ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, А ТАКЖЕ СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ СОПЛОВЫХ ЛОПАТОК
GAS TURBINE ENGINE AND METHOD OF COOLING NOZZLE VANES

Изобретение в основном относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к охлаждению турбины в этих двигателях.
В газотурбинном двигателе воздух сжимается в компрессоре и смешивается с топливом в камере сгорания для выработки горячих газов - продуктов сгорания. Энергия извлекается из газообразных продуктов сгорания в ступенях турбины, которые приводят в действие компрессор при помощи приводного вала и которые создают дополнительную работу для приведения в действие вентилятора перед турбовентиляторным авиационным двигателем или для приведения в действие внешнего приводного вала в судовых или в промышленных двигателях.
Типичный основной двигатель (см., например, патент США №5498126) обычно содержит многоступенчатый осевой компрессор с рядами компрессорных лопаток и соответствующих лопаток направляющего аппарата, которые повышают давление забираемого из окружающей среды воздуха в ступенях компрессора и, соответственно, увеличивают его температуру. Воздух, нагнетаемый из заднего конца компрессора, имеет самое высокое давление, которое обычно обозначают термином «давление нагнетания компрессора» (далее ДНК) и имеет соответствующую высокую температуру.
Например, компрессор может иметь семь ступеней для повышения давления воздуха во много раз выше атмосферного давления посредством цикла сжатия с повышением температуры на сотни градусов. По желанию можно использовать большее или меньшее число ступеней сжатия для определенной конструкции газотурбинного двигателя и в соответствии с его предполагаемым использованием.
Основная часть ДНК-воздуха из компрессора смешивается с топливом в камере сгорания для выработки газообразных продуктов сгорания. Эти газообразные продукты сгорания затем проходят цикл расширения в нескольких ступенях турбины для извлечения энергии из них, в результате чего давление газообразных продуктов сгорания и их температура соответственно снижаются. Турбина высокого давления (ТВД) расположена непосредственно после камеры сгорания и используется для приведения в действие лопаток компрессора в основном двигателе.
Турбина низкого давления (ТНД) расположена после турбины высокого давления и приводит в действие второй вал для приведения в действие вентилятора перед турбовентиляторным двигателем или для приведения в действие внешнего приводного вала в судовых или промышленных двигателях.
Общий кпд газотурбинного двигателя зависит от кпд сжатия воздуха, сгорания и эффективности расширения газообразных продуктов сгорания в ступенях турбины.
Поскольку компоненты турбины непосредственно подвержены воздействию на них со стороны газообразных продуктов сгорания во время работы, им требуется надлежащее охлаждение, чтобы им обеспечивался длительный полезный срок службы. Например, некоторая часть нагнетаемого компрессором воздуха отводится из сгорания для охлаждения самой трубы камеры сгорания, а также для охлаждения различных компонентов турбины высокого давления.
Каждая ступень турбины содержит переднее сопло турбины или статор, имеющий ряд лопаток соплового аппарата, которые направляют газообразные продукты сгорания вниз по потоку по соответствующему ряду роторных лопаток турбины. Лопатки обычно установлены по периметру опорного диска ротора в соответствующих выполненных в них пазах в форме ласточкина хвоста.
Лопатки турбины обычно имеют полые аэродинамические профили с соответствующими каналами охлаждения в них, в которые входит воздух нагнетания из компрессора для их охлаждения при работе. Полые лопатки обычно содержат различные ряды пленочного охлаждения и другие отверстия нагнетания, выполненные в их сторонах нагнетания и всасывания для выведения израсходованного воздуха внутреннего охлаждения в соответствующих внешних пленках для дополнительной защиты аэродинамических профилей.
Помимо этого, диск ротора турбины, на котором установлены лопатки первой ступени турбины, является относительно крупным компонентом, имеющим обод, на котором установлены лопатки, узкое полотно, проходящее в радиальном направлении внутрь от него и оканчивающееся более широкой ступицей с центральным отверстием. Диск ротора подвергается как значительным центробежным нагрузкам, так и нагреванию при работе, и он должен быть рассчитан на длительный срок службы.
Наоборот, для турбины низкого давления требуется меньшее охлаждение, чем для турбины высокого давления, из-за снижения температуры газообразных продуктов сгорания и давления во время цикла расширения. Поэтому предъявляемые к охлаждению требования снижены, и обычно отбираемый воздух между ступенями можно использовать для охлаждения ее различных компонентов.
Основная проточная часть турбины предназначена для содержания в ней газообразных продуктов сгорания во время их прохождения по двигателю и для понижения температуры и давления исходящих из камеры сгорания газов. Различные контуры охлаждения для компонентов турбины являются автономными по отношению к основной проточной части, и они должны снабжаться охлаждающим воздухом с давлением, которое будет достаточным, чтобы при работе предотвращать всасывание в них горячих газообразных продуктов сгорания.
