Двухконтурный газотурбинный двигатель
BYPASS GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к системам охлаждения двухконтурных газотурбинных двигателей.
Наиболее близким к предлагаемому решению по технической сущности и достигаемому результату, является двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора /патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубл. 20.09.2004 г./
Недостатком известного решения является то, что нет возможности снизить уровень расхода охлаждающего воздуха на наиболее длительных эксплуатационных режимах работы двигателя с низкой температурой газа перед турбиной, когда для обеспечения надежного охлаждения турбины не требуется такого количества охлаждающего воздуха как на максимальных режимах работы двигателя, что приводит к невозможности уменьшить удельный расход топлива двигателя за счет снижения расхода охлаждающего воздуха.
Задача изобретения - повышение экономичности двигателя за счет снижения удельного расхода топлива.
Технический результат - снижение расхода охлаждающего воздуха на режимах с частичным охлаждением без ухудшения надежности охлаждения элементов конструкции турбины.
Технический результат достигается тем, что известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с охлаждаемыми лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, питающие воздуховоды которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления сообщены с думисной полостью компрессора, по предложению, снабжен управляющим расходом элементом, установленным на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и дополнительным управляющим расходом элементом, установленным на питающих воздуховодах лопаток соплового аппарата турбины низкого давления и междисковой полости и обеспечивающим в положении закрытия соотношение площадей, равное:
где
закр
F - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении закрыто,
откр
F - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента в положении открыто.
Снабжение двухконтурного газотурбинного двигателя управляющим расходом элементом и дополнительным управляющим расходом элементом позволяет на режимах с частичным отключением охлаждения изменять величину расхода охлаждающего воздуха. Установка управляющего расходом элемента на магистраль охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления и установка дополнительного управляющего расходом элемента на питающие воздуховоды позволяет автономно или одновременно уменьшать количество воздуха, идущего в систему охлаждения турбин. При этом управляющий расходом элемент регулирует подачу воздуха на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления, а дополнительный управляющий воздухом элемент регулирует подачу охлаждающего воздуха на охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и наддув междисковой полости турбин.
При этом обеспечение соотношение площадей в положении закрытия на дополнительном управляющим расходом элементе равным
позволяет, с одной стороны, обеспечить необходимое количество отключаемого воздуха, при котором достигается оптимальный эффект в снижении удельного расхода топлива двигателя, а с другой стороны, не допустить резкого снижения поступления воздуха в междисковую полость турбин, когда возможно затекание газа из проточной части турбины, вызывающее перегрев дисков турбины высокого и низкого давления.
При  воздух, идущий на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления и наддув междисковой полости имеет минимальное значение. В этом случае, если для охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с низкой температурой газа перед турбиной этого достаточно, чтобы обеспечить надежность конструкции, то в междисковую полость возможно затекание газа из проточной части турбин, что отрицательно сказывается на охлаждении дисков, вызывая их перегрев.
При  расход охлаждающего воздуха обеспечивает надежное охлаждение как сопловых лопаток турбины низкого давления, так и дисков турбин, но количество отключаемого воздуха незначительно для достижения положительного эффекта в снижении удельного расхода топлива при усложнении конструкции.
Сущность решения поясняется графическими материалами.
Фиг. 1 - продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя;
Фиг. 2 - дополнительный управляющий расходом элемент в двух позициях: открыто и закрыто.
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления 1, у которого думисная полость 2 отделена от проточной части компрессора 3 лабиринтным уплотнением 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7.
Турбина высокого давления 6 имеет охлаждаемые рабочие лопатки 8, магистраль охлаждения 9 которых через аппарат закрутки 10, внутренние полости 11 сопловых лопаток турбины высокого давления 12 и воздухо-воздушный теплообменник 13 соединена с воздушной полостью камеры сгорания 14.
Турбина низкого давления 7 имеет охлаждаемые лопатки соплового аппарата 15, питающие воздуховоды 16 которых через воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления 17 сообщены с думисной полостью компрессора 2. Также питающие воздуховоды 16 сообщены с междисковой полостью турбин 18.
Двухконтурный газотурбинный двигатель снабжен управляющим расходом элементом 19, установленным на магистрали охлаждения 9 рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6 и дополнительным управляющим расходом элементом 20, установленным на питающих воздуховодах 16 лопаток соплового аппарата 15 турбины низкого давления 7 и междисковой полости 18.
Устройство работает следующим образом:
Воздух от компрессора высокого давления 1 поступает, с одной стороны, в камеру сгорания 5 и воздушную полость камеры сгорания 14, а с другой стороны, в думисную полость компрессора 2.
На режимах полного охлаждения, когда температура газа перед турбиной высокая, воздух из думисной полости 2 поступает в воздухо-воздушный теплообменник турбины низкого давления 17, где охлаждается и поступает через питающие воздуховоды 16 и открытый дополнительный управляющий расходом элемент 20 и на охлаждение сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и на наддув междисковой полости 18. Происходит требуемое охлаждение пера сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и дисков турбин в междисковой полости 18.
Также на этом режиме воздух из воздушной полости камеры сгорания 14 через воздухо-воздушный теплообменник 13, внутренние полости 11 сопловых лопаток турбины высокого давления 12 и аппарат закрутки 10 поступает в магистраль охлаждения 9 рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6, где происходит их охлаждение.
На режимах с низкой температурой газа перед турбиной (обычно это крейсерские режимы) такого количества охлаждающего воздуха для обеспечения надежного охлаждения элементов конструкции турбины не нужно. Поэтому при закрытии управляющего расходом элемента 19 и дополнительного управляющего расходом элемента 20 одновременно или автономно происходит снижение расхода охлаждающего воздуха как на охлаждение рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6, так и на охлаждение сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и наддув междисковой полости турбин 18.
При этом наличие управляющего расходом элемента 19 на магистрали охлаждения 9 рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6 позволяет частично или полностью перекрыть охлаждение рабочих лопаток 8 турбины высокого давления 6, а дополнительным управляющим расходом элементом 20 возможно перекрывать охлаждение сопловых лопаток 15 турбины низкого давления 17 и наддув междисковой полости 18 только таким образом, чтобы обеспечивалось следующее соотношение площадей:
где
закр
F - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом 20 элемента в положении закрыто,
откр
F - суммарная проходная площадь дополнительного управляющего расходом элемента 20 в положении открыто.
Применение изобретения позволяет за счет уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток низкого давления и наддув междисковой полости, а также на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным или полным отключением охлаждения - уменьшить удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом.