RU2618993C1 - Двухконтурный турбореактивный двигатель - Google Patents
Двухконтурный турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2618993C1 RU2618993C1 RU2015150545A RU2015150545A RU2618993C1 RU 2618993 C1 RU2618993 C1 RU 2618993C1 RU 2015150545 A RU2015150545 A RU 2015150545A RU 2015150545 A RU2015150545 A RU 2015150545A RU 2618993 C1 RU2618993 C1 RU 2618993C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- air supply
- pressure air
- profile
- adjacent
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины. Охлаждаемые рабочие лопаток турбины выполнены в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, с перегородкой, отделяющей внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости. Внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающая к входной кромке, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины. Остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления. При этом остальная полость каждой рабочей лопатки турбины разделена вдоль средней линии профиля продольной перегородкой и образует канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля. В верхней части каждой лопатки выполнены воздушные каналы, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны с каналом, примыкающим к корыту профиля. Канал, примыкающий к спинке профиля, соединен с системой подвода воздуха низкого давления. При этом каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке профиля соответственно соединены с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя, ресурс и надежность рабочей лопатки турбины. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным реактивным двигателям, а именно к системе охлаждения турбин этих двигателей.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины, выполненных в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, перегородку, отделяющую внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости, при этом внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины, а остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления (см. патент РФ №2459967, МПК F02C 7/18, опубл. 27.08.2012 г.).
Недостатком является то, что остальная часть рабочей лопатки турбины имеет общий источник подачи охлаждающего воздуха низкого давления. Поскольку известно, что на корыте профиля рабочей лопатки турбины разгон воздушного потока происходит медленнее, чем на спинке, поэтому и противодавление на перфорационных отверстиях корыта будет выше, чем на спинке. Таким образом, имея общий источник подачи воздуха низкого давления в остальную часть рабочей лопатки турбины и наличие перфорационных отверстий по профилю лопатки, которые необходимы для обеспечения требуемого температурного состояния пера рабочей лопатки на форсированных по температуре газа режимах, воздух устремится в перфорационные отверстия на спинке профиля, тем самым ухудшится охлаждение корыта профиля, что может привести к нагреву этой зоны и даже к прогару.
Очевидно, чтобы обеспечить допустимое температурное состояние пера рабочей лопатки турбины, необходимо иметь в остальной части рабочей лопатки охлаждающий воздух от источника с высоким давлением. Это может привести к разнице в скоростях выдува охлаждающего воздуха из перфорационных отверстий, расположенных на корыте и спинке профиля, что ухудшает КПД турбины, а также снижает термодинамические параметры двигателя и, как следствие, его экономичность.
Задачей изобретения является повышение ресурса и надежности рабочей лопатки турбины, а также повышение экономичности всего двигателя в целом на форсированных по температуре газа в турбине режимах.
Ожидаемый технический результат - уменьшение количества охлаждаемого воздуха при поддержании требуемого температурного состояния рабочей лопатки турбины.
Технический результат достигается тем, что в двухконтурном турбореактивном двигателе, содержащем компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины, выполненных в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, перегородку, отделяющую внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости, при этом внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины, а остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления, по предложению остальная полость каждой рабочей лопатки турбины разделена вдоль средней линии профиля перегородкой и образует канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля, в верхней части каждой лопатки выполнены воздушные каналы, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны с каналом, примыкающим к корыту профиля, канал, примыкающий к спинке профиля, соединен с системой подвода воздуха низкого давления, при этом каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке профиля соответственно соединены с проточной частью турбины.
Кроме того, возможно, что
- система подвода воздуха высокого давления содержит последовательно расположенные транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины, аппарат закрутки турбины, каналы подвода воздуха высокого давления и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора, а выходом с внутренней полостью каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке;
- система подвода воздуха высокого давления содержит последовательно расположенные транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины, аппарат закрутки турбины, каналы подвода воздуха высокого давления и при этом своим входом сообщена с вторичной зоной камеры сгорания, а выходом с внутренней полостью каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке;
- система подвода воздуха низкого давления содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат, каналы подвода воздуха низкого давления и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора, порядковый номер которой должен быть ниже, чем у промежуточной ступени компрессора для системы подвода воздуха высокого давления, а выходом с каналом, примыкающим к спинке профиля;
- система подвода воздуха низкого давления содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат, каналы подвода воздуха низкого давления и при этом своим входом сообщена с думисной полостью компрессора, а выходом с каналом, примыкающим к спинке профиля;
- двухконтурный турбореактивный двигатель содержит теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен с вторичной зоной камеры сгорания, а выход с системой подвода воздуха высокого давления;
- двухконтурный турбореактивный двигатель содержит дополнительный теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен с думисной полостью компрессора, а выход с системой подвода воздуха низкого давления;
- между каналами подвода воздуха высокого давления и аппаратом закрутки турбины размещен безлопаточный диффузор.
