Патенты автора Куприк Виктор Викторович (RU)

Изобретение относится к способам регулирования газотурбинного двигателя для обеспечения температуры газа перед турбиной, не превышающей максимально допустимых значений. Способ регулирования авиационного газотурбинного двигателя включает эксплуатационные ограничения максимальных значений частот вращения ротора (nMAX) и температуры газов (ТгОГР) на максимальном режиме работы двигателя. Предварительно проводят испытания нескольких образцов исправных двигателей, при этом производят измерение частоты вращения ротора (n) и температуры газа перед турбиной (Тг), затем строят зависимость температуры газа перед турбиной Тг от частоты вращения ротора n, по этой зависимости определяют изменение температуры газа перед турбиной (ΔТг) при изменении частоты вращения ротора на 1%. При испытаниях конкретного образца двигателя осуществляют настройку ограничения максимальной частоты вращения (nMAX), для чего выводят двигатель на режим частоты вращения ротора, соответствующий (90÷96)% от максимального режима, при этом измеряют частоту вращения ротора (n0) и температуру газа перед турбиной (Тг0), определяют максимальную частоту вращения ротора (nMAX) по формуле в соответствии с полученными данными производят регулировку ограничения максимальной частоты вращения ротора (nMAX) в регуляторе двигателя. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является обеспечение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса. 1 ил.

Изобретение относится к способу имитации на газогенераторе (включает компрессор высокого давления, основную камеру сгорания, турбину высокого давления) с наружным контуром и раздельным входом различных режимов работы двухконтурного турбореактивного двигателя, что позволяет подавать воздух с различными параметрами по давлению и температуре во внешний и внутренний контур первого. Техническим результатом, достигаемым заявленным способом, является возможность определения расхода воздуха через внутренний и наружный контуры двухконтурного турбореактивного двигателя. Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения расхода воздуха через внутренний и наружный контуры двухконтурного турбореактивного двигателя предварительно проводят испытания двухконтурного турбореактивного двигателя, при которых на различных режимах работы двигателя, заданных частотой вращения ротора высокого давления n1пр, измеряют полное давление Р*ВХквдпр, Р*ВХнкпр, температуру воздуха Т*ВХквдпр, Т*ВХнкпр на входе в компрессор высокого давления и наружный контур, расход воздуха Gвпр на входе в двигатель, частоту вращения ротора низкого давления n2пр, затем проводят испытания газогенератора с наружным контуром с отдельными входами в них, при которых задают ранее измеренные параметры полного давления Р*ВХквдпр, Р*ВХнкпр и температуры воздуха Т*ВХквдпр, Т*ВХнкпр на входе в компрессор высокого давления и наружный контур, соответствующие ранее измеренным частотам вращения ротора низкого давления n2пр на различных режимах работы двигателя, при этом измеряют расход воздуха Gвпр на входах в газогенератор, а также в его наружный контур. 7 ил.

Изобретение относится к системам охлаждения турбин газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки, включающие разделительную перегородку, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, каждый из которых образует вдоль вогнутой и выпуклой стенок лопатки каналы охлаждения. Дефлектор передней полости лопатки установлен в ней с образованием двух полостей подвода охладителя, верхняя из которых выполнена сообщенной с отверстиями пленочного охлаждения входной кромки лопатки, а нижняя полость подвода охладителя сообщена с каналами охлаждения стенок передней полости лопатки и отверстиями пленочного охлаждения последних. В дефлекторе задней полости лопатки расположена задняя полость подвода охладителя и выполнены перфорационные отверстия, сообщенные с каналами охлаждения задней полости. Каждая лопатка содержит соединительный канал, образуемый дефлектором задней полости лопатки вдоль разделительной перегородки, снабженной рядом перепускных отверстий, в концевой части дефлектора задней полости выполнена система выходных щелей, обращенных к выходной кромке лопатки. Задняя полость подвода охладителя сообщена с проточной частью турбины через перфорационные отверстия и систему выходных щелей в дефлекторе задней полости, и каналы охлаждения выходной кромки лопатки, а с другой стороны последовательно через сообщенные друг с другом посредством соединительного канала каналы охлаждения стенок задней полости лопатки, ряд перепускных отверстий в разделительной перегородке, канал охлаждения выпуклой стенки передней полости лопатки и отверстия пленочного охлаждения последней. Технический результат - снижение расхода охладителя за счет более полного использования хладоресурса охладителя и, как следствие, повышение эффективности охлаждения сопловых лопаток турбины и турбины в целом. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способам испытаний турбореактивного двигателя для определения основных параметров при настройках ограничителей, не превышающих максимально допустимых значений. При реализации способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления, а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением относительно исходной, затем проводят испытания репрезентативного количества двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение тяги и частот вращения роторов низкого и высокого давления, затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение тяги. Далее для двигателя, у которого на максимальном режиме при штатной программе превышено по меньшей мере одно из значений частот вращения роторов низкого и высокого давления, измеряют частоту вращения ротора низкого давления, частоту вращения ротора высокого давления и тягу на максимальном режиме, затем определяют относительную величину отклонения исходного параметра от настройки ограничения, после выбирают наименьшее значение ограничений из ограничений для ротора низкого давления и ротора высокого давления по абсолютной величине, которое в дальнейшем принимают за ограничение. Далее определяют истинное значение тяги при настройках ограничителей, не превышающих максимально допустимых значений частот вращения роторов низкого и высокого давления на максимальном режиме работы двигателя. Технический результат заключается в обеспечении определения основных параметров двигателя с учетом максимально допустимых значений настроек ограничителей.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок. На ряде исправных газотурбинных установок, содержащих газогенератор и силовую турбину, фиксируют в заданном диапазоне частот вращения роторов зависимости изменения частоты вращения и амплитуд вибраций корпусов газогенератора и силовой турбины от времени на выбеге роторов при останове газотурбинной установки. Вычисляют критические частоты вращения, формируют типовые зависимости изменения частот вращения роторов низкого давления, высокого давления и силовой турбины и амплитуд вибраций по каждому вибродатчику, размещенному на корпусах газогенератора и силовой турбины, от времени, фиксируют текущие зависимости значений критических частот и амплитуд вибраций на конкретной газотурбинной установке, сравнивают с типовыми зависимостями, при отклонении текущих значений критических частот и/или амплитуд от типовых на более чем 5% формируют сигнал об изменении технического состояния опор конкретного ротора. Типовую зависимость изменения частот вращения роторов и амплитуд вибраций от времени, а также критических частот вращения формируют для конкретной газотурбинной установки на начальном этапе ее эксплуатации. Дополнительно типовую зависимость частот вращения и амплитуд вибраций от времени разбивают на участки по количеству критических частот в данном диапазоне частот вращения роторов, в каждом из которых определяют значение критической частоты и амплитуду вибраций при ее прохождении и сравнивают с текущими значениями на том же участке, а при отклонении текущих значений от типовых хотя бы на одном участке формируют сигнал об изменении технического состояния опоры конкретного ротора. Технический результат - определение узлов, в которых происходит изменение технического состояния на стадии допустимого времени эксплуатации без разрушения деталей газотурбинной установки, что повышает ее эксплуатационную экономичность. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя для обеспечения ограничений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной в регуляторе двигателя, не превышающих максимально допустимых значений. Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателей со штатной программой поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого (n1ОГР) и высокого давления (n2ОГР) и температуры газов за турбиной (Т4ОГР) на максимальном режиме работы двигателя формируют программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления (n1ОГР), а также программу ограничения частоты вращения ротора низкого давления с увеличением на 1% относительно исходной (n1ОГР+1%), затем проводят испытания репрезентативного количества образцов двигателей данного типа, при которых на максимальном режиме выполняют измерение частот вращения ротора низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной при программах n1ОГР (n1, n2, Т4) и n1ОГР+1% (n1+1%, n2+1%, Т4+1%), затем определяют изменение частоты вращения ротора высокого давления и изменение температуры газов за турбиной по формулам: (Δn2=n2+1%/n2); (ΔT4=Τ4+1%/T4), далее для двигателя, у которого на максимальном режиме при штатной программе превышено по меньшей мере одно из значений (n1ОГР), (n2ОГР), (Т4ОГР), измеряют частоту вращения ротора низкого давления (n1ИСХ), частоту вращения ротора высокого давления (n2ИСХ) и температуру газов за турбиной (Т4ИСХ) на максимальном режиме, затем определяют относительную величину отклонения исходного параметра (n1ИСХ), (n2ИСХ) и (Т4ИСХ) от настройки ограничения δn1 по формулам: затем выбирают наименьшее значение из δn1(по n1), δn1(по n2) и δn1(по Т4) по абсолютной величине, которое в дальнейшем принимают за δn1, далее по формулам определяют настройки ограничений частот вращения роторов низкого (n1НАСТ) и высокого давления (n2НАСТ) и температуры газов за турбиной (Т4НАСТ): n1НАСТ=n1ИСХ*(1+δn1); n2НАСТ=n2ИСХ*(1+Δn2*δn1); Т4НАСТ=Т4ИСХ*(1+Δt4*δn1), на основании которых корректируют штатную программу поддержания эксплуатационных ограничений максимальных значений частот вращения роторов низкого и высокого давления и температуры газов за турбиной на максимальном режиме работы двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности эксплуатации двигателя в течение заданного ресурса.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, а именно к диагностике температурного состояния деталей для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. Способ эксплуатации газотурбинной установки включает диагностику температурного состояния деталей. Измеряют температуру масла на сливе из каждой опоры роторов газотурбинной установки на неизменном режиме по частотам вращения роторов на базе времени не менее 2-х минут, предшествующих текущему измерению, вычисляют среднее значение температуры масла на сливе и сравнивают его с текущим значением при тех же частотах вращения. При отклонении текущего значения температуры масла на сливе более чем на 2°С формируют сигнал об изменении технического состояния деталей в конкретной опоре ротора. При снижении текущего значения температуры масла на сливе формируют сигнал о разрушении коллектора подвода масла к подшипнику в опоре. При повышении температуры масла на сливе формируют сигнал о разрушении подшипника в опоре. Способ позволяет определить детали в конкретной опоре двигателя, в которых происходит изменение технического состояния на стадии допустимого времени эксплуатации без разрушения деталей двигателя, что повышает эксплуатационную экономичность газотурбинного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 табл.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, а именно к оценке технического состояния установок или ее отдельных узлов для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации установки. Способ эксплуатации газотурбинной установки включает оценку ее технического состояния по изменению характеристик рабочих режимов. На по крайней мере одной из исправных газотурбинных установок фиксируют в заданном диапазоне частот вращения роторов зависимости изменения частоты вращения n от времени τ на выбеге роторов при не менее двух остановах газотурбинной установки, по усредненным значениям формируют типовые зависимости изменения частот вращения роторов n от времени τ, фиксируют текущие зависимости этих параметров для конкретной газотурбинной установки, сравнивают с типовыми зависимостями, при отклонении текущих зависимостей по конкретному ротору от типовых более чем на 5% формируют сигнал об изменении технического состояния конкретного ротора. Типовую зависимость изменения частот вращения роторов от времени формируют для конкретной газотурбинной установки на начальном этапе ее эксплуатации. Дополнительно типовую зависимость изменения частоты вращения от времени разбивают на 2-3 участка, на которых определяют значения Δn/Δτ, фиксируют на этих участках текущие значения Δn/Δτ, при отклонении текущих значений от типовых более чем на 5% хотя бы на одном участке формируют сигнал об изменении технического состояния конкретного ротора. Ожидаемый технический результат - определение узлов в газотурбинной установке, в которых происходит изменение технического состояния на стадии допустимого времени эксплуатации без разрушения деталей газотурбинной установки, что повышает ее эксплуатационную экономичность. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает определение эксплуатационного диапазона частот вращения роторов с высоким уровнем вибраций корпусов. Для регулирования двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, предварительно на нескольких двигателях на базе ранее определенного диапазона частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления производят изменение угла установки поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления и определяют зависимость величины уровня вибраций корпусов двигателя от значения отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, определяемого упомянутым углом. Выбирают значение отношения частот вращения роторов высокого и низкого давления, при котором обеспечивается требуемое допустимое значение уровня вибраций корпусов. На основании полученных данных при отладке двигателя производят настройку угла установки входного направляющего аппарата компрессора высокого давления. Технический результат предлагаемого изобретения - снижение вибраций корпусов двигателя, снабженного поворотным направляющим аппаратом компрессора высокого давления, во всем рабочем диапазоне, что ведет к повышению надежности работы двигателя и повышению безопасности полетов. 2 ил.

Группа изобретений относится к конструкции фронтового устройства камер сгорания газотурбинных установок и способу его работы. Фронтовое устройство кольцевой камеры сгорания включает наружную, внутреннюю стенки, переднюю, разделительную и огневую стенки, горелочные устройства, закрепленные на передней, разделительной и огневой стенках, наружный и внутренние кольцевые каналы. Огневая стенка выполнена в форме усеченного конуса, а в наружной и внутренней стенках закреплены втулки в количестве не менее 1 ряда на каждой стенке. Горелочные устройства расположены на наружном и внутреннем ярусах. Каждое горелочное устройство включает воздушный канал с завихрителем и соплом на выходе. Внутри воздушного канала коаксиально размещена топливная форсунка, а снаружи расположен топливовоздушный канал с завихрителем на входе, на втулке которого выполнены радиальные топливоподводящие отверстия. Снаружи топливовоздушного канала расположен наружный канал, снабженный осевыми топливопитающими отверстиями и отверстиями для подвода воздуха на входе в наружный канал, при этом выход наружного канала соединен с выходом топливовоздушного канала отверстиями. Имеются три топливных коллектора, два из которых расположены на входе во внутренний кольцевой канал, закреплены к передней стенке и соединены трубками с топливными форсунками. К разделительной и наружной стенкам фронтового устройства прикреплены обечайки, полость между которыми образует третий топливный коллектор, сообщенный с полостью между передней и разделительными стенками через радиальные отверстия в разделительной стенке. Полость между передней и разделительной стенками сообщена с радиальными топливоподводящими отверстиями на втулке осевого воздушного лопаточного завихрителя топливовоздушного канала и осевыми топливопитающими отверстиями наружного канала. Изобретения позволяют снизить содержание вредных выбросов оксидов азота и окиси углерода. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к неразрушающему контролю технического состояния газотурбинных двигателей. Способ диагностики технического состояния газотурбинного двигателя, заключающийся в том, что выбирают параметры, подлежащие диагностическому контролю, текущее значение которых регистрируют на диагностируемом газотурбинном двигателе. Для диагностики газотурбинного двигателя по его любому узлу для последнего выбирают по меньшей мере два параметра, характеризующие его работоспособность и экспериментально определяют их предельно допустимые значения отклонений для данного типа двигателя. После чего в ходе работы двигателя в текущий момент времени вычисляют среднее значение для каждого выбранного параметра за предшествующий короткий и длинный временной периоды, при отношении короткого временного периода к длинному в интервале 0,002-0,1, и определяют их разность. Далее вычисляют отношение полученных разностей к соответствующим предельно допустимым значениям отклонений параметров, а затем суммируют их, и если полученная сумма отношений превышает единицу, то делают вывод о неисправности диагностируемого двигателя. Для диагностики газотурбинного двигателя по узлу компрессора низкого давления в качестве параметров, характеризующих его работоспособность, выбирают разницу между значением температуры слива масла из опоры турбины и значением температуры масла на входе в двигатель за фильтром, а также значение перепада давления масла на фильтре в магистрали общей откачки масла из двигателя и значение вибрации промежуточного корпуса газогенератора. Газотурбинный двигатель подвергают диагностике не менее 1 раза в минуту. Технический результат - расширение технологических возможностей способа по определению дефектов, влияющих на работоспособность узлов газотурбинного двигателя процессе его эксплуатации, выявление неисправностей на ранних стадиях и возможность отслеживания технического состояния двигателя в динамике. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс работы, увеличить продолжительность жизненного цикла газотурбинной установки. Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель и газодинамически связанную с ним силовую осевую турбину, роторы которых механически не связаны друг с другом. На статоре силовой турбины напротив полотна диска первой и последней ступеней силовой турбины образованы кольцевые полости, отделенные от проточной части силовой турбины подвижными уплотнениями. Кольцевая воздушная полость на статоре силовой турбины за последней ступенью пневматически сообщена с проточной частью одной из ступеней компрессора газотурбинного двигателя по меньшей мере одним трубопроводом с проточным краном на нем. На стенке каждой кольцевой полости статора силовой турбины установлен приемник давления среды в этой полости, соединенный с датчиком давления, а проточный кран снабжен электроприводом. Датчики давления воздуха в кольцевой воздушной полости и электропривод проточного крана связаны с системой управления установки. При сообщении кольцевой воздушной полости с проточной частью одной из ступеней компрессора газотурбинного двигателя двумя и более трубопроводами их выходные отверстия в кольцевую воздушную полость равноудалены друг от друга и от оси силовой осевой турбины. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей и используется для оценки их остаточного ресурса. Способ эксплуатации двигателя по его техническому состоянию включает определение фактической наработки двигателя, сравнение ее с допустимыми значениями и определение остаточного ресурса двигателя. При эксплуатации газотурбинного двигателя фиксируют рабочий диапазон двигателя по температуре газа за турбиной и разбивают его на не менее чем два поддиапазона по значению температуры газа за турбиной при номинальном значении мощности, в каждом из которых при граничных значениях температуры газа и соответствующих этим значениям тепловым и газодинамическим нагрузкам на деталь при заданном значении ресурса на основе характеристик материала детали определяют коэффициенты запаса статической прочности Kmi с учетом предела ползучести материала, выбирают наиболее нагруженную деталь с минимальным значением Kmi, для каждого поддиапазона определяют среднее значение коэффициента Kmi ср., в первом поддиапазоне от значения температуры газа за турбиной при номинальном значении мощности; среднее значение коэффициентов запаса принимают за базовое значение Кmi ср. баз., затем определяют для каждого поддиапазона отношения bi=Km ср. баз./ Kmi ср., а интервал времени Тэ, в течение которого сохраняется работоспособное состояние двигателя, определяют по формуле: Тэ=Σbi* τi, где τi - фактическая наработка двигателя при работе в каждом поддиапазоне; bi - коэффициент пересчета фактической наработки к более нагруженным режимам. Предложенный способ позволяет увеличить ресурс и продолжительность жизненного цикла двигателя за счет учета реальной нагрузки на его детали в ходе эксплуатации. 3 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют зависимость величины уровня вибраций корпусов двигателя от величины прокачки масла через гидродемпфер путем изменения уровня давления масла Рм в нагнетающей магистрали. Для работы двигателя в диапазонах частот вращения с высоким уровнем вибраций корпусов увеличивают давление масла в нагнетающей магистрали, при этом увеличивается величина прокачки масла через гидродемпфер и уровень вибраций корпусов снижается. Способ позволяет снизить вибрации корпусов двигателя во всем рабочем диапазоне, что ведет к повышению надежности работы двигателя и повышению безопасности полетов.

Изобретение относится к удаленному мониторингу. Система удаленного мониторинга газотурбинной установки содержит датчики, передающие информацию об эксплуатационных параметрах установки на сервер нижнего уровня, который хранит и передает информацию на сервер верхнего уровня. Сервер нижнего уровня включает блок математической обработки, базу данных истории эксплуатации, блок сравнения, блок автоматики, блок журнала предупреждений. Сервер верхнего уровня представляет собой графический интерфейс, в котором содержатся логический блок трендового контроля эксплуатационных параметров; логический блок оценки технического состояния; логический блок трендов зависимостей; логический блок анализа трендов; логический блок карты параметров; логический блок журнала предупреждений; логический блок мнемосхемы газотурбинной установки; логический блок показателей газотурбинной установки. Повышается оперативность контроля. 3 ил.

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных установок, работающим на газообразном углеводородном топливе и использующим в своей работе каталитические средства. Способ подготовки и сжигания топлива в камере сгорания газотурбинной установки включает подачу воздуха из-за компрессора в камеру сгорания, подачу в одну часть форсунок камеры сгорания газообразного углеводородного топлива, подачу в другую часть форсунок камеры сгорания газовой смеси, содержащей по меньшей мере СО и Н2, полученной путем смешения упомянутого газообразного углеводородного топлива с воздухом и пропусканием данной топливовоздушной смеси через предварительно нагретый катализатор. Газовую смесь на форсунки камеры сгорания подают с обеспечением перепада давления на указанных форсунках не менее 0,5 кгс/см посредством изменения давления воздуха и газообразного углеводородного топлива, формирующих топливовоздушную смесь, пропускаемую через катализатор. Коэффициент избытка воздуха топливовоздушной смеси находится в интервале от 0,25 до 0,32. Воздух для топливовоздушной смеси получают от стороннего источника воздуха, а предварительный нагрев катализатора осуществляют от независимого источника тепла. Изобретение позволяет упростить настройку газотурбинной установки под изменяемые режимы работы с сохранением экологических характеристик. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей в промышленности в качестве привода газоперекачивающих агрегатов, в частности, к способам, связанным с необходимостью очистки проточных частей и внутренних каналов газотурбинных двигателей от загрязнений и топливных осаждений в трубопроводах. В известном способе очистки газотурбинного двигателя, включающем последовательную подачу моющего раствора и воды с нормированным давлением и расходом на вход в двигатель при работе на режиме «холодной прокрутки», очистку проточной части, наружных поверхностей форсунок камеры сгорания и уплотнений предмасляных полостей двигателя, слив моющего раствора и воды из проточной части двигателя через дренажную систему, по предложению, до подачи моющего раствора и воды, в форсунки камеры сгорания и в систему наддува опор через дополнительные воздуховоды подают воздух от автономного источника питания, при этом на рабочих режимах воздуховоды, используемые для подачи воздуха в систему наддува опор, перекрывают установленными на них дополнительными заслонками, а воздух прекращают подавать после завершения подачи моющего раствора и воды. Моющий раствор и воду на вход в двигатель можно подавать через коллектор подачи. Реализация данного изобретения позволяет снизить затраты на эксплуатацию газотурбинного двигателя за счет исключения слива масла после каждой промывки двигателя и сокращения времени простоя двигателя при заливе нового масла, а также за счет исключения разборки двигателя и механической очистки форсунок камеры сгорания. Также повышается ресурс и надежность двигателя за счет повышения ресурса элементов маслосистемы и камеры сгорания, уменьшения потребляемой мощности компрессора, повышение его КПД и смещение границы помпажа компрессора в сторону его рабочей зоны. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей. Способ ресурсных испытаний газотурбинного двигателя включает разбиение рабочей области частоты вращения ротора с рабочими лопатками на несколько диапазонов и наработку в каждом диапазоне времени нагружения Т, по прохождении которой при отсутствии повреждений на рабочих лопатках делают вывод о подтверждении ресурса. Для всех рабочих лопаток определяют частоту их собственных колебаний по первой изгибной форме f1, и по наименьшему значению собственной частоты колебаний f1min определяют время нагружения Т по зависимости: , где N - нормативная база нагружения, равная 20⋅106 циклов, затем рабочую область частоты вращения ротора для испытуемого двигателя разбивают на площадки шириной 0,4-0,5% от минимального значения частоты рабочей области, после чего на каждой площадке производят наработку по времени нагружения Т при средней частоте вращения ротора для данной площадки. Изобретение позволяет повысить достоверность подтверждения динамической прочности рабочих лопаток ротора. 1 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к контролю их технического состояния во время эксплуатации для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. Способ контроля технического состояния ГТД во время его эксплуатации включает измерение температуры газа в потоке за турбиной низкого давления - Т4 термопарами не менее, чем в восьми точках, равномерно размещенных по окружности в характерном сечении, в начале и во время эксплуатации. При осуществлении способа периодически вычисляют разность ΔT4i между каждыми двумя соседними термопарами, фиксируют наработку ГТД в момент измерения времени τ, определяют зависимости ΔT4i=f(τ), при этом предварительно устанавливают предельно допустимую величину отклонения ΔT4i пред. от значений, определенных по измерению в начале эксплуатации, сравнивают ΔT4i=f(τ) с ΔT4i пред., и по выходу текущих значений ΔT4i за границу предельно допустимых отклонений ΔT4i пред. судят об изменении технического состояния двигателя. Технический результат от использования изобретения заключается в том, что по изменению разности между термопарами, измеряющими температуру газа в потоке за турбиной низкого давления - Т4, можно сделать выводы о техническом состоянии камеры сгорания газотурбинного двигателя, а также точно определить место, в котором происходит ухудшение технического состояния, благодаря чему можно предотвратить развитие дефекта и минимизировать затраты на ремонт двигателя путем принятия своевременного решения. 2 з.п. ф-лы, 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей в промышленности в качестве привода газоперекачивающих агрегатов, в частности к дополнительным устройствам, обеспечивающим очистки проточных частей и внутренних каналов газотурбинных двигателей от загрязнений и топливных осаждений в трубопроводах. Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания с форсунками, автономный источник питания, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость. Полости наддува сообщены питающими воздуховодами через клапан переключения наддува с источником высокого давления и с источником низкого давления, а через воздуховоды - друг с другом. По предложению, для очистки от загрязнений он снабжен дренажной системой и установленным на входе в двигатель коллектором подачи с форсунками. Коллектор подачи соединен с системами подачи моющего раствора и воды и с нагнетающим компрессором, а дренажная система сообщена с проточной частью газотурбинного двигателя. При этом автономный источник питания через дополнительные трубопроводы сообщен с клапаном переключения наддува и с форсунками камеры сгорания, а на питающих воздуховодах, сообщенных с источником высокого давления и с источником низкого давления, установлены дополнительные заслонки. Коллектор подачи на входе в газотурбинный двигатель может быть установлен с возможностью поворота из рабочего в нейтральное положение. Реализация данного изобретения позволяет сохранить термодинамические параметры двигателя (КПД, мощность) на всем протяжении его эксплуатации за счет периодически проводимой очистки проточной части двигателя от загрязнений, при этом снизить затраты на эксплуатацию двигателя за счет исключения слива масла после каждой промывки двигателя и сокращения времени простоя двигателя при заливе нового масла, а также за счет исключения разборки двигателя и механической очистки форсунок камеры сгорания. Также реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность двигателя за счет повышения ресурса элементов маслосистемы и камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость. Полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления, и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом. Междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя, и с предмасляными полостями турбин. По предложению газотурбинный двигатель снабжен теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, при этом тракт охлаждающего воздуха своим входом сообщен с источником низкого давления, а выходом с газовоздушным трактом за турбиной низкого давления. Тракт охлаждаемого воздуха своим входом сообщен с источником высокого давления, а выходом через подводящие воздуховоды сообщен и с клапаном переключения наддува и/или с междисковой полостью турбин. Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины. Для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления. Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции двигателя за счет исключения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя, исключения образования кокса на горячих элементах конструкции ротора, а также за счет стабильного охлаждения валов роторов холодным воздухом. Также данное изобретение обеспечивает отсутствие паров масла в системе кондиционирования самолета и в системе жизнеобеспечения летчика. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей. Известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того, возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата. Применение изобретения обеспечивает снижение температуры масла в 2 раза, обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТВД двигателя содержит рабочее колесо ТВД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток. Лопатка ТВД включает каждая хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем стенок. Диск рабочего колеса выполнен в виде моноэлемента, включающего ступицу и полотно с ободом. Вал РВД образован сочетанием выполненных за одно целое с диском консольных кольцевых элементов для соединения с валом КВД и носком ТВД. Ротор ТВД включает напорный диск, образующий совместно с диском ротора кольцевой канал для подвода потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки воздуха к тракту воздушного охлаждения лопаток ТВД. В ободе диска выполнен диффузорный канал тракта, продолженный в замке, ножке и полке хвостовика лопатки ротора ТВД с выходом в охлаждаемую полость лопатки. Раздаточный коллектор распределения охлаждающего воздуха в полости лопатки сообщен с каналом циклонного охлаждения лопатки. Для чего циклонный канал снабжен двумя рядами отверстий - входным рядом отверстий в разделительной стенке и выходным рядом отверстия в спинке лопатки. Большая часть пера лопатки снабжена вихревой матрицей, дополненной на выходе из полости пера турбулизатором. Аппарат закрутки воздуха наделен системой конфузорных цилиндроконических сопел. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов ТВД, надежности и ресурса ТВД и двигателя в целом. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки Полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНр.л. лопатки, наделена совокупностью стержней, наделенных функцией высокотеплопроводной перемычки между стенками пера лопатки. Стержни выполнены за одно целое с оболочкой пера лопатки со смещением в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящем к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов. В способ охлаждения лопатки рабочего колеса ротора ТНД лопатку охлаждают воздухом, который подают через напорное кольцо ротора ТНД. В полость лопатки охлаждающий воздух поступает через канал в хвостовике лопатки, заполняет полость лопатки, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки лопатки, с выходом нагретого воздуха не менее чем через два отверстия в периферийном торце пера в проточную часть турбины. Полость лопатки имеет проходную площадь ∑Fвх.к.л. сечения у входа в полость пера, составляющую не менее четверти от проходной площади ∑Fвых.к.л. сечения канала тракта в периферийном торце лопатки на выходе из полости пера. Стержни создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения и увеличение теплосъема с пера лопатки в поперечных рядах пропорционально коэффициенту удельного аэродинамического затенения повторяемой ячейки решетки К1уд.з.≤0,40. В диагональных рядах - пропорционально коэффициенту К2уд.з.≤0,35. Удельный коэффициент К3уд.ст. отношения площади Fст. огражденности теплосъемной поверхностью стержня к единице его объема Vст. составляет К3уд.ст.=≥0,86×103 [м2/м3]. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения лопаток ротора ТНД. 2 н.п. ф-лы, 1 илл.

