ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
DOUBLE-FLOW TURBINE JET ENGINE

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель содержащий вентилятор, наружный корпус двигателя, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления с форсажной камерой во внутреннем контуре для подогрева выхлопных газов турбины, а также с горелкой форсажной камеры в канале наружного контура. Воздух, отбираемый из компрессора высокого давления для охлаждения турбины, предварительно охлаждается в воздухо-воздушных теплообменниках, установленных в канале наружного контура, подогревая воздух, направляющийся в горелку форсажной камеры, установленную в канале наружного контура (Патент US 3528250 F02C 7/18, F02K 3/04, 3/10, опубликован 15.09.1970 г.).
Основным недостатком данного двухконтурного турбореактивного двигателя является повышенный уровень гидравлических потерь в канале наружного контура вследствие его загромождения размещенными в нем воздухо-воздушными теплообменниками, ведущий к снижению его экономичности.
Наиболее близким предлагаемому техническому решению является двухконтурный турбореактивный двигатель с секционным воздухо-воздушным теплообменником в канале наружного контура, размещенным в выемке обтекателя газогенератора с наклоном навстречу потоку воздуха (Патент RU 2488710 F02K 3/08, опубликован 27.07.2013 г.).
Данный двигатель также имеет пониженную экономичность из-за повышенных гидравлических потерь в его наружном контуре из-за загромождения его проходного сечения секциями воздухо-воздушного теплообменника, что является недостатком.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности двухконтурного турбореактивного двигателя за счет снижения гидравлических потерь в кольцевом канале его наружного контура.
Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем вентилятор, наружный корпус двигателя, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбины привода вентилятора и компрессора высокого давления, наружный корпус двигателя выполнен в виде двух соосных кольцевых стенок, между которыми размещены не менее чем три ребра, формирующие винтовые каналы для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, при этом вход винтовых каналов соединен с отверстиями, выполненными в корпусе компрессора высокого давления, а их выход - с отверстиями, выполненными в корпусе турбины низкого давления, сообщающимися с отверстиями для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления
Выполнение наружного корпуса двигателя в виде двух соосных кольцевых стенок, между которыми размещены не менее чем три ребра, формирующие винтовые каналы для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, позволяет использовать для теплообмена поверхности кольцевых стенок, контактирующих с воздушными потоками в продувочном канале мотогондолы летательного аппарата и в наружном контуре двигателя.
Соединение входа винтовых каналов с отверстиями, выполненными в корпусе компрессора высокого давления, а их выхода - с отверстиями, выполненными в корпусе турбины низкого давления, сообщающимися с отверстиями для прохода охлажденного воздуха, выполненными в корпусе турбины высокого давления позволяет в совокупности с винтовыми каналами осуществить движение потоков воздуха с многократным перекрестным током, при котором воздух, предназначенный для охлаждения турбины, движется по винтовым каналам в наружном корпусе двигателя, а воздушные потоки в продувочном канале мотогондолы и в наружном контуре двигателя - вдоль его оси, обеспечивая высокую эффективность предварительного охлаждения воздуха, предназначенного для охлаждения турбины, при этом снижаются гидравлические потери в наружном контуре двигателя, способствуя повышению его экономичности.
Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами.
На фиг. 1 показан продольный разрез двухконтурного турбореактивного двигателя, на фиг. 2 - подвод воздуха в винтовые каналы наружного корпуса двигателя (вид А на фиг. 1); на фиг. 3 - подвод воздуха в систему охлаждения турбины высокого давления (вид Б на фиг. 1).
