RU2730558C1

RU2730558C1 - Double-flow turbine jet engine

Info

Publication number: RU2730558C1
Application number: RU2019130357A
Authority: RU
Inventors: Владимир Васильевич Скиба
Original assignee: Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение"
Priority date: 2019-09-24
Filing date: 2019-09-24
Publication date: 2020-08-24

Abstract

FIELD: machine building.SUBSTANCE: double-flow turbojet engine comprises fan 1, high pressure compressor 2, combustion chamber 3, high pressure turbine 4 and low pressure turbine 5. In order to solve the task of increasing the economy of a double-flow turbojet engine due to reduction of hydraulic losses in the annular channel of its outer contour, external housing 9 of the engine consists of external 13 and internal 14 coaxial annular walls, between which there are helical ribs 15 in number of not less than three pieces, which divide annular cavity between walls 13 and 14 on screw channels 16 for passage of air intended for cooling of high pressure turbine. Inlet of screw channels 16 is connected to holes 17 made in housing 18 of high pressure compressor 2, branch pipes 19 with openings 20. Outlet of screw channels 16 by branch pipes 21 with openings 22 is connected to holes 23 made in housing 24 of low pressure turbine 5, which are interconnected with holes 27 for passage of cooled air, made in housing of high pressure turbine.EFFECT: broader functional capabilities.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения.The invention relates to by-pass turbojet engines for aircraft use.

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.).Known two-circuit turbojet engine containing a fan, an outer engine casing, a high-pressure compressor, a combustion chamber, high and low pressure turbines with an afterburner in the internal circuit for heating the exhaust gases of the turbine, as well as with an afterburner burner in the external circuit channel. The air taken from the high-pressure compressor to cool the turbine is pre-cooled in air-to-air heat exchangers installed in the external circuit duct, heating the air directed to the afterburner burner installed in the external circuit (US Patent 3528250 F02C 7/18, F02K 3 / 04, 3/10, published September 15, 1970).

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.The main disadvantage of this two-circuit turbojet engine is the increased level of hydraulic losses in the channel of the outer circuit due to its blockage by air-to-air heat exchangers placed in it, leading to a decrease in its efficiency.

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.).The closest to the proposed technical solution is a two-circuit turbojet engine with a sectional air-to-air heat exchanger in the outer circuit channel, located in the recess of the gas generator fairing with an inclination towards the air flow (Patent RU 2488710 F02K 3/08, published July 27, 2013).

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.This engine also has reduced efficiency due to increased hydraulic losses in its external circuit due to blockage of its flow section with air-air heat exchanger sections, which is a disadvantage.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности двухконтурного турбореактивного двигателя за счет снижения гидравлических потерь в кольцевом канале его наружного контура.The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency of a by-pass turbojet engine by reducing hydraulic losses in the annular channel of its outer contour.

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 давленияThe essence of the invention lies in the fact that in a by-pass turbojet engine containing a fan, an outer casing of the engine, a high-pressure compressor, a combustion chamber, a turbine for driving a fan and a high-pressure compressor, the outer casing of the engine is made in the form of two coaxial annular walls, between which at least than three ribs that form helical channels for the passage of air intended for cooling the turbine, while the inlet of the helical channels is connected to the holes made in the housing of the high-pressure compressor, and their outlet to the holes made in the housing of the low-pressure turbine communicating with the holes for chilled air passage made in the high pressure turbine housing

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.The design of the outer casing of the engine in the form of two coaxial annular walls, between which at least three ribs are located, forming helical channels for the passage of air intended for cooling the turbine, makes it possible to use for heat exchange the surfaces of the annular walls in contact with air flows in the purge channel of the engine nacelle of the aircraft and in the outer circuit of the engine.

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.The connection of the inlet of the screw channels with the holes made in the housing of the high-pressure compressor, and their outlet with the holes made in the housing of the low-pressure turbine communicating with the holes for the passage of cooled air made in the housing of the high-pressure turbine allows, in combination with the screw channels, to move air flows with multiple cross-flow, in which the air intended for cooling the turbine moves along the helical channels in the outer casing of the engine, and the air flows in the purge duct of the engine nacelle and in the outer circuit of the engine along its axis, providing a high efficiency of pre-cooling of the air intended to cool the turbine, while reducing hydraulic losses in the external circuit of the engine, contributing to an increase in its efficiency.

Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами.The invention is illustrated in the following drawings.