Способ регулирования авиационного двухроторного турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения, а именно к системам регулирования, чувствительным к параметрам двигателя и окружающей среды, и позволяет повысить тяговые характеристики двигателя за счет оптимизации частоты вращения ротора низкого давления при исключении работы двигателя на режимах с повышенными напряжениями в лопатках входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газов за турбиной в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, а при достижении заданной температуры воздуха на входе в двигатель увеличивают настройку регулятора частоты вращения ротора низкого давления до предельно допустимого значения и одновременно изменяют положение регулируемых входного и направляющего аппарата первой ступени компрессора низкого давления на прикрытие до величины, обеспечивающей достижение частоты вращения ротора низкого давления предельно допустимого значения. 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами. Каждый из сопловых блоков собран из трех жестко соединенных лопаток, выполненных за одно целое с малой и большой полками. Силовые спицы пропущены через силовые кольца и полости каждой крайней лопатки блока СВ. Через полость средней лопатки каждого блока пропущена трубка транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. Наружное кольцо СА выполнено полым, составным из кольцевых элементов с образованием входного коллектора тракта воздушного охлаждения СА. Фронтальный кольцевой элемент наделен фланцами для разъемного соединения с СА ТВД и корпусом КС, а тыльный - для разъемного соединения с корпусом опоры ТНД. Наружное кольцо снабжено не менее чем двумя отверстиями для пропуска охлаждающего воздуха из ВВТ во входной коллектор и не менее чем одиннадцатью отверстиями для пропуска воздуха из коллектора в полость сопловых лопаток. Цилиндрические элементы наружного и внутреннего колец снабжены проемами для пропуска силовых спиц и трубок транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. Внутреннее кольцо СА совместно с фронтальной конической диафрагмой, выполненной за одно целое с корпусом подшипника опоры ТВД и тыльной конической диафрагмой-крышкой, образует промежуточный коллектор транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. Внутреннее кольцо СА снабжено кольцевыми уплотнениями с примыканием к торцам малой полки блоков с возможностью возвратных радиальных смещений для компенсации разницы радиальных тепловых деформаций элементов СА. Лопатки установлены в сопловом блоке под углом навстречу потоку рабочего тела и имеют парусность. Лопатка выполнена с угловой закруткой профиля на большей части высоты лопатки и с увеличением высоты выходной кромки относительно входной. Лопатка выполнена с оребрением внутренней поверхности входной кромки и стенок для опирания дефлектора с образованием стабилизированной высоты канала тракта воздушного охлаждения лопатки между ее стенками и дефлектором. Технический результат состоит в повышении эффективности работы и ресурса соплового аппарата ТНД и двигателя в целом. 5 н. и 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД включает сопловый венец, образованный из сопловых блоков, собранный каждый не менее чем из трех сопловых лопаток, выполненных за одно целое с малой и большой. Сопловые блоки смонтированы между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами, пропущенными через крайние лопатки. Через среднюю лопатку каждого блока пропущена транзитная трубка. Сопловая лопатка наделена дефлектором, размещенным в передней части полости. Стенки лопатки оснащены внутри оребрением с образованием тракта воздушного охлаждения лопатки - системой подковообразных радиационно-конвекторных ребер, пролонгированных в головную часть спинки и корыта, и системой ориентированных по потоку продолговатых ребер, на которые свободно опирают стенки дефлектора с обеспечением требуемой высоты канала тракта. В стенках дефлектора по высоте лопатки выполнено не менее одного ряда фронтальных и две упорядоченных системы боковых выходных отверстий в стенках дефлектора. В способе охлаждения соплового аппарата охлаждающий воздух подают из ВВТ во входной коллектор, образованный полым корпусом наружного кольца СА. Из входного коллектора не менее половины потока воздуха через транзитные трубки поступает в промежуточный коллектор транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД и ТВД. Не менее трети потока воздуха через выходные отверстия пропускают на охлаждение большой полки и лопаток соплового блока. Охлаждающий поток воздуха поступает в дефлектор. Через фронтальные отверстия воздух поступает в головной ряд каналов у входной кромки лопатки с разделением тракта воздушного охлаждения лопатки на два внутренних канала между дефлектором и стенками лопатки. Протекая по внутренним каналам охлаждающий поток получает по ходу подпитку более холодным воздухом через выходные отверстия в боковых стенках дефлектора. Затем воздух последовательно поступает в вихревую матрицу и турбулизатор, через который нагретый теплосъемом воздух направляют в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД. Технический результат состоит в повышении эффективности охлаждения лопаток сопловых аппаратов, блоков и ротора ТНД. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления осуществляют путем охлаждения наиболее теплонапряженные элементы в лопатках и полках сопловых блоков соплового аппарата двумя потоками воздуха - вторичного потока воздуха камеры сгорания и воздухом от воздуховоздушного теплообменника. Выходящие в проточную часть соплового аппарата поверхности полок блоков омывают настильными струями охлаждающего воздуха камеры сгорания, который поступает из большого и малого воздухозаборных колец. Внутрь большой полки блока охлаждающий воздух поступает через наружное кольцо соплового аппарата. Одной частью поток воздуха проникает через группы отверстий экрана в подэкранную полость и охлаждает днище большой полки. Другой частью поток воздуха из надэкранной полости полки поступает в переднюю полость лопатки, заполняет объем диагонально усеченного дефлектора, и выходя из дефлектора, охлаждает изнутри входную кромку пера, наделенную семью рядами отверстий, разнонаклоненными к потоку рабочего тела. Дефлектор диагонально разделяет спинкой переднюю полость для встречного охлаждения воздухом стенок диагональных частей полости. Съем избыточной теплоты с передней части спинки и корыта пера лопатки производят встречным первому потоком воздуха в переднюю полость, поступающим через щелевое отверстие в малой полке. Спинка и корыто пера лопатки в передней полости наделены двумя и четырьмя рядами отверстий. Поток охлаждающего воздуха от воздуховоздушного теплообменника через наружное кольцо соплового аппарата поступает в заднюю полость лопатки с образованием разветвленного воздушного тракта. Задняя полость лопатки снабжена дефлектором, наделенным перфорационными отверстиями до вихревой матрицы и предназначенным для охлаждения меньшей частью потока задней части лопатки и большей частью потока охлаждения ротора турбины высокого давления. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов соплового аппарата турбины высокого давления. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Тракт воздушного охлаждения сопловой лопатки выполнен трехканальным. Сопловая лопатка выполнена полой, с аэродинамическим профилем и наделена радиальной перегородкой, разделяющей внутренний объем пера на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами. Входной участок первого канала тракта включает полость большой полки, сообщенную с передней полостью и входной кромкой каждой лопатки блока для съема избыточной теплоты пера лопатки. Входной участок второго канала тракта сообщен через наружное кольцо с задней полостью лопатки с выходом нагретого теплосъемом воздуха в проточную часть ТВД. Входной участок третьего канала тракта охлаждения лопатки выполнен в виде общей щели в стенке малой полки блока, сообщенной с передней полостью каждой лопатки блока для съема избытков теплоты с передней части стенок спинки и корыта пера лопатки. Дефлектор передней полости выполнен в виде пластинки, открытой к входной кромке, наделенной семью рядами отверстий с осями, разнонаклоненными к потоку рабочего тела, и диагонально разделяет спинкой переднюю полость для встречного охлаждения стенок диагональных частей полости воздухом из первого и третьего каналов тракта. Спинка и корыто в передней полости наделены двумя и четырьмя рядами отверстий. Задняя полость лопатки снабжена дефлектором, наделенным перфорационными отверстиями до вихревой матрицы и предназначенным для охлаждения меньшей частью потока задней части лопатки и большей частью потока охлаждения ротора ТВД. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения лопаток и ресурса соплового аппарата ТВД. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТНД двигателя содержит вал РНД с цапфой и рабочее колесо ТНД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток. Диск рабочего колеса снабжен аппаратом подачи воздуха на охлаждение лопаток, содержащим напорное кольцо с воздухозаборной крыльчаткой. С тыльной стороны ступица диска выполнена за одно целое с консольным кольцевым элементом, выполненным с полифункциональным аэропрозрачным фланцем. Указанный фланец наделен отверстиями под крепежные элементы для разъемного соединения с цапфой, размещенными через одно с каналами тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. С фронтальной стороны ступица диска наделена фланцем для разъемного соединения с кольцевым элементом ротора, огибающим ступицу диска и создающим совместно со ступицей пролонгированный канал тракта охлаждения ротора ТНД. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Полость лопатки выполнена на полную длину пера лопатки и открыта на проток потока воздуха. Полость пера в средней наиболее теплонапряженной части наделена регулярной совокупностью стержней, наделенных функцией высокопроводной перемычки между стенками пера лопатки. Технический результат состоит в повышении эффективности охлаждения теплонапряженных элементов ТНД, надежности и ресурса ТНД и двигателя в целом. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ охлаждения ротора турбины высокого давления газотурбинного двигателя осуществляют путем того, что ротор охлаждают вторичным потоком воздуха из камеры сгорания газогенератора двигателя, имеющим температуру более низкую, чем температура первичного потока рабочего тела из жаровой трубы камеры сгорания. Поток воздуха на входе в тракт воздушного охлаждения ротора турбины высокого давления подают через совмещенный с указанным трактом входной узел тракта воздушного охлаждения соплового аппарата в узел аппарата закрутки воздуха, включающий две перекрестно ориентированные кольцевые конические полости и аппарат закрутки воздуха. На выходе из второй полости охлаждающий воздух попадает в аппарат закрутки и через систему конфузорных цилиндроконических сопел, отклоненных в направлении к выходу из двигателя и в сторону вращения рабочего колеса турбины высокого давления, поступает в кольцевой канал, образованный смежными стенками диска рабочего колеса турбины высокого давления и напорного диска. Далее под напором воздух направляют в систему диффузорных каналов в ободе диска, из которых воздух поступает в канал в хвостовике лопаток, попадая в раздаточный коллектор в полости лопатки. В коллекторе охлаждающий воздух трансформируют в два потока. Фронтальную часть потока направляют через радиально ориентированный ряд отверстий в разделительной стенке в канал циклонного охлаждения входной кромки пера, охлаждая ее изнутри, и через другой ряд отверстий в спинке пера лопатки охлаждающий воздух выводят из полости и выполняют настильное охлаждение снаружи спинки пера лопатки. Тыльная большая часть потока из раздаточного коллектора поступает в вихревую матрицу, дополненную турбулизатором, охлаждая заднюю часть пера лопатки, и через щель в выходной кромке пера отработанный воздух выходит в поток рабочего тела проточной части турбины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов турбины высокого давления, надежности и ресурса турбины высокого давления и двигателя в целом. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, сообщенный газоходом с газоотводом ГПА и выхлопной трубой, а также газовый компрессор. Выхлопная труба сообщена с теплообменником. Газоход выполнен в виде трубы, включающей основной горизонтальный и переходные участки. Первый переходной участок выполнен наклонным, с прямоугольным сечением на входе и имеет форму корпуса, трансформирующуюся по длине до окружности на выходе в плоскости сопряжения со вторым участком, представляющим криволинейный отвод, создающим угол βп.т.г. поворота трубы газохода и сообщенным с третьим участком. Основной участок выполнен с составным поперечным сечением проточной части и обрамлен по торцам зеркально идентичными третьим и четвертым участками переменной формы. Основной участок газохода образован из двух боковых дуг окружности, соединенных плоскими прямолинейными вставками. При этом основной и переходные участки выполнены с соблюдением условия равенства площадей поперечного сечения проточной части. Выхлопная труба ГПА включает опорный блок, приемную камеру, блок шумоглушения, конфузор и газоход шахты. Каждая секция блока шумоглушения наделена не менее чем тремя элементами шумоглушения, выполненными каждый в виде опрокинутого вершиной вниз тетраэдра с двумя прямоугольными гранями и основанием. Основание элемента шумоглушения раскреплено стержневым каркасом. Ребро между гранями выполнено длиной, соизмеримой с высотой шумогасящей секции. Совокупность элементов шумоглушения в секции выполнена с винтовым смещением относительно предыдущей секции. Технический результат состоит в повышении надежности, эффективности и ресурса работы ГПА за счет улучшения конструктивных, аэродинамических и энергетических параметров составляющих тракта выхлопа ГПА. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий КВОУ, всасывающий воздуховод и двухсекционную камеру всасывания воздуха; газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД. Воздуховод выполнен в виде составной цилиндрической трубы, состоящей из основного и переходного участков и двух оголовков. Первый оголовок установлен на входе в воздуховод, наделен функцией переходной камеры и имеет форму усеченного параллелепипеда. Переходный участок воздуховода выполнен криволинейным с понижением к основному горизонтальному участку воздуховода. Второй оголовок установлен на выходе воздуховода и совмещен на проток с нижней секцией камеры всасывания. Верхняя секция камеры всасывания размещена над воздуховодом и на выходе сообщена с входным устройством ГТД. Панель пола-перекрытия между секциями выполнена в виде решетки с коэффициентом аэродинамической прозрачности Ка.п. панели пола, удовлетворяющим условию Ка.п.=(0,62÷0,87). Нижняя секция выполнена в виде лотка составной дугообразной формы с вершиной, обращенной вниз, и снабженного аэродинамическим экраном, изменяющим направление потока рабочего тела. В верхней секции установлена раздвижная листовая створка, состоящая из двух половинок с центральным отверстием для прохода раструба входного устройства. Технический результат группы изобретений состоит в повышении надежности, эффективности и ресурса работы ГПА за счет улучшения конструктивных, аэродинамических и энергетических параметров составляющих тракта всасывания воздуха. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкциям сопловых аппаратов ТВД и трактам воздушного охлаждения сопловых лопаток авиационных газотурбинных двигателей ГПА. Сопловый аппарат включает сопловый венец. Сопловый венец выполнен из 14 сопловых блоков. Каждый блок содержит три лопатки, выполненных за одно целое с большой и малой полками и наделенных каждая радиально ориентированной перегородкой, разделяющей внутренний объем пера лопатки на переднюю и заднюю полости. Полости снабжены дефлекторами с образованием поликанального тракта воздушного охлаждения теплонапряженных элементов соплового блока. В состав СА входят наружное и внутреннее кольца, охватывающие полки блоков, а также большое и малое воздухозаборные кольца, примыкающие к кольцам на входе. В состав СА входит аппарат закрутки воздуха из вторичного потока камеры сгорания, подаваемого на охлаждение теплонапряженных элементов СА и далее через СА и аппарат закрутки на охлаждение ротора ТВД. Сопловая лопатка выполнена с выпуклой спинкой и вогнутым корытом, соединенными входной и выходной охлаждаемыми кромками. Хорда профиля в корневом сечении расположена под углом βх.к. к фронтальной плоскости βх.к.≥39°. Лопатки установлены в сопловом блоке с осевым навалом под углом ωо.н.=(3,28÷4,83)°, а также с окружным навалом под углом ωн.х.в.=(7,98÷11,75)°. При этом лопатка имеет парусность, нарастающую по высоте лопатки с градиентом Gп.л.=(0,19÷0,28). Стенка корыта лопатки выполнена на (2-5)% тоньше стенки спинки. Обе стенки выполнены с убыванием толщины в поперечном сечении от входной до выходной кромки не менее чем в 3,5 раза. В передней полости стенки лопатки наделены перфорационными отверстиями, сгруппированными в ряды, для выхода охлаждающего воздуха в общий поток рабочего тела. Технический результат группы изобретений состоит в повышении работы и ресурса соплового аппарата и ТВД в целом, технологической простоты изготовления без увеличения материало- и энергоемкости. 5 н. и 4 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). Способ испытания ГТД включает приведение значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий. Согласно изобретению проводят испытания двигателя на выбранном режиме работы двигателя при одинаковых барометрических давлениях и одинаковой влажности воздуха с различной температурой воздуха на входе в двигатель, измеряют параметры на ряде температур воздуха на входе в двигатель, включая температуру t=+15°С, приводят их к стандартным атмосферным условиям известным способом, вычисляют поправочные коэффициенты, учитывающие изменения характеристик конкретного типа двигателя при изменении температуры окружающего воздуха, где At=+15 - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе в двигатель t=+15°С, At≠+15 - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе, отличающейся от t=+15°С, и приведенное к стандартным атмосферным условиям, формируют зависимости поправочных коэффициентов на измеряемые параметры от температуры воздуха на входе в двигатель Ki=f(tвх), а при приведении параметров на других двигателях дополнительно умножают приведенные значения параметров на коэффициенты Ki. Технический результат - обеспечение возможности более корректного приведения результатов испытаний к стандартным условиям атмосферы и повышение репрезентативности результатов испытаний. 2 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. При этом сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель. Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытаний авиационного ТРД осуществляется с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель. Согласно изобретению для двигателя, содержащего систему наддува опор, предварительно создают математическую модель, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют перепад давления на масляных уплотнениях в опорах двигателя при заданных условиях полета, а при испытаниях с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу или эвакуацию воздуха из предмасляных полостей опор двигателя для обеспечения перепада давлений на масляных уплотнениях в опорах двигателя, соответствующих имитируемым полетным условиям. Предложенный способ позволяет обеспечить штатную работу системы наддува опор, предотвратить выброс масла в проточную часть изделия и обеспечить расход масла, соответствующий имитируемым полетным условиям. 2 табл.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства относится к способам регулирования, оптимизирующим работу ТРД в зависимости от условий полета. При осуществлении способа создают на входе в двигатель и на выходе из него условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги. Согласно изобретению предварительно проводят испытания с различным диаметром критического сечения реактивного сопла, при каждом диаметре создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя давление и температуру воздуха, соответствующие условиям крейсерских полетов и условиям режима максимальной дальности, определяют диаметр критического сечения реактивного сопла, соответствующий минимальному удельному расходу топлива на выбранном режиме полета, затем по сигналу с борта самолета при крейсерских полетах и полетах на максимальную дальность изменяют диаметр критического сечения реактивного сопла на диаметр, обеспечивающий минимальный удельный расход топлива. Осуществление изобретения позволяет повысить экономичность двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Способ работы газотурбинной установки, включающий подачу топлива в дежурные и основные горелочные устройства на различных режимах, заключающийся в том, что при запуске газотурбинной установки и выходе на режим малого газа в первую часть дежурных горелочных устройств подают в качестве топлива природный газ, после выхода установки на режим малого газа при дальнейшем увеличении мощности газотурбинной установки в оставшуюся вторую часть дежурных горелочных устройств подают метано-водородную смесь, а перед выходом на режим холостого хода, включают подачу метано-водородной смеси в первую часть дежурных горелочных устройств, при этом синхронно снижают расход природного газа в последние, вплоть до прекращения его подачи, также перед выходом на режим холостого хода начинают подачу топлива в виде природного газа в основные горелочные устройства. Изобретение обеспечивает снижение уровня выброса вредных веществ, за счет подачи метано-водородной смеси в дежурные и основные горелки камеры. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам определения осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник, в частности к способам, позволяющим настроить эту нагрузку на опорах работающих газотурбинных двигателей. Способ настройки осевой нагрузки на упорный подшипник опоры ротора газотурбинного двигателя включает измерение осевой нагрузки на требуемом режиме работы на базовом двигателе из серии с одновременным замером давления во внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку. В качестве внутренней полости двигателя, определяющей осевую нагрузку, используют думисную полость компрессора, ограниченную лабиринтным уплотнением компрессора и лабиринтным уплотнением на валу ротора. Полость сообщают с выпускной системой с по меньшей мере одним отверстием перепуска в настроечном элементе для регулирования давления в думисной полости компрессора. Определяют площади зазоров во всех кольцевых полостях зубьев лабиринтного уплотнения компрессора (F1…Fi) с учетом вытяжки зубьев лабиринтного уплотнения за счет теплового расширения и действия центробежных сил и определяют суммарную площадь отверстий перепуска в настроечном элементе выпускной системы Fn, при которой осевая нагрузка каждого двигателя из серии не превышает нормированную осевую нагрузку базового двигателя, после чего устанавливают требуемое значение площади отверстий перепуска. При этом площадь отверстий перепуска определяют по формуле: где: γ1…γi - удельный вес воздуха в кольцевых полостях зубьев лабиринтного уплотнения компрессора; F1…Fi - площади зазоров кольцевых полостей зубьев лабиринтного уплотнения компрессора; 1…i - количество зубьев лабиринтного уплотнения компрессора. Изобретение позволяет обеспечить требуемый ресурс двигателей в серии за счет настройки осевой нагрузки для каждого двигателя, которая не превышает нормированное значение, при этом сохраняется уровень экономичности серийного производства двигателей, поскольку настройка производится без использования дорогостоящего оборудования, препарировки двигателя, используются только результаты обмеров геометрических характеристик деталей двигателя, которые производят в процессе их изготовления на серийных двигателях. 2 ил.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, полости наддува и предмасляные полости турбин высокого и низкого давления. Одноименные полости соединены друг с другом. Междисковая полость сообщена с источником высокотемпературного воздуха. Масляные полости турбин высокого и низкого давления сообщены между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления. Предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой. Предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха. Предмасляные полости турбин высокого и низкого давления сообщены с одноименными масляными полостями через масляное подвижное уплотнение турбины высокого давления и масляное подвижное уплотнение турбины низкого давления соответственно. Охлаждаемая турбина снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления. Каналы сообщены с одной стороны с полостями наддува турбин высокого и низкого давления, соединенными между собой, а с другой стороны через дополнительные воздуховоды с областью, где давление ниже, чем в полостях наддува. Изобретение направлено на повышение экономичности и надежности двигателя посредством сохранения свойств использованного масла, повышения надежности подшипника и его долговечности, а также исключения появления кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации, что повышает ресурс двигателя. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а именно к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекатывающих агрегатах. При осуществлении способа измеряют частоту вращения nвд ротора высокого давления турбокомпрессора, давление Р*к воздуха за турбокомпрессором, температуру TT газов за турбиной, определяют первые производные по времени dnвд/dt, dPк*/dt, dTT/dt и формируют заданные положительные значения уставок (dnвд/dt)погас, (dPк*/dt)погас, (dTT/dt)погас, характеризующие погасание камеры сгорания. Дополнительно измеряют положение крана подачи топлива в камеру сгорания Адк, определяют первую производную по времени dAдк/dt, формируют заданное положительное значение уставки (dAдк/dt)погас, характеризующее погасание камеры сгорания, дополнительно определяют наличие признака максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания и при одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>-(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTT/dt)>(dTT/dt)погас и (dAдк/dt)>(dAдк/dt)погас или одновременном выполнении условий -(dnвд/dt)>(dnвд/dt)погас, -(dPк*/dt)>(dPк*/dt)погас, -(dTT/dt)>(dTT/dt)погас и признака ограничения максимального открытия крана подачи топлива в камеру сгорания формируют признак погасания камеры сгорания. Предложенный способ повышает надежность работы камеры сгорания и ГТД в целом. 1 ил.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД. Входное устройство включает трубу с аэродинамическим входным насадком, имеющим раструб с конфигурацией продольного сечения типа фрагмента лемнискаты с градиентом Gвx.н убывания площади поперечного сечения проточной части на длине насадка от Fmax п.ч до Fmin п.ч, определенным в диапазоне значений Gвx.н =(1,15÷1,58) [м2/м]. Труба ВУ выполнена сборной и включает проставки, герметично соединенные через фланцы, и опорные кольца для крепления к опорному комплексу. Опорной комплекс включает размещенную под трубой ВУ направляющую балку, регулируемо соединенную одним концом через талреп с опорной рамой. Передним концом балка подвижно оперта на неподвижную стойку, которая снабжена в верхней части опорным колесом с возможностью осевых монтажных и эксплуатационных перемещений трубы ВУ. Технический результат группы изобретений состоит в повышении надежности, эффективности и ресурса работы ГПА за счет улучшения конструктивных, аэродинамических и энергетических параметров входного устройства. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя относится к области авиадвигателестроения, а именно к методам обеспечения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей в экстремальных условиях эксплуатации. Предварительно для данного типа двигателя проводят испытания на максимальном и форсажном режимах работы двигателя, измеряют на них тягу Rиcx, давление за компрессором низкого давления РКНДисх, суммарный расход воздуха через двигатель GB∑исх, давление за компрессором высокого давления РКисх, давление за турбиной Р4исх, давление на входе в двигатель Рвх, вычисляют отношения , , , затем последовательно изменяют величину степени расширения на турбинах πT∑ в сторону увеличения, по крайней мере дискретно не менее чем при трех значениях πT∑ измеряют текущие значения вышеуказанных параметров и вычисляют вышеуказанные отношения, вычисляют величины отклонений текущих от исходных , , , строят по ним зависимости и затем по предварительно заданной величине кратковременного повышения запасов газодинамической устойчивости и/или величине кратковременного снижения тяги при увеличении неравномерности воздушного потока на входе в двигатель определяют величину изменения δπТ∑ и вводят ее дополнительно в электронный регулятор двигателя как программу поддержания степени расширения на турбинах при увеличении неравномерности воздушного потока на входе в двигатель, а на форсажных режимах работы двигателя обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливные коллекторы форсажной камеры для частичного восстановления тяги двигателя. Способ позволяет обеспечить газодинамическую устойчивость двигателя при увеличении неравномерности воздушного потока на входе в двигатель без применения дополнительных жидкостей и без потери тяги на форсажном режиме работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил., 4 табл.

Газоперекачивающий агрегат (ГПА), газоход тракта выхлопа ГПА и входной узел газохода тракта выхлопа ГПА. Группа изобретений относится к нефтегазовой области. ГПА содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий КВОУ, всасывающий воздуховод и камеру всасывания воздуха; газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор. Газоход выполнен в виде трубы, включающей основной горизонтальный и переходные участки. Во входном узле тракта выхлопа первый участок выполнен наклонным с прямоугольным сечением на входе и имеет форму корпуса, трансформирующуюся по длине до окружности на выходе в плоскости сопряжения со вторым участком, представляющим криволинейный отвод, создающим угол поворота трубы газохода. Основной участок выполнен с составным поперечным сечением проточной части и обрамлен по торцам зеркально идентичными третьим и четвертым участками переменной формы. Основной участок газохода образован из двух боковых дуг окружности, соединенных поверху и понизу плоскими прямолинейными вставками. При этом основной и переходные участки выполнены с соблюдением условия равенства площадей поперечного сечения проточной части. Технический результат группы изобретений состоит в повышении надежности, эффективности и ресурса работы ГПА за счет улучшения конструктивных, аэродинамических и энергетических параметров газохода тракта выхлопа ГПА. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды. Воздух забирают из атмосферы через воздухозаборник и подают снизу в кожух. Через распределительный короб до 20% подаваемого воздуха подают за улиточное пространство газоотвода ГТУ ГПА. Остальную часть воздуха подают непосредственно под корпус двигателя. Отклонения струй воздуха, подаваемых на боковые участки корпуса двигателя, производят направляющим аппаратом с наклоненными неподвижными в процессе охлаждения двигателя створками. Створки выполнены с аэродинамическим профилем и регулируемо закреплены на силовом элементе. Количество створок принято не менее двух с каждой стороны двигателя. Створки попарно устанавливают в пределах каждой группы однонаправленно отклоненными с зеркальной симметрией наклона ответной группы створок. Процесс регулирования положения створок осуществляют шаговым изменением угла αа.с.. атаки. Для чего в поперечном сечении створки выделяют две точки. Одну точку наделяют функцией шарнира вращения с ограниченным углом поворота в пределах принятого диапазона угловых положений створки. Через другую точку проводят радиальный индикатор угла атаки, численно определяемого по шкале с заданным шагом угловых положений створки. Затем выставляют остальные створки, включают воздушный поток и производят равномерное охлаждение работающего двигателя. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в снижении окружной неравномерности температуры поверхности двигателя, повышении ресурса и надежности на всех режимах работы ГТД в составе ГПА. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил., 1 табл.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками; масляные полости турбин высокого и низкого давления сообщены между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления; полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления. Предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха. Предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостям. Охлаждаемая турбина снабжена разделительной перегородкой, размещенной в предмасляной полости турбины высокого давления, каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, выпускными отверстиями и термоэкраном. Термоэкран выполнен из двух обечаек, имеющих воздушную прослойку между собой, установлен в предмасляной полости турбины низкого давления и образует с задней опорой турбины высокого давления дополнительный воздуховод. Разделительная перегородка делит предмасляную полость турбины высокого давления на две камеры, одна из которых сообщена и с полостью наддува турбины высокого давления, и через каналы с предмасляной полостью турбины низкого давления, а другая камера через дополнительный воздуховод и выпускные отверстия сообщена с предмасляной полостью турбины низкого давления. Изобретение направлено на повышение экономичности и надежности двигателя. 3 ил.

 


Наверх