Способ работы газотурбинного двигателя

СПОСОБ РАБОТЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, включающий сжатие воздуха в компрессоре, его подогрев путем сжигания топлива в камере сгорания, расширение продуктов сгорания в турбине и в сопле, отбор охлаждающего воздуха от компрессора и его подачу в охлаждающий тракт турбины, а также подвод дополнительного воздуха для регулирования камеры сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД двигателя, дополнительный воздух перед подачей в камеру сгорания отбирают от компрессора, охлаждают последовательно в теплообменнике, охлаждающих трактах направляющих лопаток компрессора и обтекателя, дожимают во вспомогательном компрессоре и подогревают в дополнительном охлаждающем тракте турбины.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам работы одно- либо двухконтурных газотурбинных двигателей.
Целью изобретения является повышение КПД двигателя.
На фиг. 1 представлена схема двигателя, реализующего данный способ; на фиг. 2 - схема камеры сгорания; на фиг.3 - разрез А-А на фиг.2; на фиг.4 - разрез Б-Б на фиг.3.
Газотурбинный двигатель, реализующий данный способ, содержит размещенный в капоте 1 с зазором 2 корпус 3 и установленные в последнем основной многоступенчатый компрессор, включающий ротор 4 с передним обтекателем 5, направляющие 6 и рабочие 7 лопатки, вспомогательный компрессор 8, камеру 9 сгорания с регулятором 10 расхода вспомогательного воздуха, турбину 11 с сопловыми и рабочими лопатками 12 и диском 13, снабженными охлаждающими трактами 14, и сопло 15. Зазор 2 сообщен с проточной частью 16 основного компрессора, а выход последнего - с камерой 9 сгорания и охлаждающими трактами 14. Двигатель снабжен теплообменниками 17, вспомогательный компрессор выполнен в виде радиальных лопаток 18, закрепленных на диске 13 турбины 11, направляющие лопатки 6 первой ступени основного компрессора и передний обтекатель 5 снабжены охлаждающими каналами 19 и 20, в сопловых и рабочих лопатках 12 турбины 11 выполнены дополнительные тракты 21 охлаждения. Теплообменник 17 по охлаждающей среде сообщен с зазором 2, по греющей - с выходом основного компрессора и входом охлаждающих каналов 19 направляющих лопаток 6, выход которых сообщен с входом охлаждающих каналов 20 переднего обтекателя 5, вход и выход вспомогательного компрессора 8 сообщены соответственно с выходом охлаждающих каналов 20 обтекателя 5 и входом дополнительного тракта 21 охлаждения сопловых и рабочих лопаток 12 турбины 11, а выход дополнительного тракта 21 - с регулятором 10 расхода вспомогательного воздуха.
Способ работы газотурбинного двигателя осуществляется следующим образом.
Воздух сжимается в основном компрессоре, затем подается в камеру 9 сгорания, где подогревается за счет сгорания в нем топлива. Продукты сгорания расширяются на турбине 11 и истекают через сопло 15. Часть сжатого в основном компрессоре воздуха (вспомогательный воздух) отбирается на выходе основного компрессора и охлаждается в теплообменнике 17. После этого вспомогательный воздух поступает в охлаждающие каналы 19 и 20 направляющих лопаток 6 и обтекателя 5, где дополнительно охлаждается, подогревая при этом направляющие лопатки 6 и обтекатель 5, дополнительно сжимается при помощи вспомогательного компрессора 8, охлаждая одновременно диск 13 турбины 11. После вспомогательного компрессора 8 сжатый воздух поступает в дополнительные тракты 21 охлаждения сопловых лопаток 12 и далее в регулятор 10 расхода вспомогательного воздуха, который в соответствии с принятым законом регулирования осуществляет его перераспределение в различные части камеры 9 сгорания.
Таким образом, за счет повышения эффективности охлаждения лопаток турбины и газодинамического регулирования камеры сгорания может быть повышена температура газа на входе в турбину и, как следствие, увеличена удельная тяга двигателя и улучшена его экономичность.
Изобретение может быть использовано в конструкциях одно- либо двухконтурных двигателей. Цель изобретения - повышение КПД двигателя. Корпус 3 с зазором 2 размещен в капоте двигателя. В корпусе 3 установлен основной многоступенчатый компрессор, включающий ротор 4 с передним обтекателем 5. Камера 9 сгорания имеет регулятор 10 расхода вспомогательного воздуха. Зазор 2 сообщен с проточной частью 16 осевого компрессора, а выход основного компрессора - с камерой 9 сгорания и охлаждающими трактами. Вспомогательный компрессор 8 выполнен в виде радиальных лопаток 18, закрепленных на диске 13 турбины. Направляющие лопатки 6 первой ступени основного компрессора и обтекатель 5 снабжены охлаждающими каналами 19 и 20. В сопловых и рабочих лопатках 12 турбины 11 выполнены дополнительные тракты охлаждения. Теплообменник 17 по охлаждающей среде сообщен с зазором 2, по греющей среде - с выходом основного компрессора и входом каналов 19 направляющих лопаток 6, выход которых сообщен с входом каналов 20. Вход и выход компрессора 8 сообщены соответственно с выходом каналов 20 и входом дополнительного тракта охлаждения лопаток 12, а выход дополнительного тракта - с регулятором 10. За счет повышения эффективности работы лопаток 12 и газодинамического регулирования камеры 9 сгорания повышается температура газа на входе в турбину, увеличиваются удельная тяга двигателя и его экономичность. 4 ил.