СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ ТУРБИННЫХ ЛОПАТОК ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD OF COOLING GAS TURBINE ENGINE VANES

Изобретение относится к авиадвигателестроению.
В газотурбинных двигателях (ГТД) температура газа в основной камере сгорания зависит как от количества сгораемого топлива (коэффициента избытка воздуха), так и от температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, и может достигать 2600÷2800 К (при более высоких температурах происходит диссоциация продуктов сгорания). Жаропрочность турбинных лопаток, как правило, не превышает 1200 К. Существующие способы охлаждения турбинных лопаток позволяют повышать температуру газа перед лопатками до 2000 К, что на 600÷800 градусов меньше той, которую можно допустить (иметь) в камере сгорания ГТД. Наличие указанной разницы вынуждает ограничивать подачу топлива (температуру газа в основной камере сгорания) и соответственно - мощность ГТД.
Целью изобретения является разработка способа, позволяющего создать условия, при которых температуру газа в основной камере сгорания ГТД можно повысить до 2600÷2800 К (снять ограничения по подаче топлива, накладываемые турбиной).
Известны открытые и замкнутые системы охлаждения турбинных лопаток (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.189, рис.11.1 и 11.2). В открытых системах охладитель (например, воздух, отбираемый от компрессора) используется для отвода тепла от лопаток однократно, после чего выпускается в проточную часть турбины. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем внутренние полости лопаток и теплообменник.
Известна система воздушного охлаждения турбинных лопаток открытого типа, которая используется в авиационном газотурбинном двигателе АЛ-31Ф (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003 г., стр.656, рис.22.1). В этой системе воздух, отбираемый от компрессора, охлаждается в теплообменнике, установленном во втором контуре, и через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, подается во внутренние полости турбинных лопаток.
к
Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02С 3/32, 1999 г.), у которого температура газа перед турбинными лопатками ниже, чем на выходе из основной камеры сгорания, а степень повышения давления в осевом компрессоре π менее четырех.
к
Поставленная цель достигается тем, что в турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) воздух для охлаждения турбинных лопаток отбирается от входного устройства, охлаждается, смешиваясь с водой (топливом) во внутренней полости вала двигателя, сжимается в низконапорном (π=1,8÷2,0) центробежном компрессоре, встроенном в рабочее колесо турбины, с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток, откуда истекает в проточную часть турбины, отбирая тепло от лопаток и создавая защитную (газовую) пленку на поверхности пера каждой из них.
Сущность изобретения заключается в том, что для достижения поставленной цели осуществляется двойное охлаждение: а) горячего газа - воздухом второго контура; б) турбинных лопаток - воздухом, отбираемым от входного устройства, расход которого более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор. При необходимости эффект охлаждения лопаток усиливается за счет использования хладоресурса жидкости (воды или топлива).
Существенным является использование газодинамической схемы турбоэжекторного двигателя, которая позволяет реализовать указанное выше двойное охлаждение.
На фиг.1 изображена схема турбоэжекторного двигателя, иллюстрирующая способ охлаждения турбинных лопаток;
на фиг.2 изображены зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха.
Турбоэжекторный двигатель (фиг.1) состоит из турбокомпрессора 1, включающего компрессор, основную камеру сгорания, камеру смешения, турбину, соединенную с компрессором полым валом 2, имеющую встроенный в рабочее колесо центробежный компрессор 3, полые лопатки 4, наружного канала 5, форсажной камеры 6.
к
Способ охлаждения турбинных лопаток 4 осуществляется следующим образом. Воздух (более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор) из выходного устройства за счет разрежения, создаваемого центробежным компрессором 3, поступает внутрь вала 2 и далее - в центробежный компрессор 3, имеющий расчетную степень повышения давления π=1,8÷2,0, после чего через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, - во внутренние полости лопаток 4, где за счет теплообмена и организации пленочного (заградительного) охлаждения осуществляется понижение температуры лопаток.
В том случае, если температуру лопаток невозможно понизить до допустимого значения, что имеет место на скоростях полета М>3,5, внутрь вала 2 подается вода в количестве, необходимом для понижения температуры лопаток до допустимого значения. Температура воздуха на скоростях полета М>3,5 составляет более 600 К. Вода, попадая внутрь вала, испаряется, поглощая теплоту. Образующаяся паровоздушная смесь имеет более низкую температуру и более высокую теплоемкость, чем исходный воздух, что способствует лучшему охлаждению лопаток.
У форсированных двигателей вместо воды внутрь вала 2 подается топливо, используемое в форсажной камере.
Существенным для достижения поставленной цели является то, что в турбоэжекторном двигателе наряду с процессами, описанными выше, происходит охлаждение газа, выходящего из основной камеры сгорания, воздухом наружного контура 5. Благодаря этому температура газа перед турбиной Тг* оказывается существенно ниже температуры газа в камере сгорания (температура газа перед турбиной ТРДЭ при стехиометрическом составе топлива в основной камере сгорания составляет ~2300 К).
Покажем, что предлагаемые меры достаточны, чтобы обеспечить работоспособность турбины при Тг* более 2300 К.
во
к
На фиг.2 показаны зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха ΔТ, построенные с использованием метода малых отклонений для ГТД пятого поколения (Тг*=2000 К; π=25). Зависимости построены для трех значений коэффициента интенсивности охлаждения θ=0,6; 0,7; 0,8 (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.195, рис.11.8). Видно, что уменьшение температуры охлаждающего воздуха на 70÷200 градусов позволяет повысить Тг* до 2300 К и более. В ТРДЭ снижение температуры охлаждающего воздуха только за счет уменьшения степени сжатия охлаждающего воздуха с 25 (ГТД пятого поколения) до 1,8-2,0 (ТРДЭ) составляет более 400 градусов, а следовательно, температура газа перед турбинными лопатками без каких-либо доработок может быть увеличена до 2300 К и более.
Таким образом, предлагаемый способ позволяет снять температурные ограничения (ограничения по подаче топлива), накладываемые газовой турбиной на работу основной камеры сгорания ГТД, и при необходимости - довести температуру газа в основной камере сгорания до 2600-2800 К.
Снятие указанных ограничений позволит существенно повысить тяговую мощность ГТД и, как следствие, увеличить скорость полета летательных аппаратов. Расчетные исследования показывают, что ТРДЭ позволяют без применения форсажа разгонять летательные аппараты до скоростей полета М=5,0 (В.Л.Письменный. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета // Полет, 2009, №8. С.19-23). При этом общий коэффициент полезного действия ТРДЭ составляет порядка 50 процентов.