RU2009350C1

RU2009350C1 - Method of operating gas-turbine engine and gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2009350C1
Authority: RU
Inventors: Анатолий Гаврилович Серков
Original assignee: Анатолий Гаврилович Серков
Priority date: 1991-06-14
Filing date: 1991-06-14
Publication date: 1994-03-15

Abstract

FIELD: heat power engineering. SUBSTANCE: fuel is fed through a shaft, disk and nozzle blade of the first stage of a multistage turbine, discharged toward air compressed in the compressor, and burnt out within inter-blade passages. Additional fuel supply from the blades of the last stage of the turbine, air supply from outer contour, and burning out the fuel in nozzle array positioned downstream of the blades are provided at reheating regimes of operation. EFFECT: improved method. 3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к способу организации сгорания топлива в газотурбинных двигателях (ГТД), преимущественно авиационных, устройству для его осуществления и может быть использовано в транспортных и стационарных установках. The invention relates to a method for organizing fuel combustion in gas turbine engines (GTE), mainly aircraft, a device for its implementation and can be used in transport and stationary installations.

Известны способы сгорания топлива в ГТД, основанные на сжигании топлива в специально встраиваемых камерах сгорания (КС) между компрессором и турбиной (1). При этом топливо через форсунки впрыскивается в объем пламенной трубы, которая соответствующим образом охлаждается избыточным воздухом. Known methods of fuel combustion in gas turbine engines, based on the combustion of fuel in specially built-in combustion chambers (CS) between the compressor and the turbine (1). In this case, fuel is injected through the nozzles into the volume of the flame tube, which is suitably cooled by excess air.

Недостатком известных способов организации сгорания топлива является повышенный расход воздуха, необходимый как для горения, так и охлаждения КС и лопаток, наличие камеры сгорания. A disadvantage of the known methods of organizing fuel combustion is the increased air flow required for both combustion and cooling of the compressor and blades, the presence of a combustion chamber.

Наиболее близким к предлагаемому является способ организации сжигания топлива в ГТД, заключающийся в подаче топлива через вал, диск и лопатку, выпуске его навстречу сжатому в компрессоре воздуху и сгорании в межлопаточных каналах турбины с получением газа (2). Недостатками его является низкий КПД, повышенные массогабаритные характеристики двигателя и неустойчивый характер горения. Closest to the proposed one is a method of organizing fuel combustion in a gas turbine engine, which consists in feeding fuel through a shaft, disk and blade, releasing it towards compressed air in a compressor and burning it in the turbine interscapular channels to produce gas (2). Its disadvantages are low efficiency, increased weight and size characteristics of the engine and the unstable nature of combustion.

Целью изобретения является повышение КПД, снижение массогабаритных характеристик и стабилизации горения. The aim of the invention is to increase efficiency, reduce weight and size characteristics and stabilize combustion.

Поставленная цель достигается тем, что при выполнении двигателя с наружным контуром топливо выпускают из лопатки в районе ее входной кромки, при работе двигателя на форсажном режиме топливо дополнительно подают из лопаток последней ступени турбины, осуществляют подвод воздуха из наружного контура и смешивание его с топливом и газом, а сгорание осуществляют в расположенной за этими лопатками сопловой решетке. This goal is achieved by the fact that when the engine is running with an external circuit, fuel is released from the blade near its input edge, when the engine is operating in afterburning mode, fuel is additionally supplied from the blades of the last stage of the turbine, air is supplied from the external circuit and mixed with fuel and gas and combustion is carried out in the nozzle grate located behind these blades.

