Теплообмінник для контуру повітряного охолодження турбіни

1. Спосіб подання охолодного повітря в гарячі зони турбореактивного двигуна, що містить послідовно від входу до ви ходу компресор (3), дифузор (8), камеру згоряння (2), напрямний сопловий апарат (13) і турбіну (5), що приводить у дію зазначений компресор (3), згідно з яким відбирають витрату повітря (F2) у повітряному потоці (F1), подаваному компресором (3), що охолоджується в теплообміннику (22), розташованому радіально зовні камери згоряння (2), спрямовують його радіально всередину через нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) і обдувають робоче колесо (16) турбіни (5), який відрізняється тим, що витрату охолодного повітря (F2) відбирають у зоні (20) нижньої частини камери, що оточує дифузор (8), причому нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) обдувають другою витратою повітря (F3), що його відбирають у нижній частині камери. C2 2 (11) 1 3 80962 причому саме ці лопатки піддаються впливу найбільш високих температур і високому рівню напруг. Таке охолодження звичайно здійснюється відбиранням частини потоку повітря під тиском через останній ступінь компресора високого тиску й обдувом ділянок, що працюють за умов високих температур. У сучасних турбореактивних двигунах з високим ступенем стискання створювані компресором високі тиски, що сприяють підвищенню термодинамічного ккд двигуна, супроводжуються значним підвищенням температури повітря, що надходить у камеру згоряння. Це підвищення температури на виході компресора вимагає збільшення витрати відбирання повітря, необхідного для охолодження турбіни високого тиску, що погіршує термодинамічний ккд. Для усунення цієї хиби було запропоновано охолоджувати витрату повітря, що відбирається в теплообміннику, що його охолодним середовищем є свіже повітря, яке відбирається у вторинному потоці, або інше середовище, паливо або мастило. [Патент США 5581996] передбачає відбирання повітря в проточному тракті дифузора на вході в камеру згоряння. Відбируване повітря охолоджується в теплообміннику, розташованому радіально зовні камери згоряння, потім повертається всередину двигуна через лопатки напрямного соплового апарата, які, таким чином, охолоджуються, і служить для охолодження радіально розташованих внутрішні х ділянок камери згоряння і, частково, лопаток першого ступеня турбіни. Даний документ є найближчим рівнем техніки винаходу, оскільки передбачає охолодження першого робочого колеса турбіни відбиранням повітря на виході з дифузора, яке охолоджується в теплообміннику і після охолодження протікає через лопатки напрямного соплового апарата турбіни. Відбирання повітря, здійснюване в радіально розташованій зовнішній зоні проточного тракту на виході з компресора, пов'язане, проте, з ризиком забруднення теплообмінника пилюкою, що надходить. Крім того, охолоджене повітря протікає через лопатки напрямного соплового апарата турбіни й служить для охолодження стінок цих лопаток. Це призводить до повторного нагрівання і зменшення витрати повітря, використовуваного надалі для охолодження лопаток турбіни. Задачею винаходу є усунення недоліків, властивих відомому рішенню, і подання витрати прохолоднішого повітря для охолодження робочих лопаток турбіни. Таким чином, винахід відноситься до способу подання охолодного повітря в гарячі зони турбореактивного двигуна, який послідовно від входу до ви ходу містить компресор, дифузор, камеру згоряння, напрямний сопловий апарат і турбіну, що передає обертання на згаданий компресор, причому відповідно до цього способу відбирається витрата повітря в повітряному потоці, подаваному компресором, що охолоджується в теплообміннику, розташованому 4 радіально зовні камери згоряння, потім направляється радіально всередину через нерухомі лопатки напрямного соплового апарата й обдуває робоче колесо турбіни. Спосіб згідно з винаходом відрізняється тим, що зазначена