Разделение остальной полости рабочей лопатки турбины вдоль средней линии профиля перегородкой позволяет образовать канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля рабочей лопатки турбины.
Образование канала, примыкающего к корыту профиля, и канала, примыкающего к спинке профиля, и сообщение этих каналов с системой подвода воздуха высокого давления и с системой подвода воздуха низкого давления соответственно позволяет автономно запитать каждый из каналов воздухом, обеспечивающим требуемый перепад на перфорационных отверстиях профиля рабочей лопатки турбины, характеризующийся тем, что выдув воздуха из перфорационных отверстий происходит с небольшими скоростями, так называемый режим «выпотевания». Режим «выпотевания» является более экономичным режимом, поскольку воздух, вытекая с небольшими скоростями, образует защитную пленку вдоль всей линии профиля, исключая в этом случае отрыв потока воздуха от профиля, тем самым обеспечивая охлаждение рабочей лопатки меньшим расходом охлаждающего воздуха.
Известно, что на спинке профиля рабочей лопатки турбины происходит разгон воздушного потока, в результате которого давление вдоль спинки профиля падает, и в обеспечении режима «выпотевания» перепад давления на перфорационных отверстиях на спинке профиля будет небольшим, поэтому требуется более экономичный с точки зрения термодинамики двигателя источник воздуха с низким давлением.
Также известно, что на корыте профиля рабочей лопатки турбины разгон воздушного потока происходит медленнее, чем на спинке профиля, поэтому давление вдоль корыта профиля значительно выше, чем на спинке профиля, таким образом, для обеспечения режима «выпотевания» с малыми перепадами давления на перфорационных отверстиях корыта профиля требуется источник воздуха высокого давления и «дорогого» с точки зрения термодинамики двигателя.
Выполнение воздушных каналов в верхней части каждой лопатки позволяет направить охлаждающий воздух по всей высоте лопатки, а соединение их, с одной стороны, через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны, с каналом, примыкающим к корыту профиля, позволяет запитать канал, примыкающий к корыту профиля, воздухом высокого давления.
Соединение канала, примыкающего к корыту профиля, и канала, примыкающего к спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке соответственно с проточной частью турбины позволяет обеспечить охлаждение рабочей лопатки турбины по всей линии профиля.
Сообщение системы подвода воздуха высокого давления с промежуточной ступенью компрессора позволяет обеспечить необходимый высокий уровень давления охлаждающего воздуха на входе во внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, для обеспечения режима «выпотевания» на перфорационных отверстиях входной кромки и на корыте профиля рабочей лопатки турбины, а также обеспечить более низкую температуру охлаждающего воздуха.
Сообщение системы подвода воздуха высокого давления с вторичной зоной камеры сгорания обеспечивает необходимый высокий уровень давления охлаждающего воздуха на входе во внутренний полости каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, для обеспечения режима «выпотевания» на перфорационных отверстиях входной кромки и на корыте профиля рабочей лопатки турбины.
Сообщение системы подвода воздуха низкого давления с думисной полостью компрессора позволяет обеспечить необходимый уровень давления в канале, примыкающем к спинке профиля, для обеспечения режима «выпотевания», а также использовать в рабочем цикле двигателя «дорогой» с точки зрения термодинамики двигателя воздух из думисной полости компрессора, а не выбрасывать его в наружный контур, где он не участвует в рабочем цикле двигателя.
Сообщение системы подвода воздуха низкого давления с промежуточной ступенью компрессора позволяет обеспечить необходимый уровень давления в канале, примыкающем к спинке профиля, для обеспечения режима «выпотевания», а также обеспечить более низкую температуру охлаждающего воздуха.
При одновременном отборе охлаждающего воздуха из промежуточной ступени компрессора в систему подвода воздуха высокого и низкого давлений, порядковый номер промежуточной ступени, воздух которой идет в систему подвода воздуха низкого давления, должен быть ниже, чем номер промежуточной ступени компрессора, воздух которой идет в систему подвода воздуха высокого давления для обеспечения требования по разности давлений воздуха, идущего в систему подвода воздуха высокого давления, и воздуха, идущего в систему подвода воздуха низкого давления.
Снабжение двухконтурного турбореактивного двигателя теплообменником, расположенным в наружном контуре, и сообщение его с вторичной зоной камеры сгорания и с системой подвода воздуха высокого давления обеспечивает охлаждение горячего воздуха вторичной зоны камеры сгорания и подвод более холодного воздуха высокого давления во внутренние полости каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, и канал, примыкающий к корыту профиля, тем самым, снижая температурный градиент между ними и каналом, примыкающим к спинке профиля, в котором температура охлаждающего воздуха всегда ниже, что обеспечивает равномерность внутреннего нагрева рабочей лопатки турбины и увеличение ее ресурса и надежности.
Снабжение двухконтурного турбореактивного двигателя дополнительным теплообменником, расположенным в наружном контуре, и сообщение его с думисной полостью компрессора и с системой подвода воздуха низкого давления обеспечивает охлаждение горячего воздуха с низким давлением и подвод его в канал, примыкающий к спинке профиля, что увеличивает степень эффективности охлаждения лопатки за счет подвода более холодного охлаждающего воздуха.
Размещение между каналами подвода воздуха высокого давления и аппаратом закрутки турбины безлопаточного диффузора позволяет повысить давление охлаждающего воздуха, идущего во внутренние полости каждой рабочей лопатки, примыкающей к входной кромке, и в канал, примыкающий к корыту профиля.
На фиг. 1 приведен продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.
На фиг. 2 приведено сечение профиля рабочей лопатки турбины.
На фиг. 3 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, и канал, примыкающий к корыту профиля.
На фиг. 4 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий канал, примыкающий к спинке профиля.
На фиг. 5 приведен график распределения давления по корыту и по спинке профиля рабочей лопатки турбины.
На фиг. 6 приведен продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя с наличием теплообменника и дополнительного теплообменника.
На фиг. 7 приведен безлопаточный диффузор на роторе турбины.
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор 1 с думисной полостью 2, камеру сгорания 3, турбину 4, аппарат закрутки турбины 5, сообщенный и с транзитными полостями 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, и с каналами подвода воздуха высокого давления 8, вращающийся направляющий аппарат 9 и каналы подвода воздуха низкого давления 10, сообщенные с внутренними полостями 11 охлаждаемых рабочих лопаток 12 турбины 4, выполненных в виде профиля 13, ограниченного входной 14 и выходной 15 кромками, корытом 16 и спинкой 17.
Также двигатель содержит перегородку 18, отделяющую внутреннюю полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, от остальной полости 19. Внутренняя полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления 20, и через перфорационные отверстия 21 на входной кромке 14 с проточной частью турбины 22, а остальная полость 19 сообщена с системой подвода воздуха низкого давления 23.
У каждой рабочей лопатки 12 турбины 4 остальная полость 19 разделена вдоль средней линии профиля перегородкой 24 и образует канал 25, примыкающий к корыту 16 профиля 13, и канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13.
В верхней части каждой лопатки 12 выполнены воздушные каналы 26, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, с системой подвода воздуха высокого давления 20, а с другой стороны с каналом 25, примыкающим к корыту 16 профиля 13.
Канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13, соединен с системой подвода воздуха низкого давления 23. При этом каналы 25 и 26, примыкающие к корыту 16 и спинке 17 профиля 13, через перфорационные отверстия 27 и 28 на корыте 16 и спинке 17 профиля 13 соответственно соединены с проточной частью турбины 22.
Для двухконтурного турбореактивного двигателя возможны варианты, когда:
- система подвода воздуха высокого давления 20 содержит последовательно расположенные транзитные полости 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, аппарат закрутки турбины 5, каналы подвода воздуха высокого давления 8 и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью 29 компрессора 1, а выходом с внутренней полостью 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14;
- система подвода воздуха высокого давления 20 содержит последовательно расположенные транзитные полости 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, аппарат закрутки турбины 5, каналы подвода воздуха высокого давления 8 и при этом своим входом сообщена с вторичной зоной 30 камеры сгорания 3, а выходом с внутренней полостью 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14;
- система подвода воздуха низкого давления 23 содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат 9, каналы подвода воздуха низкого давления 10 и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью 31 компрессора 1, порядковый номер которой должен быть ниже, чем у промежуточной ступени 29 компрессора 1 для системы подвода воздуха высокого давления 20, а выходом с каналом 26, примыкающим к спинке 17 профиля 13;
- что система подвода воздуха низкого давления 23 содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат 9, каналы подвода воздуха низкого давления 10 и при этом своим входом сообщена с думисной полостью 2 компрессора 1, а выходом с каналом 26, примыкающим к спинке 17 профиля 13;
- двигатель содержит теплообменник 32, размещенный в наружном контуре 33, вход которого сообщен с вторичной зоной 30 камеры сгорания 3, а выход с системой подвода воздуха высокого давления 20;
- двигатель содержит дополнительный теплообменник 34, размещенный в наружном контуре 33, вход которого сообщен с думисной полостью 2 компрессора 1, а выход с системой подвода воздуха низкого давления 23;
- между каналами подвода воздуха высокого давления 8 и аппаратом закрутки турбины 5 размещен безлопаточный диффузор 35.
Газотурбинный двигатель работает следующим образом.
На рабочих режимах работы двигателя воздух высокого давления либо от промежуточной ступени 29 компрессора 1, либо из вторичной зоны 30 камеры сгорания 3 поступает в транзитные полости 6 лопаток соплового аппарата 7 турбины 4, далее в аппарат закрутки турбины 5 и через каналы подвода воздуха высокого давления 8 во внутреннюю полость 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, где он, с одной стороны, через перфорационные отверстия 21 на входной кромке 14 поступает в проточную часть турбины 22, обеспечивая охлаждение входной кромки 14, а с другой стороны, через воздушные каналы 28, расположенные в верхней части 27 каждой лопатки 12, которые обеспечивают охлаждение рабочей лопатки по высоте, направляется в канал 25, примыкающий к корыту 16 профиля 13, где через перфорационные отверстия 27 на корыте 16 «выпотевает» в проточную часть турбины 22, образуя защитную пленку на поверхности корыта 16 рабочей лопатки 12.
Одновременно воздух низкого давления либо от промежуточной ступени 31 компрессора 1, порядковый номер которой ниже, чем у промежуточной ступени 29 компрессора 1 для системы подвода воздуха высокого давления 20, либо из думисной полости 2 компрессора 1 поступает на вход во вращающийся направляющий аппарат 9, где он через каналы подвода воздуха низкого давления 10 направляется в канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13 рабочей лопатки 12 турбины 4. Далее воздух через перфорационные отверстия 28 на спинке 17 «выпотевает» в проточную часть турбины 22, создавая на поверхности спинки 17 защитную пленку охлаждения.
Наличие теплообменника 32 и соединение его с системой подвода воздуха высокого давления 20 позволяет охладить воздух вторичной зоны 30 камеры сгорания 3 и подать более холодный воздух высокого давления во внутренние полости 11 каждой рабочей лопатки 12 турбины 4, примыкающей к входной кромке 14, и в канал 25, примыкающий к корыту 16 профиля 13, повышая степень охлаждения входной кромки 14 и корыта 16 лопатки 12, а также снижая температурный градиент между ними и каналом 26, примыкающим к спинке 17 профиля 13.
Наличие дополнительного теплообменника 34 и его соединение с системой подвода воздуха низкого давления 23 позволяют охладить воздух думисной полости 2 компрессора 1 и подать более холодный воздух низкого давления в канал 26, примыкающий к спинке 17 профиля 13, тем самым повышая степень охлаждения спинки 17 рабочей лопатки 12.
Реализация этого изобретения позволяет, с одной стороны, повысить экономичность двигателя вследствие уменьшения расхода охлаждающего воздуха, который реализуется за счет использования автономных систем подвода охлаждающего воздуха, обеспечивающих такой перепад на перфорационных отверстиях на спинке и корыте профиля рабочей лопатки турбины, при котором осуществляется режим «выпотевания» и образуется воздушная пленка вдоль всей линии профиля рабочей лопатки турбины, а также за счет возможности подбора таких систем повода воздуха высокого и низкого давлений, которые являются более экономичными с точки зрения термодинамики двигателя. С другой стороны, позволяет повысить ресурс и надежность рабочей лопатки турбины вследствие увеличения степени охлаждения и уменьшения градиента температур внутри лопатки за счет использования теплообменников в системах подвода охлаждающего воздуха.
Claims (8)
1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины, выполненных в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, с перегородкой, отделяющей внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости, при этом внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины, а остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления, отличающийся тем, что остальная полость каждой рабочей лопатки турбины разделена вдоль средней линии профиля продольной перегородкой и образует канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля, в верхней части каждой лопатки выполнены воздушные каналы, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны с каналом, примыкающим к корыту профиля, канал, примыкающий к спинке профиля, соединен с системой подвода воздуха низкого давления, при этом каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке профиля соответственно соединены с проточной частью турбины.
2. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что система подвода воздуха высокого давления содержит последовательно расположенные транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины, аппарат закрутки турбины, каналы подвода воздуха высокого давления и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора, а выходом с внутренней полостью каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке.
3. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что система подвода воздуха высокого давления содержит последовательно расположенные транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины, аппарат закрутки турбины, каналы подвода воздуха высокого давления и при этом своим входом сообщена с вторичной зоной камеры сгорания, а выходом с внутренней полостью каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке.
4. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что система подвода воздуха низкого давления содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат, каналы подвода воздуха низкого давления и при этом своим входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора, порядковый номер которой должен быть ниже, чем у промежуточной ступени компрессора для системы подвода воздуха высокого давления, а выходом с каналом, примыкающим к спинке профиля.
5. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что система подвода воздуха низкого давления содержит последовательно расположенные вращающийся направляющий аппарат, каналы подвода воздуха низкого давления и при этом своим входом сообщена с думисной полостью компрессора, а выходом с каналом, примыкающим к спинке профиля.
6. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что содержит теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен с вторичной зоной камеры сгорания, а выход с системой подвода воздуха высокого давления.
7. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 5, отличающийся тем, что содержит дополнительный теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен с думисной полостью компрессора, а выход с системой подвода воздуха низкого давления.
8. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что между каналами подвода воздуха высокого давления и аппаратом закрутки турбины размещен безлопаточный диффузор.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150545A RU2618993C1 (ru) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015150545A RU2618993C1 (ru) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2618993C1 true RU2618993C1 (ru) | 2017-05-11 |
Family
ID=58715793
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015150545A RU2618993C1 (ru) | 2015-11-25 | 2015-11-25 | Двухконтурный турбореактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2618993C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114320599A (zh) * | 2018-01-24 | 2022-04-12 | 通用电气公司 | 具有集成加热通路的添加制造的增压器分流器 |
| RU2775734C1 (ru) * | 2021-12-03 | 2022-07-07 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
| GB2061400A (en) * | 1979-10-26 | 1981-05-13 | Snecma | Cooled hollow turbine blade |
| RU2101513C1 (ru) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
| RU2200859C2 (ru) * | 2001-06-21 | 2003-03-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Газотурбинный двигатель |
| RU2236609C1 (ru) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Газотурбинный двигатель |
| RU2459967C1 (ru) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
-
2015
- 2015-11-25 RU RU2015150545A patent/RU2618993C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1410014A (en) * | 1971-12-14 | 1975-10-15 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade |
| GB2061400A (en) * | 1979-10-26 | 1981-05-13 | Snecma | Cooled hollow turbine blade |
| RU2101513C1 (ru) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
| RU2200859C2 (ru) * | 2001-06-21 | 2003-03-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Газотурбинный двигатель |
| RU2236609C1 (ru) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Газотурбинный двигатель |
| RU2459967C1 (ru) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114320599A (zh) * | 2018-01-24 | 2022-04-12 | 通用电气公司 | 具有集成加热通路的添加制造的增压器分流器 |
| RU2775734C1 (ru) * | 2021-12-03 | 2022-07-07 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Охлаждаемая сопловая лопатка турбины высокого давления |
| RU2813778C1 (ru) * | 2023-09-28 | 2024-02-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Система охлаждения турбины двухконтурного воздушно-реактивного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7004720B2 (en) | Cooled turbine vane platform | |
| RU2387846C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| US10196932B2 (en) | OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow | |
| US10519862B2 (en) | Gas turbine engine with rotor centering cooling system in an exhaust diffuser | |
| CN108868898B (zh) | 用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法 | |
| RU2318122C2 (ru) | Диффузор наземного или авиационного газотурбинного двигателя | |
| RU2514818C1 (ru) | Охлаждаемая турбина | |
| US20170234154A1 (en) | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert | |
| US7458778B1 (en) | Turbine airfoil with a bifurcated counter flow serpentine path | |
| WO2018182816A1 (en) | Turbine airfoil with thin trailing edge cooling circuit | |
| RU2674105C2 (ru) | Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения | |
| US10767562B2 (en) | Modulated cooled P3 air for impeller | |
| US8079811B1 (en) | Turbine blade with multi-impingement cooled squealer tip | |
| JP2017082774A (ja) | タービンブレード | |
| CN104929694A (zh) | 具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法 | |
| RU2459967C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
| US20170167272A1 (en) | Cooling arrangement | |
| RU2519678C1 (ru) | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя | |
| US10196903B2 (en) | Rotor blade cooling circuit | |
| US7210906B2 (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
| RU2618993C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
| RU2236609C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| CN106801627A (zh) | 具有冷却通道和冷却剂分配增压室的涡轮机喷嘴 | |
| RU2323343C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбомашины | |
| RU2518729C1 (ru) | Охлаждаемая турбина |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |