Газотурбинный двигатель О.В.Соловьева Советский патент 1992 года по МПК F02K3/00 

Se

е

Использование: силовые установки летательных аппаратов. Сущность изобретения: в корпусе турбореактивного двигателя размещены полые сопловые лопатки, ротор с полыми рабочими лопатками, В корпусе и роторе выполнены кольцевые охлаждающие каналы, подключенные по входу к промежуточной ступени компрессора и по выходу к внутренним полостям лопаток, имеющих торцевые выходные отверстия, Кольцевые охлаждающие каналы образованы цилиндрическим стаканом, концентрич- но установленным внутри ротора. Рабочие лопатки снабжены продольными ребрами, установленными в их полостях, что внутренняя поверхность охлаждаемой полости больше площади наружной поверхности. В периферийной части корыта рабочей лопатки между ребрами выполнены прорези. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к газотурбостроению, преимущественно к силовым установкам летательных аппаратов.

Известна конструкция турбореактивного двигателя, содержащая компрессор, камеру сгорания, турбину и выхлопное устройство.

Недостатком этой конструкции является то, что увеличение температуры газового потока на турбине приводит к снижению надежной работы двигателя.

Наиболее близкой к предлагаемой по технической сущности и достигаемому результату является конструкция ТРД, содержащая корпус с расположенными внутри него полыми сопловыми лопатками и ротором с полыми рабочими лопатками, выполненные в корпусе и роторе кольцевые охлаждающие каналы, подключенные

входом и выходом соответственно к промежуточной ступени компрессора и к внутренним полостям сопловых и рабочих лопаток, имеющих на торцовых поверхностях выходные отверстия.

Недостатком известного двигателя является низкая надежность при увеличении температуры рабочего цикла до стехио- метрической.

Целью изобретения является повышение надежности работы двигателя.

Новая конструкция газотурбинного двигателя содержит корпус с расположенным внутри него полыми сопловыми лопатками и ротором с полыми рабочими лопатками, выполненные в корпусе и роторе кольцевые охлаждающие каналы, подключенные входом и выходом соответственно к промежуточной ступени компрессора и к

VI

4 О О ГО

о

внутренним полостям сопловых и рабочих лопаток, имеющих на торцовых поверхностях выходные отверстия, при этом ротор снабжен цилиндрическим стаканом, кон- центрично установленным внутри него, а охлаждающий канал ротора образован поверхностями ротора и стакана, рабочие лопатки снабжены установленными в их полостях продольными ребрами, а площадь внутренней поверхности охлаждаемой полости рабочей лопатки выполнена больше площади наружной поверхности лопатки.

В периферийной части корыта рабочей лопатки между ребрами выполнены прорези.

На фиг. 1 изображен газотурбинный двигатель, разрез; на фиг. 2 - то же, сечение по рабочей лопатке турбины, вид на прорези.

Газотурбинный двигатель содержит корпус 1 с направляющими компрессорными и полыми сопловыми лопатками 2, а также с заборными отверстиями 3 и кольцевым охлаждающим каналом 4, систему 5 подачи топлива, ротор 6 с заборными отверстиями 7 и установленным внутри него концентрич- но цилиндрическим стаканом 8, составляющим с внутренней поверхностью ротора 6 кольцевой канал 9, на наружной поверхности ротора 6 установлены рабочие компрессорные и полые рабочие турбинные лопатки 10. Внутренние полости лопаток 2 и 10 снабжены продольными ребрами 11, между которыми в периферийной части корыта выполнены прорези 12. Корпус 1 и установленный в нем ротор 6 образуют зону 13 сжатия компрессора и зону 14 расширения турбины, соединенные критическим сечением 15. Кроме того, двигатель содержит свечу 16 зажигания и реактивное сопло 17.

Двигатель работает следующим образом.

Воздух из атмосферы поступает в зону 13 сжатия компрессора (фиг. 1), которая непосредственно переходит в зону 14 расширения турбины, где компрессорные 2 и турбинные 10 лопатки установлены на расстоянии межлопаточного осевого зазора и составляют общую проточную часть двигателя, В месте перехода максимальный диаметр ротора 6 составляет с внутренней поверхностью корпуса 1 наиболее узкую кольцевую часть проточного канала двигателя, представляющую собой критическое сечение 15. Наличие критического сечения 15 позволяет получить скорость потока при переходе из зоны 13 сжатия компрессора в зону 14 расширения турбины, превышающую скорость распространения пламени по потоку в обратном направлении, чем предупреждается помпаж двигателя и повышается надежность его работы.

На одной из последних ступеней зоны 13 сжатия компрессора по системе 5 непрерывно подают топливо, например авиационный керосин. Топливо, перемешиваясь с воздухом и испаряясь, образует топливную смесь, поступающую через критическое сечение 15 в сопловый аппарат

0 турбины с лопатками 2, где происходит ее воспламенение свечой 16 зажигания и непрерывное сгорание со средней температурой рабочего цикла близкой к стехио- метрической.

5 Надежная работы двигателя при стехи- ометрической температуре газового потока на турбине обуславливается двумя факторами,

Первым фактором является то, что про0 пускная -способность системы охлаждения должна обеспечивать необходимый расход охлаждающего воздуха через внутренние полости лопаток 2 и 10 турбины, определяемый из формулы

5Qr C p (Тгн - Тгк) QB СрСГв - Твн),

где С р и Ср - теплоемкость газа и воздуха при постоянном давлении;

Тгн и Тгк - начальная (стехиометриче- ская) и конечная температура газа на выхо0 де из турбины;

Твн и TV - начальная и конечная температура охлаждающего воздуха на входе и на выходе из внутренних полостей турбинных лопаток 2 и 10;

5 Qr и QB - расход газа и расход охлаждающего воздуха.

Конструктивно необходимая пропускная способность системы охлаждения достигается выполнением в корпусе 1 и роторе

0 6 коаксиально расположенных кольцевых каналов 4 и 9, по которым через заборные отверстия 3 и 7, расположенные перед элементами системы 5 подачи топлива, отбирают из промежуточной ступени компрессора

5 и подают часть сжатого воздуха во внутренние полости турбинных лопаток 2 и 10. Канал 9 образован поверхностями ротора 6 и концентрично установленным внутри него цилиндрического стакана 8, позволяющий

0 увеличить пропускную способность системы охлаждения без увеличения диаметральных размеров двигателя и подвести охлаждающий воздух с одинаково низкой температурой, что существенно упрощает

5 тепловой расчет элементов турбины, повышает эффективность системы охлаждения и надежность работы двигателя.

Некоторое ослабление ротора 6 заборными отверстиями 7 компенсируется установкой внутри него цилиндрического

стакана 8, благодаря чему ротор 6 приобретает дополнительную жесткость и прочность.

Вторым фактором надежной работы двигателя является необходимое превышение площади внутренней охлаждаемой полости турбинной лопатки над площадью ее наружной поверхности, определяемое из уравнения теплового баланса, составленного исходя из условия малой протяженности лопатки по оси турбины, при этом температуру по длине протяженности лопатки считают неизменной, а температуру газового потока - усредненной с учетом теплопере- пада на турбине:

FH «i(Tr - Тл) FB «гОГл - твн),

гдеон иод- коэффициенты теплоотдачи при нагревании и при охлаждении лопатки,

Тг и Тл - усредненная температура газового потока и допустимая температура наружной поверхности лопатки турбины.

Конструктивно необходимое превышение площади внутренней охлаждаемой полости лопатки над площадью ее наружной поверхности достигается путем выполнения турбинных лопаток 2 и 10 в виде тонкостенной гильзы, у которой на поверхности внутренней полости, представляющей собой общий охлаждаемый канал, установлены продольные ребра, при этом одновременно с увеличением теплоотдачи повышается несущая способность лопатки и улучшаются ее прочностные характеристики.

Турбинные лопатки 2 и 10 изготавливают различными способами, предпочтительно штамповкой из двух заготовок с ребрами, соединив их диффузионной сваркой в вакууме или в среде защитных газов, а крепление в корпусе 1 и к ротору б осуществляют известными способами.

В связи с увеличением количества охлаждаемого воздуха, протекающего через внутренние полости турбинных лопаток 2 и 10 и повышения эффективности его отвода, на периферийной части корыта между ребрами 11 выполнены прорези 12, представляющие щелевую решетку (фиг. 2). Направление прорезей 12 щелевой решетки совпадает с направлением течения основного газового потока, покидающего турбинную лопатку.

5Прорези 12 повышают эффективность

системы охлаждения, заключающуюся в снижении сопротивления на выходе из лопаток 2 и 10 охлаждающего воздуха, а также предотвращают возмущающее воздействие

0 на газовый поток.

Из внутренних полостей лопаток 2 и 10 охлаждающий воздух двумя потоками выходит в проточную часть двигателя. Поток из сопловых лопаток 2 образует внутреннюю

5 теплоизолирующую воздушную прослойку, протекающую между зоной максимальных температур и поверхностью ротора 6, защищая его от перегрева и разрушения. Поток из рабочих 10 лопаток образует внешнюю

0 теплоизолирующую воздушную прослойку, защищая корпус 1 от перегрева и разрушения. Расширившись в реактивном сопле 17, газовый поток и окружающая его теплоизолирующая воздушная прослойка выбрасы5 ваются в атмосферу.

Формула изобретения

0 полыми рабочими лопатками, выполненные в корпусе и роторе кольцевые охлаждающие каналы, подключенные входом и выходом соответственно к промежуточной ступени компрессора и к внутренним полостям со5 пловых и рабочих лопаток, имеющих на торцовых поверхностях выходные отверстия, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности, ротор снабжен цилиндрическим стаканом, концентрично ус0 тановленным внутри него, а охлаждающий канал ротора образован поверхностями ротора и стакана, рабочие лопатки снабжены установленными в их полостях продольными ребрами, а площадь внутренней поверх5 ности охлаждаемой полости рабочей лопатки выполнена больше площади наружной поверхности лопатки.

13 1

Газ

И. Дербак

ВоэдуХ Фиг. 2

Составитель О. Соловьев Техред М.Моргентал

17

Корректор О. Ципле