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления 2, камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4 и турбину низкого давления 5. Турбина низкого давления 5 приводит во вращение вентилятор 1, а турбина высокого давления 4 - компрессор высокого давления 2. Между вентилятором 1 и компрессором высокого давления 2 расположен промежуточный корпус 6, делящий поток воздуха за вентилятором 1 на наружный 7 и внутренний 8 контуры. К промежуточному корпусу 6 крепится наружный корпус двигателя 9. Двигатель установлен в мотогондоле летательного аппарата 10 с продувочным каналом 11. За компрессором высокого давления 2 перед камерой сгорания 3 находится полость 12, из которой производится отбор воздуха на охлаждение турбины высокого давления 4. Наружный корпус двигателя 9 состоит из наружной 13 и внутренней 14 соосных кольцевых стенок, между которыми расположены винтовые ребра 15 в количестве не менее трех штук, которые делят кольцевую полость между стенками 13 и 14 на винтовые каналы 16 для прохода воздуха, предназначенного для охлаждения турбины высокого давления. Вход винтовых каналов 16 соединен с отверстиями 17, выполненными в корпусе 18 компрессора высокого давления 2, патрубками 19 с окнами 20. Выход винтовых каналов 16 патрубками 21 с окнами 22 соединен с отверстиями 23, выполненными в корпусе 24 турбины низкого давления 5. В корпусе 25 турбины высокого давления 4 закреплены сопловые лопатки 26 и выполнены отверстия 27, сообщающиеся с отверстиями 23 в корпусе турбины низкого давления 5, для прохода охлаждающего воздуха в полость 28 во внутреннем корпусе 29 соплового аппарата турбины высокого давления 4 с сопловыми отверстиями 30. Ротор турбины высокого давления 4 включает в себя диск турбины 31, покрывной диск 32 и рабочие лопатки 33. В покрывном диске 32 и в диске турбины 31 выполнены отверстия, соответственно, 34 и 35 подачи воздуха к рабочим лопаткам 33.
При работе двухконтурного турбореактивного двигателя атмосферный воздух поступает на вход в его вентилятор 1 и в продувочный канал 11 мотогондолы летательного аппарата 10. Поток воздуха с повышенным давлением за вентилятором 1 в промежуточном корпусе 6 делится на наружный 7 и внутренний 8 контуры. Воздух внутреннего контура поступает на вход в компрессор высокого давления 2, а воздух наружного контура 7 - в канал, образованный наружным корпусом двигателя 9 и корпусом 18 компрессора высокого давления 2. Воздух с высоким давлением из компрессора высокого давления 2 поступает в камеру сгорания 3 и далее, в виде продуктов сгорания углеводородного топлива, в турбины высокого 4 и низкого 5 давления. Из полости 12 за компрессором высокого давления 2 перед камерой сгорания 3 производится отбор воздуха на охлаждение турбины высокого давления 4. Охлаждающий воздух поступает по отверстиям 17 в корпусе 18 компрессора высокого давления 2, патрубкам 19 с окнами 20 в винтовые каналы 16 наружного корпуса двигателя 9, образованные его наружной 13 и внутренней 14 кольцевыми стенками и ребрами 15 между ними. Проходя по винтовым каналам 16, охлаждающий воздух отдает часть своей тепловой энергии через стенку 13 потоку воздуха в продувочном канале 11, а через стенку 14 - потоку воздуха в наружном контуре 7 двигателя. В результате температура охлаждающего воздуха снижается. Охлажденный воздух выходит из каналов 16 по патрубкам 21 с окнами 22 к отверстиям 23, выполненным в корпусе 24 турбины низкого давления 5, и далее - по сообщающимся отверстиям 27, выполненным в корпусе 25 турбины высокого давления 4, он проходит через полости сопловых лопаток 26 в полость 28 во внутреннем корпусе 29 соплового аппарата турбины высокого давления 4. По сопловым отверстиям 30 во внутреннем корпусе 29, отверстиям 34 и 35 соответственно в покрывном диске 32 и диске 31 турбины высокого давления 4 охлажденный воздух поступает в рабочие лопатки 33 ротора турбины высокого давления 4.
Таким образом, реализуемая схема движения потоков воздуха с многократным перекрестным током, обеспечивает высокую эффективность предварительного охлаждения воздуха предназначенного для охлаждения турбины, а минимизация загромождения наружного контура снижает гидравлические потери в нем, что способствует повышению экономичности двигателя.