витрата повітря відбирається в зоні нижньої частини камери, що оточує дифузор, при цьому нерухомі лопатки напрямного соплового апарата обдуваються другою витратою повітря, що відбирається в зоні нижньої частини камери. Таким чином, охолодне повітря, що відбирається в зоні нижньої частини камери, яка оточує дифузор, містить найменшу кількість часток, що зменшує забруднення теплообмінника. Крім того, оскільки лопатки напрямного соплового апарата обдуваються другою витратою повітря, що відбирається в зоні нижньої частини камери, то охолоджене повітря менше нагрівається при проходженні через напрямний сопловий апарат і не відбирається в цьому місці. Відповідно до іншої відмітної ознаки винаходу, під камерою згоряння відводиться частина витрати охолодженого повітря, яке проходить крізь напрямний сопловий апарат на останній ступінь компресора для охолодження його елементів. Така конструкція дозволяє підвищити тривалість служби компресора високого тиску, зокрема в турбореактивних двигуна х військового призначення, які можуть піддаватися дуже жорстким режимам протягом короткого проміжку часу. Винахід відноситься також до турбореактивного двигуна, який послідовно від входу до ви ходу містить компресор, дифузор, камеру згоряння, напрямний сопловий апарат і турбіну, що передає обертання на зазначений компресор, а також містить перший контур охолодження із засобами для відбирання повітря в подаваному компресором потоці, теплообмінник, розташований радіально зовні камери згоряння і постачений засобами для спрямування охолодного повітря через нерухомі лопатки напрямного соплового апарата для обдуву робочого колеса турбіни, і відрізняється тим, що засоби відбирання відбирають витрату повітря в зоні нижньої частини камери, яка оточує дифузор, і що зазначений турбореактивний двигун додатково містить другий контур для охолодження нерухомих лопаток напрямного соплового апарата, який відбирає повітря в нижній частині камери. Краще, щоб цей турбореактивний двигун додатково містив під камерою систему повітропроводів для подання частини витрати повітря, що проходить крізь напрямний сопловий апарат, на останній ступінь компресора. Інші переваги й відмітні ознаки винаходу випливають з нижченаведеного опису та з доданих фігур креслень, з-поміж яких: Фіг.1 являє собою схематичне зображення фрагмента корпуса високого тиску й камери згоряння турбореактивного двигуна, що містить засоби охолодження гарячих зон згідно з винаходом; і Фіг.2, аналогічна фіг.1, зображує варіант виконання повітропроводу, що перепускає частину 5 80962 витрати охолодженого повітря на останній ступінь компресора високого тиску. Креслення показують фрагмент корпуса високого тиску турбореактивного двигуна з віссю X, що містить на вході в кільцеву камеру згоряння 2 ротор компресора 3, з представленим лише останнім ступенем, що йому надається обертальний рух через вал 4 від ротора турбіни 5, з представленим лише першим робочим колесом. Як узвичаєно, останній ступінь ротора компресора 3 містить вінець рухли вих лопаток 6, який нагнітає первинний потік F1 повітря, що циркулює в кільцевому каналі, й розташований перед нерухомим вінцем випрямних лопаток 7, що направляє через дифузор 8 первинний потік Fly камеру згоряння 2. Кільцева камера згоряння 2 обмежена в радіальному напрямку внутрішньою стінкою 9, розташованою радіально зовні внутрішнього кожуха 10, і радіально зовнішньою стінкою 11, розташованою радіально всередині зовнішнього кожуха 12. Стінки 9 і 11 з'єднують, відповідно, внутрішній кожух 10 і зовнішній кожух 12 на вході в напрямний сопловий апарат 13, що включає множину випрямних лопаток 14, які спрямовують потік на рухливі лопатки 15 першого робочого колеса 16 ротора 5 турбіни. Частина повітряного потоку F1, подаваного через дифузор 8, служить для спалювання палива, подаваного в камеру згоряння 2 не показаними на фіг.1 інжекторами. Інша частина цього повітря обтікає стінки 9 і 11 камери згоряння 2 і служить для охолодження цих стінок, підданих впливу високих температур, і кожухів 10 і 12, перед тим як вона надходить у камеру 2 через дилюційні отвори, або служить для охолодження статорів і роторів турбіни. Призначення дифузора 8 полягає у зменшенні швидкості витікання первинного потоку F1 і у збільшенні його тиску на вході в камеру згоряння 2. Відбирання повітря F2 відповідно до винаходу здійснюється в нижній частині камери в зоні 20, що оточує ди фузор 8. Витрата F2 направляється радіально зовні, щонайменше, по одному каналу 21, протікає через теплообмінник 22 і повертається радіально всередину двигуна по каналах 23, передбачених у лопатках 14 напрямного соплового апарата 13, і потрапляє в прохід 24, розташований під напрямним сопловим апаратом 13, звідки частина витрати повітря F2 направляється в інжектори 25, розміщені навпроти отворів 26, передбачених у передньому кільці 27 першого робочого колеса 16 турбіни, для охолодження цього колеса 16, зокрема лопаток 15 цього колеса. Інша частина витрати F2, подавана в прохід 24, може служити для охолодження інших елементів під камерою 2, зокрема, елементи останнього ступеня компресора високого тиску 3. З цією метою нерухомий повітропровід 30 з'єднує прохід 24 із зоною 31, що відокремлює диск останнього ступеня компресора 3 і внутрішній кожух 33, що несе випрямні лопатки 7. Цей 6 повітропровід 30 може бути виконаний кільцевим, з оборотом навколо осі X, і обмеженим радіально зовні внутрішнім кожухом 10 і радіально зсередини обичайкою 34, як це показано на фіг.2. Він може бути виконаний також у вигляді множини каналів, що простягаються в напрямку входу і розподілені навколо осі X. Згідно з іншою відмітною ознакою винаходу, показаною на фіг.1, лопатки 14 напрямного соплового апарата 13 охолоджуються другим контуром охолодження 40, який відбирає витрату повітря F3 у ви хідній зоні порожнини, що відокремлює зовнішню стінку 11 і зовнішній кожух 12, причому ця витрата повітря F3 протікає по каналах 41, передбачених у стінці випрямних лопаток 14 і відділених від каналів 23, і виходить через отвори на зовнішні поверхні лопаток 14, а саме на передні кромки й на задні кромки. Завдяки такій конструкції, з потоку F2 не здійснюється жодного відбирання повітря для охолодження лопаток 14 напрямного соплового апарата 13, який охолоджується переважно потоком F3, і потік F2 піддається меншому нагріванню при проходженні через лопатки 14. Використовуваним у теплообміннику 22 охолодним середовищем може бути повітря, що відбирається у вторинному контурі турбореактивного двигуна за допомогою повітрозабирача. Може бути також використане повітря контролю зазору турбіни або мастило задньої порожнини як джерело холоду й, частково, паливо, що надходить у камеру згоряння 2. У тому випадку, коли джерело холоду теплообмінника 22 відбирається у вторинному контурі двовалового турбореактивного двигуна, обладнаного вентилятором, витрата повітря може регулюватися на етапах польоту, коли теплообмінник більше не потрібний, наприклад, у крейсерському режимі. Система повітряного охолодження згідно з даним винаходом призначена, зокрема, для турбореактивних двигунів з високим ступенем підвищення тиску. Вона застосовна також до двовалових двоконтурних турбореактивних двигунів цивільного призначення, обладнаних вентиляторами з високим ступенем двоконтурності, у яких тиск повітря, подаваний у камеру згоряння 2, може сягати 30бар під час фази зльоту. В цих турбореактивних двигунах температура стиснуто го повітря може сягати 700°С, і охолодження повітря, що відбирається при цій температурі, необхідне під час усієї критичної фази зльоту. У крейсерському режимі температура стиснутого повітря знижується приблизно до 300°С, й охолодження повітря, що відбирається з теплообмінника 22, більше не є необхідним, що покращує загальний ккд двигуна в цьому режимі. 7 80962 8