СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОХЛАЖДЕНИЯ ВАЛА АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD AND DEVICE FOR COOLING SHAFT OF AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано в транспортном машиностроении.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В известных конструкциях авиационных ГТД вал ротора, кроме передачи крутящего момента, служит для подачи воздуха с повышенными давлением и, соответственно, температурой на наддув уплотнений масляных полостей и на обогрев защищаемой от обледенения поверхности входного эллипсоидообразного или конического входного обтекателя компрессора (RU 2455511, F02C 7/12, 2012 г.; RU 128247, F02C 7/12, 2013 г.; RU 2550224, F02C 7/14; Иностранные авиационные двигатели, 2000: Справочник/ общая редакция Л.И. Соркина. -. М.: Изд. дом «Авиамир», 2000.; Иностранные авиационные двигатели, 2005: Справочник ЦИАМ/ общая редакция В.А. Скибин, В.И. Солонин. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2005.; Иностранные авиационные двигатели и газотурбинные установки: Справочник (по материалам зарубежных публикаций.) - Вып. 15 (2010). - М.: Изд-во ЦИАМ, 2010).
В современных авиационных ГТД такие конструкции валов характеризуются применением жаропрочных сталей и сплавов для обеспечения их циклической долговечности в условиях повышенной температуры, что усложняет технологию их обработки и увеличивает стоимость их изготовления.
Способ и устройство охлаждения вала авиационного ГТД, представленные в патенте RU 2550224, приняты в качестве прототипа, в котором воздушные полости валов и подшипниковых опор соединены с кольцевыми коллекторами повышенного и пониженного давления воздуха, выполненными с возможностью переключения отбора воздуха с коллектора повышенного на коллектор пониженного давления воздуха, отличающийся тем, что коллектор пониженного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора низкого давления, а коллектор повышенного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора высокого давления, причем между коллектором повышенного давления воздуха и воздушными полостями подшипниковых опор и валов установлен воздухо-воздушный теплообменник, размещенный в канале наружного контура газотурбинного двигателя.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
При создании данного изобретения решается задача улучшения охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью при использовании воздуха, отбираемого со входа в двигатель, с соответствующим увеличением либо циклической долговечности вала, либо уменьшением его массы, либо возможностью использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления; технический результат заключается в реализации этого назначения.
Существенные признаки:
ограничительные: способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью, устройство охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью, входной обтекатель компрессора, область пониженного давления за срезом реактивного сопла.
отличительные: вал авиационного ГТД с внутренней полостью охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора со входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖА
На чертеже показана:
Фиг. 1 - схема течения охлаждающего вал авиационного ГТД воздуха.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью осуществляется за счет наличия области пониженного давления за срезом реактивного сопла, при истечении через него продуктов сгорания, что позволяет организовать течение воздуха через внутреннюю полость вала со входа в двигатель в данную область. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью реализуется посредством устройства (Фиг. 1), которое содержит входной обтекатель компрессора 1 с центральным отверстием 2 отбора воздуха со входа в двигатель во внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3 с уплотнением 4 для прохода воздуха через внутреннюю полость вала 5 в область пониженного давления за срезом реактивного сопла 6 на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода 3 и охлаждения вала 5.
После запуска авиационного ГТД под действием перепада давления между входом в двигатель и областью пониженного давления за срезом реактивного сопла воздух с минимальной температурой в термодинамическом цикле авиационного ГТД, проходя через центральное отверстие 2 входного обтекателя компрессора 1, внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3, охлаждает вал 5 авиационного ГТД до минимально возможной температуры, что позволяет обеспечить либо увеличение циклической долговечности вала ГТД, либо уменьшение его массы, либо возможность использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления.
Дополнительный эффект применения такого способа охлаждения вала авиационного ГТД заключается в переносе наиболее подверженной обледенению центральной части входного обтекателя компрессора во внутреннюю полость вала компрессора при введении центрального отверстия обтекателя компрессора, что обеспечивает сокращение количества воздуха, отбираемого из компрессора на его обогрев, и уменьшение вероятности повреждения лопаток компрессора частицами льда.