Например, соответствующие вращающиеся уплотнения выполнены между неподвижным соплом турбины и вращающимися лопатками турбины, чтобы предотвращать всасывание или противоток горячих газообразных продуктов сгорания в контуры охлаждения. Поскольку аэродинамические профили лопаток соплового аппарата и турбинных лопаток обычно включают в себя ряды выпускных отверстий для охлаждающего воздуха, охлаждающий воздух должен иметь достаточное давление, превышающее давление наружных газообразных продуктов сгорания, чтобы обеспечивать соответствующий запас по противотоку для предотвращения всасывания горячих газообразных продуктов сгорания в сами аэродинамические профили турбины.
Соответственно, компоненты турбины высокого давления обычно охлаждаются имеющим полное давление ДНК-воздухом, а компоненты турбины низкого давления могут охлаждаться при помощи имеющего более низкое давление отбираемого воздуха между ступенями.
Таким образом, использование компрессорного воздуха для охлаждения компонентов турбины возможно для разных требований охлаждения турбин низкого и высокого давлений для понижения их степени использования и поэтому для повышения кпд двигателя.
Повышение кпд двигателя является постоянной и первоочередной конструкторской задачей современных газотурбинных двигателей, и, следовательно, желательно дальнейшее повышение кпд за счет уменьшения сжатого воздуха, отбираемого из компрессора.
Согласно одному объекту настоящего изобретения создан газотурбинный двигатель, содержащий последовательно сообщающиеся по текучей среде вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления; при этом компрессор имеет ряды компрессорных лопаток для повышения давления воздуха последовательно в соответствующих ступенях; турбина высокого давления является одноступенчатой турбиной и содержит сопло, имеющее ряд лопаток статора, за которым следует ряд лопаток ротора; каждая из лопаток имеет противоположные по периферии сторону нагнетания и всасывающую сторону, проходящие по протяженности в радиальном направлении и проходящие по хорде в осевом направлении между противоположными передней и задней кромками; является полой и имеет неперфорированную перегородку, соединяющую противоположные стороны и таким образом образующую передний и задний охлаждающие каналы, питающие соответствующие первые охлаждающие отверстия, выполненные вдоль передней кромки, и вторые охлаждающие отверстия, выполненные вдоль задней кромки; первый контур отбора воздуха, расположенный с возможностью сообщения по текучей среде между последней ступенью компрессора и передними каналами лопатки и обеспечивающий им сжатый первичный воздух с первым давлением; и второй контур отбора воздуха, расположенный с возможностью сообщения по текучей среде между промежуточной ступенью компрессора и задними каналами лопатки и обеспечивающий им сжатый вторичный воздух со вторым давлением, которое ниже первого давления, причем промежуточная ступень обеспечивает вторичный воздух под давлением, превышающем статическое давление в газообразных продуктах сгорания на задних кромках, для обеспечения запаса по противотоку во вторых отверстиях.
Предпочтительно, задние каналы являются неперфорированными как со стороны нагнетания, так и с всасывающей стороны, причем вторые отверстия проходят назад от них к задним кромкам.
Предпочтительно, первые отверстия содержат ряд задних отверстий, проходящих назад от переднего канала как вдоль стороны нагнетания, так и вдоль заднего канала.
Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит внешний кожух, окружающий камеру сгорания и сопло и образующий первый контур от компрессора к соплу, и множество трубок, проходящих по радиусу через внешний кожух к соплу для образования выходного конца второго контура.
Предпочтительно, вторые отверстия проходят назад через сторону нагнетания и почти доходят до задней кромки.
Предпочтительно, вторые отверстия проходят назад через всасывающую сторону и почти доходят до задней кромки.
Предпочтительно, вторые отверстия проходят назад через заднюю кромку между стороной нагнетания и всасывающей стороной, которые являются неперфорированными.
Предпочтительно, двигатель дополнительно содержит внутренний кожух, расположенный по радиусу внутрь от камеры сгорания и дополнительно образующий первый контур, при этом внешний и внутренний бандажи имеют соответствующие внешнее и внутреннее впускные отверстия, соответствующие каждой лопатке и образующие нагнетательный конец первого контура.
Согласно другому объекту настоящего изобретения создан способ охлаждения сопловых лопаток указанного газотурбинного двигателя, при котором отбирают первичный воздух из последней ступени компрессора в передние охлаждающие каналы в лопатках для нагнетания его из первых отверстий и отбирают вторичный воздух из промежуточной ступени компрессора в задние охлаждающие каналы в лопатках для нагнетания из вторых отверстий.
Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - схематический вид в частичном осевом сечении турбовентиляторного газотурбинного двигателя;
фиг.2 - вид в осевом сечении в увеличенном масштабе части двигателя, проиллюстрированного на фиг.1;
фиг.3 - вид в осевом сечении в увеличенном масштабе турбины высокого давления, проиллюстрированной на фиг.2;
фиг.4 - вид в радиальном сечении лопаток соплового аппарата в турбине высокого давления, проиллюстрированной на фиг.3;
фиг.5 - вид в сечении в увеличенном масштабе задней кромки лопатки соплового аппарата, показанной на фиг.4, согласно другому варианту осуществления изобретения; и
фиг.6 - вид в сечении в увеличенном масштабе задней кромки лопатки соплового аппарата, показанной на фиг.4, согласно другому варианту осуществления изобретения.
На фиг.1 схематически показан приводимый в качестве примера турбовентиляторный авиационный газотурбинный двигатель 10. Двигатель является осесимметричным по продольной или осевой геометрической оси 12 и обычно устанавливается на крыле или фюзеляже воздушного судна (не показано) для обеспечения движения самолета.
Двигатель содержит сообщающиеся последовательно по текучей среде вентилятор 14; бустерный компрессор 16 или компрессор 16 низкого давления; компрессор 18 высокого давления, кольцевую камеру 20 сгорания, турбину 22 высокого давления и турбину 24 низкого давления.
Кольцевой кожух 26 установлен вокруг вентилятора 14 и образует кольцевой обводной канал 28, который проходит назад вокруг бустерного компрессора 16. Первый приводной вал 30 соединяет турбину 22 высокого давления с компрессором 18 высокого давления, а второй приводной вал 32 соединяет турбину 24 низкого давления с вентилятором 14 и бустерным компрессором 16. Два приводных вала соответствующим образом установлены на подшипниках на соответствующих опорах в двигателе с обычной конфигурацией различных упоминаемых выше компонентов двигателя.
При работе воздух 34 окружающей среды входит во впускное отверстие двигателя и его давление частично увеличивается вентилятором 14; он нагнетается по обводному каналу 28, обеспечивая, в основном, движительную тягу. Некоторая часть воздуха 34, прошедшая вентилятор, входит в бустерный компрессор 16 и подвергается циклу сжатия в его осевых ступенях; при этом дополнительное сжатие также обеспечивается в компрессоре 18 высокого давления в его осевых ступенях.
Воздух 34 с повышенным давлением нагнетается из компрессора и соответствующим образом смешивается с топливом 36 в камере 20 сгорания, при этом вырабатываются газообразные продукты 38 сгорания. Энергия извлекается из газообразных продуктов 38 сгорания в турбине 22 высокого давления и приводит в действие первый вал 30 и компрессор 18 высокого давления. Дополнительная энергия извлекается из газообразных продуктов сгорания в турбине 24 низкого давления, чтобы приводить в действие второй вал 32, вентилятор 14 и бустерный компрессор 16.
Описываемый выше двигатель выполнен и работает в соответствии с известным уровнем техники и имеет несколько ступеней сжатия и несколько ступеней турбины. Например, бустерный компрессор 16 может иметь четыре осевые ступени, имеющие четыре ряда компрессорных лопаток, которые в осевом направлении чередуются с четырьмя рядами лопаток входного направляющего аппарата.
Компрессор 18 высокого давления может содержать, например, семь осевых ступеней, имеющих семь рядов компрессорных лопаток 1-7, в осевом направлении чередующихся, как показано подробно на фиг.2, с соответствующими рядами лопаток 40 входного направляющего аппарата и нагнетающих ДНК-воздух через диффузор известного уровня техники.
Турбина 22 высокого давления предпочтительно является одноступенчатой турбиной, после которой установлена приводимая в качестве примера пятиступенчатая турбина 24 низкого давления.
На фиг.2 показан более подробно основной двигатель, имеющий компрессор 18 высокого давления, кольцевую камеру 20 сгорания и турбину 22 высокого давления, расположенные последовательно и сообщающиеся по текучей среде. На фиг.3 турбина 22 высокого давления показана более подробно. На фиг.4 показано радиальное сечение лопаток соплового аппарата первой ступени.
В частности, турбина 22 высокого давления согласно фиг.2 включает в себя сопло 42 первой ступени или турбины высокого давления, имеющее ряд лопаток 44 статора, на противоположных концах заодно соединенных с внешним и внутренним бандажами 46, 48. После этих лопаток следует один ряд лопаток 50 турбины высокого давления, установленных с возможностью их съема на периметре или ободе диска 52 первой ступени или ротора высокого давления. Диск 52 жестко скреплен с первым приводным валом 30, который в свою очередь жестко скреплен с дисками ротора, на которых установлены компрессорные лопатки 1-7 компрессора 18 высокого давления.