В газотурбинном двигателе для осуществления этого способа, содержащем компрессор, многоступенчатую турбину, расположенные за компрессором двухпрофильные лопатки, имеющие отверстия для подачи охлаждающего воздуха, и силовые стойки, двухпрофильные лопатки выполнены сопловыми и с открытой нишей в хвостовой части. Двигатель может быть снабжен расположенной за последней ступенью турбины сопловой решеткой с лопатками, имеющими крышки и полости, подключенные к наружному контуру, причем крышки установлены с возможностью регулирования расхода воздуха наружного контура, а лопатки сопловой решетки и стойки выполнены с отверстиями по их периметру. In a gas turbine engine for implementing this method, comprising a compressor, a multi-stage turbine, two-profile blades located behind the compressor having openings for supplying cooling air, and power racks, two-profile blades are made nozzle and with an open niche in the rear part. The engine can be equipped with a nozzle grill located behind the last stage of the turbine with blades having covers and cavities connected to the external circuit, the covers being installed with the ability to control the air flow of the external circuit, and the nozzle grill blades and racks are made with holes around their perimeter.

На фиг. 1 представлен двигатель, продольный разрез; на фиг. 2 - развертка сопловых лопаток КВД и лопаток первой ступени турбины; на фиг. 3 - узел Г на фиг. 1; на фиг. 4 - сечение А-А на фиг. 3. In FIG. 1 shows an engine, a longitudinal section; in FIG. 2 - scan nozzle blades HPC and blades of the first stage of the turbine; in FIG. 3 - node G in FIG. 1; in FIG. 4 is a section AA in FIG. 3.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор 1, компрессор высокого давления (КВД) 2, за которым расположены сопловые двухпрофильные лопатки 3 с открытой нишей в хвостовой части, турбины высокого (ТВД) 4 и низкого (ТНД) 5 давления, сопловую решетку 6 и форсажную камеру 7. Лопатки ТВД 4 и ТНД 5 выполнены с отверстиями для подачи топлива 8 в районе входной кромки лопаток первой и 9 в хвостовой части лопаток второй ступени. Лопатки сопловой решетки 6 снабжены крышками 10, установленными с возможностью регулирования расхода воздуха из наружного контура 11 двигателя. На входе в форсажную камеру 7 установлены силовые стойки 12. Лопатки последних и сопловой решетки 6 выполнены с отверстиями по их периметру. The gas turbine engine contains a fan 1, a high pressure compressor (HPC) 2, behind which there are two-profile nozzle blades 3 with an open niche in the rear part, high pressure (HPH) 4 and low pressure (HPH) 5 turbines, nozzle grill 6 and afterburner 7. The blades of the turbine engine 4 and the high pressure pump 5 are made with holes for supplying fuel 8 in the region of the input edge of the blades of the first and 9 in the tail of the blades of the second stage. The blades of the nozzle lattice 6 are provided with covers 10 mounted with the possibility of controlling the air flow from the outer circuit 11 of the engine. At the entrance to the afterburner chamber 7, power racks 12 are installed. The blades of the latter and the nozzle grill 6 are made with holes along their perimeter.

При нормальном режиме работы двигателя топливо подают через вал, диск и отверстия 8 лопаток ТВД 4 навстречу сжатому воздуху, поступающему из КВД 2 через лопатки 3. Происходит энергичное перемешивание топлива с воздухом. Образовавшуюся топливо-воздушную смесь воспламеняют одним из известных способов и сжигают в межлопаточных каналах ТВД 4. In normal engine operation, fuel is supplied through the shaft, disk, and openings 8 of the blades of the fuel assembly 4 toward the compressed air coming from the HPC 2 through the blades 3. Vigorous mixing of the fuel with the air occurs. The resulting fuel-air mixture is ignited by one of the known methods and burned in the interscapular channels of the turbine engine 4.

При работе двигателя в форсажном режиме осуществляют дополнительную подачу топлива через отверстия 9 в лопатках ТНД 5 и воздуха из наружного контура 11 через крышки 10 лопаток сопловой решетки 6 через отверстия в них, смешивают их с газами внутреннего контура и сжигают в межлопаточных каналах сопловой решетки 6. Количество подаваемого дополнительного воздуха регулируют положением крышек 10. When the engine is in the afterburner mode, additional fuel is supplied through the holes 9 in the blades of the high pressure fuel pump 5 and air from the external circuit 11 through the covers 10 of the blades of the nozzle lattice 6 through the holes in them, mix them with the gases of the internal circuit and burn in the interscapular channels of the nozzle lattice 6. The amount of additional air supplied is regulated by the position of the covers 10.

Реализация предлагаемого способа позволяет исключить из конструкции двигателя камеру сгорания и сократить потребную длину форсажной камеры, что позволяет снизить массогабаритные характеристики двигателя, повысить КПД цикла, приблизив горение к стехиометрическому. Выполнение сопловых лопаток 3 двухпрофильными с открытой нишей в хвостовой части позволяет создать в полости последних устойчивые очаги горения, что позволяет стабилизировать горение. Выпуск топлива в районе входной кромки навстречу воздуху увеличивает дальнобойность струи топлива без опасения ее сноса в межлопаточные каналы турбины до ее воспламенения. Implementation of the proposed method allows to exclude the combustion chamber from the engine design and reduce the required length of the afterburner, which allows to reduce the overall dimensions of the engine, increase the cycle efficiency, bringing combustion closer to stoichiometric. The implementation of the nozzle blades 3 two-profile with an open niche in the rear part allows you to create stable foci of combustion in the cavity of the latter, which allows to stabilize combustion. The release of fuel in the area of the inlet edge towards the air increases the range of the fuel jet without fear of its demolition into the interscapular channels of the turbine until it ignites.

Ввиду малых единичных объемов межлопаточных каналов по сравнению с диаметром КС преобладающей формой теплообмена является конвентивная, лучистый теплообмен, практически, отсутствует, что упрощает организацию охлаждения лопаток. Для улучшения выгорания топлива лопатки турбины могут быть покрыты соответствующим катализатором. Отсутствие КС снижает общее газовое сопротивление внутреннего контура. (56) 1. Пономарев Б. А. Настоящее и будущее авиационных двигателей, М. : Воениздат, 1982, с. 47. Due to the small unit volumes of the interscapular channels compared to the diameter of the CS, the predominant form of heat transfer is conventional, radiant heat transfer is practically absent, which simplifies the organization of cooling of the blades. To improve fuel burnup, the turbine blades can be coated with an appropriate catalyst. The absence of KS reduces the total gas resistance of the internal circuit. (56) 1. B. Ponomarev, Present and Future of Aircraft Engines, M.: Military Publishing, 1982, p. 47.

2. Патент США N 2.579049, кл. 60-39.35, опубл. 1951. 2. US patent N 2.579049, CL 60-39.35, publ. 1951

Claims

1. The method of organizing the working process in a gas turbine engine, which consists in supplying fuel through a shaft, disk and blades of the first stage of a multi-stage turbine, releasing it towards compressed air in the compressor, burning fuel in the turbine interscapular channels, characterized in that, in order to increase efficiency, reducing weight and size characteristics and stabilizing combustion when performing an engine with an external circuit, the fuel is removed from the blades in the region of their input edges, when the engine is operating in afterburner mode but the fuel supply is performed from the last stage of the turbine blades, air supply from an external circuit and a fuel combustion situated behind the nozzle vanes grate.

2. A gas turbine engine containing a compressor, a multi-stage turbine, two-profile blades located behind the compressor, having openings for supplying cooling air, power racks, characterized in that, in order to increase efficiency, reduce weight and size characteristics and stabilize combustion when the engine is executed with an external circuit, two-profile blades are made nozzle with an open niche in the tail.

3. The engine according to claim 2, characterized in that it is equipped with a nozzle grill located behind the last stage of the turbine with blades having covers and cavities connected to the external circuit, the covers being installed with the possibility of controlling the air flow of the external circuit, and the blades of the nozzle grill and racks are made with holes along their perimeter.