RU2529269C1

RU2529269C1 - Bypass gas turbine engine

Info

Publication number: RU2529269C1
Application number: RU2013127808/06A
Authority: RU
Inventors: Евгения Аркадьевна Абрамова; Юрий Александрович Канахин; Евгений Ювенальевич Марчуков; Ирина Михайловна Стародумова
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение ОАО "УМПО"; Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой"
Priority date: 2013-06-19
Filing date: 2013-06-19
Publication date: 2014-09-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed engine comprises compressor, combustion chamber, high-pressure turbine and low-pressure turbine with distributor. Distributor inner cavities abut on cooled nozzle vanes walls and are connected with cooling air bleed chamber and separated from disc space supercharge line with the help of transfer pipes. Transfer pipes are arranged inside nozzle vanes with clearance relative to their walls and connected by the inlet with feed manifold and the outlet with disc space supercharge line. Disc space supercharge line feed manifold is communicated with high-pressure compressor dummies chamber separated from compressor flow section outlet by moving seal. Combustion chamber cavity or that of one of compressor stages make the cooling air bleed chamber for its feed to the walls of low-pressure turbine nozzle vanes. Cooling air bleed chamber is connected to low-pressure nozzle vanes wall via connection line and extra feed manifolds. Regulating valve is fitted at connection line.

EFFECT: control over cooling air flow rate subjected to engine operating conditions.

4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха.The invention relates to a cooling system for a gas turbine engine using cooling air.

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением (смотри патент РФ №2414615, МПК F02C 7/12, опубл. 2011 г.).Known is a double-circuit gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine, a low pressure turbine with a nozzle apparatus, the internal cavities of which are adjacent to the walls of the cooled nozzle blades, are connected to the cooling air extraction cavity and are separated from the interstage cavity pressurization line using transit tubes installed in the internal cavities of the nozzle blades with a gap relative to their walls and connected by the inlet to the supply manifold, and the output - from the charge line and interdisk cavity feed pressurization manifold line interdisk dumisnoy cavity communicates with the high pressure compressor cavity separated from the outlet flow of the compressor movable seal (see RF patent №2414615, IPC F02C 7/12, publ. 2011 YG).

Основным недостатком вышеуказанного технического решения является то, что применительно к высокотемпературным турбинам охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления производится с постоянным расходом охлаждающего воздуха на всех режимах эксплуатации, величина которого определяется максимальной температурой газа перед турбиной на максимальных режимах, в то время как основным самым протяженным по времени режимом для двигателя является крейсерский режим, который характеризуется умеренными температурами газа, обтекающего сопловые лопатки. Надо отметить, что при дросселировании двигателя по частоте вращения ротора в сторону ее уменьшения процент охлаждающего воздуха остается постоянным. В этом случае уровень подаваемого на охлаждение воздуха является избыточным, что приводит к ухудшению экономичности двигателя.The main disadvantage of the above technical solution is that, as applied to high-temperature turbines, the nozzle blades of a low-pressure turbine are cooled with a constant flow of cooling air in all operating modes, the value of which is determined by the maximum gas temperature in front of the turbine at maximum modes, while the main longest time mode for the engine is a cruise mode, which is characterized by moderate temperatures of gas flowing around lovye blade. It should be noted that when the engine is throttled by the rotor speed in the direction of its decrease, the percentage of cooling air remains constant. In this case, the level of air supplied for cooling is excessive, which leads to a deterioration in engine efficiency.

Другим недостатком прототипа является то обстоятельство, что при наличии одного питающего коллектора канала охлаждения междисковой полости и внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток недопустимо уменьшать подачу охлаждающего воздуха на охлаждение внутренних полостей сопловых лопаток, так как при этом уменьшится расход охлаждающего воздуха и в междисковую полость, что может вызвать подсос горячего газа в нее, а также в сопряженные с ней предмасляные и масляные полости турбин. Необходимо решение, в котором при уменьшении расхода воздуха на охлаждение внутренних полостей сопловых лопаток турбины низкого давления расход воздуха на наддув междисковой полости оставался бы неизменным.Another disadvantage of the prototype is the fact that in the presence of one supply manifold of the cooling channel of the interdisc cavity and the internal cavities of the cooled nozzle blades, it is unacceptable to reduce the supply of cooling air for cooling the internal cavities of the nozzle blades, as this will reduce the flow of cooling air into the interdisc cavity, which may cause hot gas to leak into it, as well as into the pre-oil and oil cavities of the turbines associated with it. A solution is needed in which, with a decrease in the air flow for cooling the internal cavities of the nozzle blades of the low pressure turbine, the air flow for pressurizing the interdisc cavity would remain unchanged.

