БЕЗЛОПАТОЧНЫЙ СОПЛОВОЙ АППАРАТ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2001 года по МПК F01D9/02 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в авиационных двигателях малой мощности с радиальными и диагональными турбинами, а также в стационарных газотурбинных установках.

Известен неохлаждаемый лопаточный сопловой аппарат (Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1974, стр. 130, рис. 5.24). Этот аппарат состоит из сопловых лопаток, закрепленных между наружным и внутренним кольцевыми ободами. Лопатки образуют межлопаточные каналы для подвода рабочего тела из камеры сгорания к колесу турбины.

Средняя линия каждого канала расположена на цилиндрической поверхности, перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины, поэтому рабочее тело меняет свое направление от осевого до величины угла выхода потока на лопатки рабочего колеса. Подвод рабочего тела осуществляется по кратчайшему пути, что обеспечивает низкие потери среднемассовой скорости.

При оптимальных размерах решетки течение в сопловом аппарате плоско-параллельное. Это обуславливает требуемый угол выхода 18 - 24^o рабочего тела из канала на рабочее колесо турбины. Суммарная неравномерность потока при наличии 30 выходных кромок составляет в среднем 5% от среднемассовой скорости. Эта величина конструктивно обусловлена.

В аппарате каждая сопловая лопатка обтекает горячим рабочим газом как со стороны спинки, так и со стороны корыта. Поэтому величина температуры за камерой сгорания, при отсутствии охлаждения лопаток, обусловлена их материалом.

Не оказывает существенного влияния на охлаждение лопаток и обдув внешнего корпуса соплового аппарата, т.к. между корпусом турбины и лопаткой имеется воздушный зазор и тепло от лопатки не передается воздуху, обтекающему корпус.

Известен сопловой аппарат радиальной турбины (А.Н.Шерстюк, А.Е.Зарянкин. Радиально-осевые турбины малой мощности. - М.: Машиностроение, 1976 г., стр. 65, рис.4 в), состоящий из кольцевого корпуса, в котором выполнены подводящие рабочее тело на лопатки турбины криволинейные каналы с выходными сечениями, ориентированными в радиальном направлении. Он решает задачу обеспечения наибольшей температуры рабочего тела за камерой сгорания, т.е. высокой температуры термодинамического цикла работы двигателя, поскольку позволяет производить охлаждение корпуса внешним обдувом, например воздухом от вентилятора или компрессора низкого давления. Однако этот сопловой аппарат не может быть применим при осевой подаче рабочего тела. Для возможности применения его необходимо выполнить дополнительно входной патрубок с поворотом на 90^o от осевого в тангенциальное направление. Применение такого патрубка дважды изменит направление рабочего тела в сопловом аппарате, а следовательно, и увеличит в два раза потери давления в нем.

Кроме того, двухзаходный безлопаточный аппарат имеет два спиральных канала, в каждом из которых возникает вихревое движение, называемое парным вихрем. В результате этого вихревого движения потери скорости увеличиваются по длине канала. Потери среднемассовой скорости в среднем для каждого спирального канала составляет около 8%, что превышает размер потерь в лопаточном сопловом аппарате.

Момент количества движения в спиральном канале определяет параметры потока на входе и выходе из него. Поэтому скорости рабочего тела на входе в канал имеют зависимость от его окружных скоростей на входе в колесо турбины, и входные сечения каналов выполняются с определенной этими условиями площадью.

Для авиационных турбин является характерным малый коэффициент быстроходности колеса. Такие турбины имеют малый средний диаметр поперечного сечения спирального канала и большое число этих диаметров в его длине, т.е. рабочее тело проходит длинный путь от входного до выходного сечений спирального канала, что предопределяет большие потери среднемассовой скорости.

Изобретение обеспечивает при осевой подаче рабочего тела из камеры сгорания снижение потерь среднемассовой скорости за счет сокращения относительной длины пути рабочего тела в подводящем канале, а в случае внешнего обдува воздухом корпуса соплового аппарата сохранить высокую температур термодинамического цикла.

Это достигается тем, что в безлопаточном сопловом аппарате авиационного газотурбинного двигателя с осевой подачей рабочего тела из камеры сгорания, состоящем из кольцевого корпуса, в котором выполнены подводящие рабочее тело на лопатки турбины криволинейные каналы с выходными сечениями, ориентированными в радиальном направлении, новым является то, что каждый канал выполнен с входным сечением, ориентированным в осевом направлении, и средней линией в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины, которая расположена под углом 40-60^o к меридиональной плоскости, проходящей через середину входного канала, при этом площадь входного сечения превышает площадь выходного сечения не менее чем в три раза.

