов работы или полета.
Следует отметить, что в системе могут отсутствовать обходная линия 22 и клапан 23 (фиг. 2). Фактически, имеется возможность, в частности, уменьшения мощности, подаваемой к компрессору. В частности, компрессор 21 может быть отключен при определенных условиях полета, в частности, во время взлета при чрезвычайно холодной погоде.
Кроме того, редуктор 20 давления может быть встроен в трубопровод 34 контура 17 хладагента, при этом редуктор 20 выполнен, например, в виде местного сужения проходного сечения трубопровода 34.