Исполнение и работа компрессора 18 высокого давления и основной турбины 22 высокого давления соответствуют известному уровню техники для повышения давления воздуха 34 и для расширения получаемых газообразных продуктов 38 сгорания для извлечения энергии из них. В частности, давление и температура воздуха 34 в осевом направлении повышаются в свою очередь по мере того, как воздух течет далее по семи ступеням компрессорных лопаток 1-7. Седьмой ряд лопаток 7 образует последнюю ступень компрессора в этом приводимом в качестве примера выполнении и нагнетает воздух повышенного давления с максимальным давлением Р7 и, соответственно, с высокой температурой Т7 воздуха давления нагнетания компрессора (ДНК).
ДНК-воздух смешивается с топливом в камере сгорания и создает газообразные продукты 38 сгорания, которые нагнетаются из выхода камеры сгорания между лопатками 44 соплового аппарата турбины первой ступени. Эти лопатки расположены в осевом направлении между камерой сгорания и турбинными лопатками 50 первой ступени и обычно предназначены для снижения давления в газообразных продуктах сгорания вдоль хорды аэродинамического профиля, а также по передней и задней кромкам лопаток.
Каждая лопатка 44 соплового аппарата имеет типичную по существу вогнутую сторону 54 нагнетания и по существу выпуклую, по периметру противоположную, всасывающую сторону 56, которая проходит в радиальном направлении по протяженности и в осевом направлении по хорде между предшествующей передней кромкой 58 и последующей задней кромкой 60 (см. фиг.4).
Контур лопаток 44 соплового аппарата можно надлежащим образом подобрать для обеспечения существенного снижения давления при прохождении газообразных продуктов сгорания между впускным и выпускным концами турбинного сопла. Идущие через турбинное сопло газы ускоряются и делают поворот, в результате чего происходит небольшое снижение полного давления и значительное снижение статического давления.
Соответственно, показываемые на фиг.3 турбинные лопатки 50 первой ступени имеют по существу вогнутую сторону нагнетания и по существу выпуклую противоположную всасывающую сторону, проходящие в осевом направлении между передней и задней их кромками. Профиль турбинных лопаток 50 также обычно подбирают для дополнительного снижения давления газообразных продуктов 38 сгорания вдоль хорды аэродинамического профиля и на их передней и задней кромках. Работа или энергия извлекается из газов, проходящих между лопатками ротора турбины, в результате чего происходит значительное снижение как полного давления, так и статического давления.
На фиг.3 турбина 22 высокого давления показана более подробно. Турбина 22 высокого давления имеет турбинные лопатки 50, для которых во время работы требуется надлежащее охлаждение в связи воздействием на них со стороны газообразных продуктов 38 сгорания. Лопатки 50 обычно выполняют полыми для их внутреннего охлаждения согласно известному уровню техники.
Лопатки могут иметь любую подходящую конфигурацию для внутреннего охлаждения, например спиральные охлаждающие каналы, имеющие одно или более входных отверстий в основании их соединения «ласточкиным хвостом» на входе в осевом направлении. Обдувающий канал может быть выполнен по длине аэродинамического профиля непосредственно позади передней кромки. Внутренний канал имеет один или более рядов выпускных отверстий 62 пленочного охлаждения, которые своим действием охватывают стороны аэродинамического профиля и обеспечивают их пленочное охлаждение, когда отработанный воздух выводится из этих отверстий согласно известному уровню техники.
Соответственно, показанные на фиг.3 и 4 лопатки 44 соплового аппарата также выполнены полыми, и в них образованы соответствующие конфигурации внутреннего охлаждения. В одном из вариантов осуществления изобретения каждая лопатка 44 имеет неперфорированную перегородку 64, соединяющую противоположные стороны 54, 56 и выполненную с ними за одно целое посредством литья. Перегородка проходит по всему радиальному направлению каждой лопатки и разделяет лопатку на автономные и отдельные передний и задний охлаждающие каналы 66, 68, которые проходят непосредственно позади передней кромки и непосредственно перед задней кромкой соответственно.
Согласно фиг.4 передняя часть каждой лопатки 44 имеет ряды первых охлаждающих отверстий 70, расположенных по всей лопатке и расходящихся в направлении хорды и на стороне нагнетания, и на всасывающей стороне лопатки вокруг передней кромки. В первые отверстия 70 выходит передний канал 66 для выведения отработанного охлаждающего воздуха из него в соответствующих рядах воздуха пленочного охлаждения для защиты внешней поверхности лопатки со стороны передней кромки и в направлении назад от нее согласно известному уровню техники.
Задняя часть каждой лопатки 44 имеет, по меньшей мере, один ряд вторых охлаждающих отверстий 72, проходящих по лопатке вблизи (насколько это позволяет имеющееся место) тонкой задней кромки 60. Во вторые отверстия 72 выходит задний канал 68 для выведения отработанного охлаждающего воздуха из него по тонкой задней кромке.