Осевая подача рабочего тела в сопловой аппарат в газотурбинных двигателях может быть осуществлена непосредственно из жаровой трубы кольцевой камеры сгорания (Г. С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1974 г., стр. 34, рис.2.10а) или из газосборника, при камере сгорания трубчатого типа (Г.С.Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1974 г., стр.34, рис.2.10б), а также если камера сгорания выполнена трубчато-кольцевой.

Количество подводящих каналов определяется конструктивными требованиями и зависит от относительной длины рабочей лопатки турбины, среднего диаметра лопаточного венца и пр. Оно может быть также обусловлено особенностями выполнения соплового аппарата, например, сопла могут быть расположены на разном расстоянии от оси турбины.

Выполнение криволинейного подводящего канала с входным сечением, ориентированным в осевом направлении, и выходным, ориентированным в радиальном, позволяет развернуть поток рабочего тела от осевого направления и до угла выхода потока на турбину, который составляет 18-24^o.

Величина суммарной площади входных поперечных сечений выбирается из газодинамических условий и ограничивается только поперечной площадью камеры сгорания.

При выполнении площади сечения подводящего канала S_вх в три и более раз превышающей площадь выходного его сечения S_вых число средних диаметров в длине канала небольшое (около двух), что снижает уровень потерь среднемассовой скорости за счет сокращения относительной длины пути рабочего тела в подводящем канале. Значения соотношений, превосходящих три, не оказывают значительного влияния на уменьшение потерь среднемассовой скорости.

В случае выполнения площади входного сечения подводящего канала S_вх менее чем в три раза превышающей площадь выходного его сечения S_вых возникает отрыв потока от внутренней стенки, что приведет к увеличению потерь среднемассовой скорости.

Плоскость, в которой расположена средняя линия каждого подводящего канала, т.е. плоскость, перпендикулярная плоскости вращения рабочего колеса турбины и расположенная под углом 40-60^o к меридиональной плоскости, проходящей через середину его входного сечения, обеспечивает подвод рабочего тела по кратчайшему пути, тем самым снижая потери среднемассовой скорости, связанные с трением о стенки канала.

При выполнении конструкции с подводящим каналом, средняя линия которого расположена в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины и под углом менее 40^o или более 60^o к меридиональной плоскости, проходящей через середину его входного сечения, не обеспечивается угол выхода потока на турбину, который составляет 18-24^o.

При внешнем обдуве корпуса соплового аппарата, выполненного по изобретению, воздухом от вентилятора или компрессора низкого давления, так же как и в спиральном безлопаточном сопловом аппарате, обеспечивается его охлаждение и соответственно повышение температуры рабочего тела за камерой сгорания, т.е. высокой температуры термодинамического цикла работы двигателя.

На фиг. 1 изображен продольный разрез авиационного газотурбинного двигателя с пятиканальным безлопаточным сопловым аппаратом.

На фиг. 2 изображен вид пятиканального безлопаточного соплового аппарата.

На фиг. 3 изображена схема радиальной турбины с пятиканальным безлопаточным сопловым аппаратом.

На фиг. 4 изображена схема подводящего канала.

На фиг. 5 изображена схема разреза подводящего канала по сечению е-е, обозначенному на фиг. 4.

Авиационный газотурбинный малоразмерный двигатель для малоразмерного самолета (фиг. 1) состоит из расположенных соосно вентилятора 1 внешнего воздуха, кольцевой камеры сгорания 2, безлопаточного соплового аппарата 3 и радиальной турбины 4 с лопатками 5. Внешняя стенка камеры сгорания 2 и аэродинамическое кольцо 6 вентилятора 1 образуют кольцевой канал 7.

Безлопаточный сопловой аппарат 3 (фиг. 2, 3) представляет собой кольцевой корпус 3, в котором выполнены пять криволинейных подводящих рабочее тело на лопатки турбины каналов 9, равномерно расположенные по его окружности. Каждый канал 9 представляет собой поверхность тора. Входное сечение 10 каждого канала ориентировано в осевом направлении (фиг. 3), т.е. средняя линия канала во входном сечении может иметь отклонение (± 10^o) от осевого направления. Выходное сечение 11 ориентировано по отношению к турбине 4 в радиальном направлении и может иметь отклонение от него (± 10^o), что справедливо для радиальных и диагональных турбин. Выходное сечение 11 выполнено в виде цилиндра. Площадь входного сечения 10 подводящего канала S_вх в три и более раз превышает площадь выходного 11 его сечения S_вых.
Средняя линия 12 (фиг.4 и 5) каждого подводящего канала 9 расположена в плоскости е-е перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины 4, которая расположена под углом γ = 40-60^o к меридиональной плоскости d-d, проходящей через середину входного сечения входного патрубка.

Пространственное расположение подводящего канала, т.е. его средней линии, а также положение входного и выходного сечений позволяет повернуть поток рабочего тела от осевого направления в радиальное, обеспечивая угол выхода потока из безлопаточного соплового аппарата на лопатки турбины ψ = 18-24^o.

Устройство работает следующим образом. Рабочее тело, т.е. горячий газ, выработанный камерой сгорания 2 (фиг. 1), поступает в безлопаточный сопловой аппарат 3 и через каналы 9, выполненные в литом кольцевом корпусе 8, далее направляется на лопатки 5 турбины 4.

Поток рабочего тела в канале 9 изменяет свое направление, обеспечивая угол выхода на рабочие лопатки 5 турбины 4, составляющий ψ = 18-24^o, поскольку каждый канал выполнен с входным сечением 10, ориентированным в осевом направлении, и выходным 11, ориентированным в радиальном. Поступая во входное сечение 10, он далее движется в направлении середины выходного сечения 11. Поскольку средняя линия 12 канала находится в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины, которая расположена под углом γ = 40-60^o к меридиональной плоскости, проходящей через середину его входного сечения 10, поток газа проходит кратчайший путь до лопаток 5 турбины 4, что обеспечивает наименьшие потери среднемассовой скорости, связанные с трением о стенки канала.

Поперечные сечения вдоль по каналу изменяются так, что выполняется плоскость гидравлической симметрии е-е (фиг. 4). Вид средней линии 12 в плоскости гидравлической симметрии показан на фиг. 5.

Площадь входного сечения 10 подводящего канала S_вх в три и более раз превышает площадь выходного 11 его сечения S_вых, т.е. канал сужающийся с небольшой относительной длиной, поэтому число средних диаметров в длине канала по средней линии небольшое (около двух), пропорционально которому уменьшаются потери среднемассовой скорости на выходе из канала. Отрыв потока газа от стенок в канале отсутствует. Поток газа вытекает из выходного сечения 11, как закрученная струя, под углом ψ = 18-24^o.

Пространственное расположение подводящего канала, т.е. его средней линии, а также положение входного и выходного сечений и их соотношение позволяет сократить относительную длину пути рабочего тела в подводящем канале, что ведет к снижению потерь среднемассовой скорости, уровень которых не более чем в лопаточном сопловом аппарате (5%).

Охлаждение корпуса 8 безлопаточного соплового аппарата выполняется воздухом, подаваемым вентилятором 1 по каналу 7 для создания тяги двигателя. Обдув корпуса 8 холодной струей вентиляторного воздуха позволяет снизить температуру его внешней стенки.

Были проведены исследования на модели пятиканального безлопаточного соплового аппарата, изготовленного в масштабе 1:2. Согласно экспериментальным данным, полученным путем продувки модели воздухом под давлением из ресивера с выпуском через кольцевой канал в атмосферу, коэффициент потерь полного давления составил 8%, что соответствует потере среднемассовой скорости 5%. При эксперименте манометром замерялось давление в ресивере, равное 1 ати, а также разность полных давлений в ресивере и на выходе из подводящего канала с помощью U-образного водяного манометра. Полное давление на выходе замерялось путем переустановки приемника давления по кольцевому каналу (заменяющего колесо турбины) для учета неравномерности поля полного давления.

Безлопаточный сопловой аппарат авиационного газотурбинного двигателя с осевой подачей рабочего тела из камеры сгорания состоит из кольцевого корпуса, в котором выполнены подводящие рабочее тело на лопатки турбины криволинейные каналы с выходными сечениями, ориентированными в радиальном направлении. Каждый канал выполнен с входным сечением, ориентированным в осевом направлении, и средней линией в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины, которая расположена под углом 40-60^o к меридиональной плоскости, проходящей через середину входного сечения канала. Площадь входного сечения превышает площадь выходного сечения не менее чем в три раза. Изобретение обеспечивает снижение потерь среднемассовой скорости. 5 ил.

Безлопаточный сопловой аппарат авиационного газотурбинного двигателя с осевой подачей рабочего тела из камеры сгорания, состоящий из кольцевого корпуса, в котором выполнены подводящие рабочее тело на лопатки турбины криволинейные каналы с выходными сечениями, ориентированными в радиальном направлении, отличающийся тем, что каждый канал выполнен с входным сечением, ориентированным в осевом направлении, и средней линией в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения рабочего колеса турбины, которая расположена под углом 40 - 60^o к меридиональной плоскости, проходящей через середину входного сечения канала, при этом площадь входного сечения превышает площадь выходного сечения не менее чем в три раза.