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).FIG. 1 shows a longitudinal section of a by-pass turbojet engine, FIG. 2 - air supply to the screw channels of the outer casing of the engine (view A in Fig. 1); in fig. 3 - air supply to the high-pressure turbine cooling system (view B in Fig. 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.The two-circuit turbojet engine contains a fan 1, a high-pressure compressor 2, a combustion chamber 3, a high-pressure turbine 4 and a low-pressure turbine 5. The low-pressure turbine 5 drives fan 1, and the high-pressure turbine 4 drives the high-pressure compressor 2. Between the fan 1 and the high-pressure compressor 2 is located an intermediate casing 6, dividing the air flow behind the fan 1 into the outer 7 and inner 8 circuits. The outer casing of the engine 9 is attached to the intermediate casing 6. The engine is installed in the nacelle of the aircraft 10 with a purge channel 11. A cavity 12 is located behind the high-pressure compressor 2 in front of the combustion chamber 3, from which air is taken to cool the high-pressure turbine 4. The outer casing of the engine 9 consists of an outer 13 and an inner 14 coaxial annular walls, between which there are at least three helical ribs 15, which divide the annular cavity between the walls 13 and 14 into helical channels 16 for the passage of air intended for cooling the high-pressure turbine. The inlet of the screw channels 16 is connected to the holes 17 made in the housing 18 of the high pressure compressor 2, by the branch pipes 19 with windows 20. The outlet of the screw channels 16 by the branch pipes 21 with the windows 22 is connected to the holes 23 made in the housing 24 of the low pressure turbine 5. In the housing 25 of the high pressure turbine 4, nozzle blades 26 are fixed and holes 27 are made, communicating with the holes 23 in the housing of the low pressure turbine 5, for the passage of cooling air into the cavity 28 in the inner housing 29 of the nozzle apparatus of the high pressure turbine 4 with nozzle holes 30. Rotor of the high pressure turbine 4 includes a turbine disk 31, a cover disk 32 and rotor blades 33. In the cover disk 32 and in the turbine disk 31 there are holes 34 and 35, respectively, for supplying air to the rotor blades 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.When a two-circuit turbojet engine is operating, atmospheric air enters the inlet to its fan 1 and to the purge channel 11 of the nacelle of the aircraft 10. The air flow with increased pressure behind the fan 1 in the intermediate casing 6 is divided into outer 7 and inner 8 circuits. The air of the internal circuit enters the inlet to the high pressure compressor 2, and the air of the external circuit 7 enters the channel formed by the outer casing of the engine 9 and the casing 18 of the high pressure compressor 2. High pressure air from the high pressure compressor 2 enters the combustion chamber 3 and further , in the form of products of combustion of hydrocarbon fuel, in the turbines of high 4 and low 5 pressure. Air is taken from the cavity 12 behind the high-pressure compressor 2 in front of the combustion chamber 3 for cooling the high-pressure turbine 4. The cooling air enters through holes 17 in the housing 18 of the high-pressure compressor 2, pipes 19 with windows 20 into the screw channels 16 of the outer casing of the engine 9, formed by its outer 13 and inner 14 annular walls and ribs 15 between them. Passing through the helical channels 16, the cooling air gives up a part of its thermal energy through the wall 13 to the air flow in the purge channel 11, and through the wall 14 to the air flow in the external circuit 7 of the engine. As a result, the temperature of the cooling air decreases. The cooled air leaves the channels 16 through the nozzles 21 with windows 22 to the openings 23 made in the housing 24 of the low pressure turbine 5, and then through the communicating openings 27 made in the housing 25 of the high pressure turbine 4, it passes through the cavities of the nozzle blades 26 into cavity 28 in the inner housing 29 of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine 4. Through the nozzle holes 30 in the inner housing 29, holes 34 and 35, respectively, in the cover disk 32 and disk 31 of the high-pressure turbine 4, cooled air enters the rotor blades 33 of the high-pressure turbine 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.Thus, the implemented pattern of air flows with multiple cross-flow ensures high efficiency of pre-cooling of the air intended for cooling the turbine, and minimizing the blockage of the external circuit reduces hydraulic losses in it, which contributes to an increase in engine efficiency.

Claims

A two-circuit turbojet engine containing a fan, an outer engine casing, a high-pressure compressor, a combustion chamber, a fan drive turbine and a high-pressure compressor, characterized in that the outer engine casing is made in the form of two coaxial annular walls, between which at least three ribs are located, forming screw channels for the passage of air intended for cooling the turbine, while the inlet of the screw channels is connected to the holes made in the housing of the high-pressure compressor, and their outlet to the holes made in the housing of the low-pressure turbine communicating with the holes for the passage of cooled air, made in the high pressure turbine housing.