Задача изобретения - получение возможности изменения расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления в зависимости от режима работы двигателя независимо от потребностей наддува междисковой полости.The objective of the invention is the ability to change the flow rate of cooling air used to cool the nozzle vanes of the low pressure turbine depending on the engine operating mode, regardless of the needs of pressurization of the interdisc cavity.

Технический результат изобретения - создание независимого от магистрали наддува междисковой полости канала охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления.The technical result of the invention is the creation of independent from the main line pressurization of the interdisc space of the cooling channel of the nozzle blades of the low pressure turbine.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением, в нем в качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора, ее подсоединение к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан.The specified technical result is achieved by the fact that in a dual-circuit gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine, a low pressure turbine with a nozzle apparatus, the internal cavities of which are adjacent to the walls of the cooled nozzle vanes are connected to the cooling air extraction cavity and are separated from the main interdiscal cavity pressurization with the help of transit tubes installed in the internal cavities of nozzle vanes with a gap relative to their walls and connected by an inlet to the supply m by the collector, and the outlet - with the inter-disk pressurization manifold, the supply manifold of the inter-disc pressurization manifold is in communication with the dumice cavity of the high-pressure compressor, separated from the outlet of the compressor flow part by a movable seal, in it as a cooling air intake cavity for supplying it to the internal cavities, adjacent to the walls of the nozzle blades of the low pressure turbine, the cavity of the combustion chamber or the cavity of one of the compressor stages is selected, its connection to the internal cavities is adjacent connecting to the walls of the nozzle vanes of the low pressure turbine, it is made through a connecting line and an additional supply manifold, and a control valve is installed on the connecting line.

Кроме того, возможно, что:In addition, it is possible that:

- подвижное уплотнение выполнено щеточным;- movable seal is made brush;

- питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя;- the supply manifold of the supercharging line of the interdisc space is communicated with the compressor dummy cavity through an air-air heat exchanger installed in the second circuit of the engine;

- соединяющая магистраль выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя;- the connecting line is made passing through an additional air-air heat exchanger installed in the second circuit of the engine;

Подсоединение внутренних полостей сопловых лопаток, турбины низкого давления, примыкающих к их стенкам, не к думисной полости, как в прототипе, а к полости камеры сгорания или полости одной из ступеней компрессора, позволяет сделать независимым охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления от наддува междисковой полости. При этом выбор в качестве полости отбора охлаждающего воздуха полости камеры сгорания или полости одной из ступеней компрессора позволяет наиболее оптимально выбрать источник охлаждающего воздуха и по давлению, и по температуре.The connection of the internal cavities of the nozzle blades, low pressure turbines adjacent to their walls, not to the dummy cavity, as in the prototype, but to the cavity of the combustion chamber or the cavity of one of the compressor stages, allows independent cooling of the nozzle blade of the low pressure turbine from pressurization of the interdisc cavity . Moreover, the choice of the cavity of the combustion chamber or the cavity of one of the compressor stages as the cooling air extraction cavity allows the most optimal choice of the cooling air source both in pressure and temperature.

Наличие соединяющей магистрали и дополнительного питающего коллектора позволяет выполнять подсоединение внутренних полостей сопловых лопаток, турбины низкого давления, примыкающих к их стенкам для подачи туда охлаждающего воздуха из полости камеры сгорания или к полости одной из ступеней компрессора независимо от наддува междисковой полости. Наличие дополнительного питающего коллектора ставит все сопловые лопатки в более или менее равные условия по расходу охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления и позволяет четко развести два потока воздуха, а именно, охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение самой сопловой лопатки турбины и воздуха, идущего на наддув междисковой полости турбины.The presence of a connecting line and an additional supply manifold allows you to connect the internal cavities of the nozzle blades, low pressure turbines adjacent to their walls to supply cooling air from the cavity of the combustion chamber or to the cavity of one of the compressor stages, regardless of the pressurization of the interdisc space. The presence of an additional supply manifold puts all nozzle blades in more or less equal conditions for the flow of cooling air to cool the nozzle blade of the low pressure turbine itself and allows you to clearly separate the two air flows, namely, cooling air that goes to cool the nozzle blade of the turbine and air going to pressurize the interdisc space of the turbine.

Установка регулирующего клапана на соединяющей магистрали позволяет регулировать расход охлаждающего воздуха на охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления в самом широком диапазоне.Installing a control valve on the connecting line allows you to adjust the flow of cooling air to cool the nozzle blade of the low pressure turbine in the widest range.

Выполнение подвижного уплотнения щеточным позволяет минимизировать расход воздуха из уплотнения в количестве, необходимом для наддува междисковой полости.The implementation of the rolling brush seal allows you to minimize the air flow from the seal in the amount necessary to pressurize the interdisc space.

Установка на питающем коллекторе магистрали наддува междисковой полости воздухо-воздушного теплообменника, установленного во втором контуре двигателя, позволяет подавать в междисковую полость более холодный охлаждающий воздух.The installation of an air-to-air heat exchanger installed in the second circuit of the engine on the supply manifold of the supercharger of the inter-disk cavity allows to supply cooler cooling air to the inter-disk cavity.

Установка на соединяющей магистрали дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленного во втором контуре двигателя, позволяет подавать к внутренним полостям сопловых лопаток турбины низкого давления, примыкающим к их стенкам, более холодный охлаждающий воздух.The installation of an additional air-air heat exchanger installed on the connecting line, installed in the second circuit of the engine, allows to supply cooler cooling air to the internal cavities of the nozzle vanes of the low pressure turbine adjacent to their walls.

На фиг. 1 показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя;In FIG. 1 shows a longitudinal section through a dual-circuit gas turbine engine;

На фиг.2 показано щеточное подвижное уплотнение - элемент А.Figure 2 shows the brush movable seal - element A.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления 3, турбину низкого давления 4 с сопловым аппаратом 5, у охлаждаемых сопловых лопаток 6 которого внутренние полости 7, примыкающие к стенкам 8, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха 9 и отделены от магистрали наддува междисковой полости 10 с помощью транзитных трубок 11, установленных во внутренних полостях 7 сопловых лопаток 6 с зазором относительно их стенок 8 и соединенных входом 12 с питающим коллектором 13, а выходом 14 - с магистралью наддува междисковой полости 10, Питающий коллектор 13 магистрали наддува междисковой полости 10 сообщен с думисной полостью 15 компрессора высокого давления 16, отделенной от выхода проточной части компрессора 17 подвижным уплотнением 18. Полость 19 камеры сгорания 2, выбранная в качестве полости отбора охлаждающего воздуха, подсоединена к внутренним полостям 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, примыкающим к стенкам 8, через соединяющую магистраль 20, на которой установлен регулирующий клапан 21. Питающий коллектор 13 сообщен с думисной полостью 15 компрессора 1 через воздухо-воздушный теплообменник 22, установленный во втором контуре 23 двигателя. Соединяющая магистраль 20 выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 24, установленный во втором контуре 23 двигателя. Подсоединение соединяющей магистрали 20 к внутренним полостям 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления, примыкающим к их стенкам 8, выполнено через дополнительный питающий коллектор 25. Полость коллектора 13 и полость дополнительного коллектора 25 отделены друг от друга.The double-circuit gas turbine engine contains a compressor 1, a combustion chamber 2, a high-pressure turbine 3, a low-pressure turbine 4 with a nozzle apparatus 5, for cooled nozzle blades 6 of which the internal cavities 7 adjacent to the walls 8 are connected to the cooling air extraction cavity 9 and separated from the pressurization line of the interdisc cavity 10 with the help of transit tubes 11 installed in the internal cavities 7 of the nozzle blades 6 with a gap relative to their walls 8 and connected by the input 12 to the supply manifold 13, and the output 14 to the master avenue of pressurization of the interdiscal cavity 10, a supply manifold 13 of the line of pressurization of the interdiscal cavity 10 is in communication with the dumice cavity 15 of the high-pressure compressor 16, separated from the outlet of the flow part of the compressor 17 by a movable seal 18. The cavity 19 of the combustion chamber 2, selected as the cooling air intake cavity, is connected to the internal cavities 7 of the nozzle blades 6 of the low pressure turbine 4, adjacent to the walls 8, through the connecting line 20, on which the control valve 21 is installed. The supply manifold 13 is in communication with the thoughts meat cavity 15 of the compressor 1 through the air-air heat exchanger 22, the engine 23 mounted in the second circuit. The connecting line 20 is made passing through an additional air-to-air heat exchanger 24 installed in the second circuit 23 of the engine. The connection of the connecting line 20 to the internal cavities 7 of the nozzle blades 6 of the low pressure turbine adjacent to their walls 8 is made through an additional supply manifold 25. The cavity of the collector 13 and the cavity of the additional collector 25 are separated from each other.

При работе двигателя воздух из проточной части 17 компрессора высокого давления 16 поступает с одной стороны в камеру сгорания 2, а с другой стороны через подвижное уплотнение 18 - в думисную полость 15.When the engine is running, air from the flow part 17 of the high-pressure compressor 16 enters, on the one hand, into the combustion chamber 2, and on the other hand, through the movable seal 18, into the dummy cavity 15.

Из полости 19 камеры сгорания 2 воздух поступает в дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 24, где происходит его охлаждение за счет обдува более холодным воздухом второго контура 23. После охлаждения воздух поступает в регулирующий клапан 21 и далее через дополнительный питающий коллектор 25 - во внутренние полости 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, охлаждая эти сопловые лопатки.From the cavity 19 of the combustion chamber 2, air enters an additional air-to-air heat exchanger 24, where it is cooled by blowing colder air to the second circuit 23. After cooling, the air enters the control valve 21 and then through an additional supply manifold 25 to the internal cavities 7 nozzle blades 6 of the low pressure turbine 4, cooling these nozzle blades.

В свою очередь воздух из думисной полости 15 компрессора высокого давления 16 через воздухо-воздушный теплообменник 22, установленный во втором контуре 23, поступает в питающий коллектор 13 и далее через транзитные трубки 11 - в междисковую полость 10, обеспечивая ее наддув.In turn, the air from the dumis cavity 15 of the high-pressure compressor 16 through the air-air heat exchanger 22 installed in the second circuit 23, enters the supply manifold 13 and then through the transit tubes 11 into the interdisk cavity 10, providing pressurization.

Наличие регулирующего клапана 21 позволяет подвергать глубокому дросселированию по режимам работы двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, примыкающие к их стенкам 8, при этом расход охлаждающего воздуха, идущего через транзитные трубки 11 в междисковую полость 10, остается постоянным на всех режимах работы двигателя, что обеспечивает стабильный наддув междисковой полости 10 на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.The presence of the control valve 21 allows to deeply throttle the engine air flow rate of cooling air entering the internal cavities 7 of the nozzle blades 6 of the low pressure turbine 4 adjacent to their walls 8, while the flow rate of cooling air passing through the transit tubes 11 into the interdisk cavity 10 remains constant at all engine operating modes, which ensures stable pressurization of the interdisc cavity 10 at all operational engine operating modes.

Таким образом, обеспечивается автономность охлаждения самой сопловой лопатки 6 турбины низкого давления 4 и наддува междисковой полости 10 путем создания независимого от магистрали наддува междисковой полости канала охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и, тем самым, оптимизируется расход охлаждающего воздуха в широком диапазоне регулирования по оборотам двигателя, что позволяет повысить экономичность двигателя в целом.Thus, autonomous cooling of the nozzle blade 6 of the low pressure turbine 4 and pressurization of the interdisc cavity 10 is ensured by creating an independent of the pressurization of the interdiscal cavity of the cooling channel of the nozzle blades of the low pressure turbine and, thereby, the cooling air flow is optimized over a wide range of engine speed control , which improves the efficiency of the engine as a whole.

Claims

1. A double-circuit gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a low-pressure turbine with a nozzle apparatus, the internal cavities of which are adjacent to the walls of the cooled nozzle blades, are connected to the cooling air intake cavity and are separated from the inter-disk cavity pressurization line using transit tubes installed in the internal cavities of the nozzle vanes with a gap relative to their walls and connected by an inlet to the supply manifold, and an outlet - between the boost line between cavity, the supply manifold of the inter-disk cavity pressurization manifold is in communication with the dumice cavity of the high-pressure compressor, separated from the outlet of the compressor flow part by a movable seal, characterized in that as a cooling air intake cavity for supplying it to the internal cavities adjacent to the walls of the low-pressure turbine nozzle vanes pressure, the cavity of the combustion chamber or the cavity of one of the stages of the compressor is selected, its connection to the internal cavities adjacent to the walls of the nozzle blades of the turbines low pressure, it is made through a connecting line and an additional supply manifold, and a control valve is installed on the connecting line.

2. The dual-circuit gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the movable seal is made brush.

3. The double-circuit gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the supply manifold of the inter-disk pressurization manifold is in communication with the compressor dummy cavity through an air-air heat exchanger installed in the second engine circuit.

4. The double-circuit gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the connecting line is made passing through an additional air-air heat exchanger installed in the second circuit of the engine.