Размер и конфигурация различных рядов охлаждающих отверстий 70, 72 могут быть обычными для надлежащего охлаждения лопаток соплового аппарата при работе в отношении тепловой нагрузки, создаваемой горячими газообразными продуктами сгорания. Два внутренних проточных канала 66, 68 сами могут иметь любую подходящую или обычную конфигурацию, включая турбулизаторы (не показаны) для повышения теплопередачи, и также могут быть образованы спиральными охлаждающими контурами.
В приводимом в качестве примера варианте осуществления, показанном на фиг.3 и 4, каждый из двух каналов 66, 68 имеет соответствующую обдувающую перегородку 74, имеющую соответствующие упорядоченные расположения небольших обдувающих отверстий для первоначального нагнетания охлаждающего воздуха в обдувающие струи на внутренние поверхности лопаток для увеличения их охлаждения, как и согласно любому способу согласно известному уровню техники. Отработанный обдувающий воздух затем выводится из рядов выпускных охлаждающих отверстий 70, 72.
Таким образом, воздух высокого давления можно отбирать из компрессора и направлять по внутренним охлаждающим контурам лопаток 44 соплового аппарата и лопаткам 50 для их внутреннего охлаждения в соответствии с известным уровнем техники; при этом отработанный воздух затем нагнетается из рядов выпускных отверстий на нагнетательной стороне и всасывающей стороне аэродинамических профилей от передней кромки к задней кромке.
Поскольку ступени сжатия повышают давление и температуру воздуха в результате добавления энергии, ступени турбины понижают давление и температуру газообразных продуктов сгорания для извлечения из них энергии.
Поскольку использование одноступенчатой турбины 22 высокого давления согласно фиг.3 обеспечивает возможность существенного снижения давления в газообразных продуктах сгорания сначала на лопатках 44 соплового аппарата и затем на турбинных лопатках 50, усовершенствованную систему охлаждения для турбины 22 высокого давления можно использовать для дополнительного повышения кпд двигателя.
В частности, на фиг.2 показан первый контур 76 отбора воздуха, присоединенный по текучей среде между последней или седьмой ступенью компрессора 18 высокого давления и передними охлаждающими каналами 66 лопаток 44, чтобы подавать в них имеющий повышенное давление первичный воздух 34, отбираемый из компрессора при первом давлении и с температурой, соответствующими полному давлению Р7 нагнетания компрессора и температуре Т7 седьмой ступени.
Соответственно, второй или межступенчатый контур 78 отбора воздуха соединен и сообщается по текучей среде с промежуточной или предпоследней ступенью компрессора 18 и задними охлаждающими каналами 68 тех же лопаток 44 и обеспечивает двойное или составное их охлаждение для улучшения рабочих показателей двигателя и повышения его кпд. Из второго контура 78 отбирается вторичный воздух 34b повышенного давления, имеющий второе давление и вторую температуру, которые соответственно ниже первого давления и первой температуры первичного воздуха.
Например, промежуточной ступенью компрессора может быть шестая ступень с шестым рядом лопаток 6 компрессора, и вторичный воздух 34b высокого давления можно отбирать на последующих лопатках направляющего аппарата, при этом соответствующие давление Р6 и температура Т6 шестой ступени будут существенно ниже соответствующих давления Р7 и температуры Т7 последней ступени отбираемого первичного воздуха 34.
При этом как ДНК-воздух, так и не являющийся ДНК воздух можно использовать совместно для комбинированного охлаждения лопаток 44 первой ступени для повышения кпд двигателя. Воздух, являющийся воздухом до ДНК, менее дорогостоящий, чем ДНК-воздух, так как он не прошел полного цикла сжатия и, соответственно, температура воздуха до ДНК-воздуха существенно ниже температуры ДНК-воздуха даже до сотен градусов.
Согласно этому изобретению воздух, не являющийся ДНК воздухом и используемый для охлаждения лопаток соплового аппарата первой ступени, должен быть воздухом из компрессора для обеспечения должного запаса по противотоку для этих лопаток. Согласно фиг.3 и 4 газообразные продукты 38 сгорания нагнетаются из выпускного конца камеры сгорания и сразу поступают на ряды лопаток 44 соплового аппарата, вокруг которых газы разделяются на противоположных сторонах 54, 56 нагнетания и всасывания.
Газообразные продукты 38 сгорания выходят из камеры сгорания с максимальными давлением и температурой, создавая неблагоприятную среду, в которой лопатки 44 соплового аппарата должны надлежащим образом охлаждаться для обеспечения им длительного срока службы. В связи с упорядоченным расположением первых охлаждающих отверстий 70 вокруг передней кромки и переднего охлаждающего канала 66 лопаток этот передний канал 66 должен обеспечиваться компрессорным воздухом максимального давления, в частности первичным ДНК-воздухом 34.
Таким образом, все первые отверстия 70, которые нагнетают отработанный первичный воздух из переднего канала 66, могут иметь надлежащий запас по противотоку, чтобы предотвратить всасывание горячих газообразных продуктов 38 сгорания при работе.
Благодаря описанным выше лопаткам 50 одноступенчатой турбины давление газообразных продуктов 38 сгорания значительно снижается как на лопатках 44 соплового аппарата, так и на турбинных лопатках 50. Соответственно, снижением давления на лопатках соплового аппарата можно воспользоваться, чтобы применить не являющийся ДНК-воздух для охлаждения задней части каждой лопатки соплового аппарата, окружающих соответствующие задние охлаждающие каналы 68, а также для обеспечения соответствующего запаса по противотоку.
Аэродинамический профиль лопаток соплового аппарата, показанный на фиг.4, создает относительно высокое давление на стороне нагнетания лопатки и относительно низкое давление на всасывающей стороне 56 лопатки, с соответствующими распределениями давления по противоположным сторонам лопатки, снижающимися между передней и задней кромками лопатки. За счет предпочтительного местоположения вторых охлаждающих отверстий 72 вблизи задней кромки 60 лопатки отработанный вторичный воздух задействует имеющие более низкое давление газообразные продукты сгорания, чтобы создать надлежащий запас по противотоку с соответственно более низким давлением вторичного воздуха 34b.
Для приводимого в качестве примера семиступенчатого компрессора, показанного на фиг.2, при взаимодействии с одноступенчатой турбиной 22 высокого давления, промежуточную шестую ступень компрессора можно выбрать для создания статического давления во вторичном воздухе 34b, отбираемом из него и который в соответствующей степени выше статического давления в газообразных продуктах 38 сгорания на задних кромках 60 ряда лопаток 44 (см. фиг.4), для обеспечения достаточного запаса по противотоку во вторых отверстиях 12, которые выводят отработанный вторичный воздух от лопаток.
По причине разных значений давления первичного воздуха 34 и вторичного воздуха 34b внутри каждой лопатки 44 и по причине разного распределения давления газообразных продуктов сгорания, являющихся внешними по отношению к лопаткам, два охлаждающих канала 66, 68 внутри каждой лопатки должны быть изолированы друг от друга, чтобы между не было сообщения по текучей среде.
Соответственно, перегородка 64 соединяет как одно целое противоположные стороны 54, 56 каждой лопатки и проходит полностью в ее радиальном направлении и как одно целое соединяет расположенные радиально внешний и внутренний бандажи 46, 48 согласно фиг.3 и 4; при этом упомянутая перегородка является неперфорированной между двумя каналами 66, 68.
Поскольку в передний охлаждающий канал 66 каждой лопатки поступает первичный ДНК-воздух 34, ряды первых отверстий 70 пленочного охлаждения можно разместить вокруг переднего канала в любом известном упорядоченном расположении, при этом обеспечивая соответствующий запас по противотоку для изменяющегося распределения давления газообразных продуктов сгорания, являющихся внешними по отношению к лопатке.
Выпускные вторые отверстия 72 для задних каналов 68 должны находиться в областях относительно низкого давления газообразных продуктов сгорания, например вблизи тонкой задней кромки лопаток. Соответственно, задние каналы 68 предпочтительно выполнены неперфорированными на стороне 54 высокого давления каждой лопатки, и также предпочтительно выполнены неперфорированными на имеющей более низкое давление стороне 56 всасывания каждой лопатки.
Согласно фиг.4 стенки, образующие задний охлаждающий канал 68, выполнены неперфорированными на обеих сторонах нагнетания и всасывания лопатки, и вдоль перегородки 64; причем вторые отверстия 72 проходят назад через сторону 54 нагнетания, почти доходя (там, где это позволяет имеющееся место) до тонкой задней кромки 60.
При этом вторые отверстия 72 выходят как можно ближе к задней кромке 60 на стороне нагнетания лопатки, где распределение давления внешних газообразных продуктов сгорания быстро уменьшается в сторону задней кромки. В этом варианте осуществления изобретения требуемые для вторичного воздуха 34b значения давления поэтому можно снизить, чтобы можно было использовать отбираемый воздух компрессора с шестой ступени.
Согласно фиг.4 порядок расположения первых отверстий 70, окружающих передний канал 66, имеет ряд задних отверстий, проходящих назад от переднего канала и по стороне 54 давления, и частично по заднему каналу 68, чтобы выводить часть отработанного первичного воздуха к выпускным концам вторых отверстий 72. Таким образом, оба канала 66, 68 охлаждаются внутри соответствующим первичным и вторичным воздухом при помощи, например, соответствующих отражательных перегородок 74; при этом отработанный охлаждающий воздух выводится через различные ряды первых и вторых отверстий 70, 72.
Выводимый воздух образует соответствующие пленки, которые обеспечивают теплоизоляцию на внешней поверхности лопатки во время их прохождения далее к задней кромке 60. Задний ряд первых отверстий 70 обеспечивает дополнительное конвективное охлаждение стороны 54 нагнетания лопатки, где он ограничивает задний канал 68 и выводит свой отработанный охлаждающий воздух в защитной пленке на задней части заднего канала 68.
Соответственно, некоторая часть отработанного первичного воздуха выводится из переднего канала 66 и первых отверстий 70 на всасывающей стороне лопатки и течет назад к задней кромке в защитной пленке по всасывающей стороне заднего канала 68.
Осевое или хордовое местоположение перегородки 64 между противоположными ведущей и задней кромками лопатки можно выбрать сообразно данному распределению давления внешних газообразных продуктов сгорания и сообразно определенным давлениям первичного ДНК-воздуха 34 и вторичного воздуха 34b между ступенями.
На фиг.2 показана принципиальная конструкция основного двигателя, содержащего компрессор 18, камеру 20 сгорания и турбину 22 высокого давления. Первый контур 76 охлаждения, который обеспечивает первичный ДНК-воздух 34 для лопаток 44 соплового аппарата, может иметь любую известную конфигурацию, соответствующим образом модифицированную для введения второго контура 78 для тех же лопаток. Например, двигатель также имеет кольцевой внешний кожух 80, окружающий камеру 20 сгорания и сопло 22 и образующий часть первого контура 76 от выпускного конца компрессора 18 к соплу 42.
Второй контур 78 может иметь любую известную конфигурацию для отбора воздуха перед ДНК-воздухом из компрессора 18, которая обычно начинается в кожухе компрессора, в котором установлены лопатки направляющего аппарата непосредственно позади компрессорных лопаток 6 шестой ступени. Второй контур 78 содержит соответствующие каналы или трубки, по которым идет вторичный отбираемый воздух 34b во внешний кожух, окружающий лопатки 44 соплового аппарата.
Согласно фиг.3 выпускной или нагнетательный конец второго контура 78 образован множеством радиальных трубок или трубочек 82, проходящих в радиальном направлении через внешний кожух 80 к внешнему бандажу 46 сопла 42.
Внешний и внутренний бандажи 46, 48 сопла можно обычным образом охлаждать первичным ДНК-воздухом 34 из первого контура 76, который отделен от второго контура 78 трубками 82.
На фиг.2 также показан обычный кольцевой внутренний кожух 84, расположенный в радиальном направлении от внутреннего пространства камеры 20 сгорания и образующий еще одну часть первого контура 76. Камера 20 сгорания и турбинное сопло 42 обычно расположены с интервалом от внутреннего кожуха 84, и часть ДНК-воздуха соответствующим образом направляется для охлаждения внутреннего бандажа 48 сопла.
Согласно фиг.3 внешний и внутренний бандажи 46, 48 имеют соответствующие внешний и внутренний входные отверстия 86 для каждой лопатки 44, которые образуют выпускные, или нагнетательные концы первого контура 76 для подачи первичного воздуха в передние каналы 66 от обоих концов лопаток.
Соответственно, внутренний бандаж 48 выполнен неперфорированным под задним каналом 68 и обычно содержит установочный фланец для прикрепления сопла к внутреннему кожуху 84. Внешний бандаж 46 имеет соответствующие впускные отверстия над задними каналами 68, в которых уплотненно соединены соответствующие трубки 82.
Соответственно, турбинное сопло 42 первой ступени согласно фиг.3 можно определенным образом модифицировать для приема имеющего повышенное давление охлаждающего воздуха от различных источников в компрессоре для его комбинированного охлаждения и для повышения кпд турбины и двигателя. Первичный ДНК-воздух 34b отбирается с последней ступени компрессора 18 в передние охлаждающие каналы 66 в каждой лопатке 44 соплового аппарата для ее первоначального внутреннего охлаждения, и отработанный воздух выходит из расположенных в ней в определенном порядке первых охлаждающих отверстий 70.
Вторичный воздух 34b, предшествующий ДНК-воздуху, автономно отбирается с соответствующей промежуточной ступени компрессора 18 в задние охлаждающие каналы 68 в тех же лопатках 44 для их внутреннего охлаждения и затем выходит из ряда вторых отверстий 72. Поскольку давление и температура вторичного воздуха 34b ниже давления и температуры первичного ДНК-воздуха, улучшается охлаждение задней части лопаток соплового аппарата.
Одноступенчатая турбина 22 высокого давления согласно фиг.3 обеспечивает значительное снижение давления в газообразных продуктах 38 сгорания на передних и задних кромках 58, 60 лопаток, чтобы можно было использовать источники воздуха двойного давления с приемлемыми запасами по противотоку на разных передних и задних частях лопаток. Вторичный воздух 34b можно отбирать с промежуточной ступени при статическом давлении, которое превышает статическое давление газообразных продуктов 38 сгорания на задних кромках 60 лопатки, на которые выходят вторые отверстия 72, чтобы обеспечивать должный запас по противотоку на них, несмотря на более низкое давление вторичного воздуха.
Согласно фиг.2 газообразные продукты сгорания затем проходят в ряд турбинных лопаток 50, которые также являются полыми и имеют внутренние контуры охлаждения для их охлаждения. Охлаждение турбинных лопаток 50 не зависит от охлаждения лопаток 44 соплового аппарата, и они могут иметь любую известную конфигурацию.
Как упоминалось выше, аэродинамический профиль отдельных лопаток 44 соплового аппарата регулирует соответствующее распределение давления газообразных продуктов 38 сгорания, проходящих далее по противоположным сторонам нагнетания и всасывающей стороне лопаток. Распределение давления вокруг лопаток соплового аппарата также зависит от определенной конфигурации самих лопаток ротора турбины и числа ступеней в нем. Для одноступенчатой турбины 22 высокого давления существенное снижение давления происходит в газообразных продуктах сгорания на лопатках соплового аппарата.
На фиг.5 и 6 показаны соответствующие модификации задних концов лопаток 44 соплового аппарата, проиллюстрированных на фиг.4 и в остальном одинаковых с ними.
На фиг.5 вторые отверстия 72 проходят назад через всасывающую сторону 56 лопатки, почти не доходя (если позволяет имеющееся место) до задней кромки 60. Поэтому сторона нагнетания заднего канала 68 является неперфорированной по всей осевой длине заднего канала. Всасывающая сторона заднего канала 68 также является неперфорированной, причем вторые отверстия 72 проходят от него назад.
Поскольку давление внешних газообразных продуктов сгорания ниже на всасывающей стороне лопатки, чем на стороне нагнетания, имеющая более низкое давление промежуточная ступень, например пятая ступень компрессора 18 согласно фиг.2, может использоваться для обеспечения вторичного отбираемого воздуха 34с к задним охлаждающим каналам 68 ряда лопаток.
Второй контур 78 согласно фиг.2 можно соответствующим образом модифицировать для отбора воздуха компрессора пятой ступени вместо воздуха шестой ступени. Воздух пятой ступени имеет соответственно более низкое давление и более низкую температуру, чем воздух шестой ступени, и его можно использовать для дальнейшего повышения кпд охлаждения лопаток и кпд самой турбины. Соответственно, надлежащий запас по противотоку можно обеспечить на вторых отверстиях 72 на всасывающей стороне аэродинамического профиля при помощи имеющего более низкое давление отбираемого воздуха пятой ступени.
На фиг.6 показана еще одна модификация заднего конца лопаток 44 согласно фиг.4, которые в остальном одинаковы с ними. В этом варианте осуществления второй контур 78 также начинается в пятой ступени компрессора вместо шестой ступени, чтобы обеспечивать имеющий более низкое давление вторичный воздух 34 с для задних охлаждающих каналов 68 в ряде лопаток. В этом варианте осуществления задняя кромка 60 может быть утолщена, чтобы вторые отверстия 72 помещались между противоположными стороной нагнетания и всасывающей стороной 54, 56 лопатки для выведения отработанного вторичного воздуха 34 с непосредственно на задней кромке 60. Соответственно, задние каналы 68 являются полностью неперфорированными на противоположных сторонах нагнетания и всасывающей стороне лопатки.
Для оптимального согласования определенного распределения внешнего давления газообразных продуктов сгорания на тонкой задней кромке лопаток с давлением выбранной промежуточной ступени компрессора в целях обеспечения запаса по противотоку во вторых отверстиях 72 можно использовать различные конфигурации задней кромки лопатки согласно фиг.4-6. Любой отбираемый от компрессора воздух между ступенями может улучшить показатели охлаждения лопаток соплового аппарата и повысить кпд двигателя, но тем не менее он должен иметь давление, достаточное для того, чтобы обеспечить должный запас по противотоку вокруг задних охлаждающих каналов 68.
Комбинированный эффект использования первичного ДНК-воздуха для охлаждения передних частей лопаток соплового аппарата и вторичного воздуха, не являющегося воздухом ДНК, для охлаждения задних частей лопаток можно использовать для улучшения показателей охлаждения самих лопаток соплового аппарата, а также для повышения общего кпд турбины высокого давления и двигателя.
Выше описаны варианты осуществления изобретения, считающиеся предпочтительными и приводимыми в качестве примера, хотя специалистам в данной области техники при обращении к данному описанию станут очевидными другие модификации, попадающие в рамки идеи и объема настоящего изобретения, определяемые только лишь прилагаемой формулой изобретения.
Соответственно, объем защиты настоящего изобретения определен прилагаемой формулой.