Газотурбинная установка



Газотурбинная установка
Газотурбинная установка
Газотурбинная установка

 


Владельцы патента RU 2396451:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. Газотурбинная установка включает в себя двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления. На выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки. Перфорированные козырьки образуют с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура, а совместно с внешней стенкой разделительного корпуса - глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура. На внешней стенке канала наружного контура установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу. Отношение проходной площади отверстий перфорированного козырька к площади входного участка в канал наружного контура равно 0,1…2. Изобретение направлено на повышение надежности за счет организации равномерного распределения потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и предотвращения помпажа компрессора низкого давления. 3 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода.

Известна газотурбинная установка, включающая в себя двухвальный одноконтурный двигатель с компрессорами низкого и высокого давлений и силовую турбину с выхлопным устройством (Патент РФ №2179646, F02C 3/10, F04D 29/38, 2002 г.).

Недостатком такой конструкции является повышенная температура ее наружных корпусов, что приводит к повышенному инфракрасному излучению в окружающее пространство с соответствующим ухудшением экологических характеристик и снижением надежности газотурбинной установки.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, включающая в себя двухвальный двухконтурный двигатель с компрессорами низкого и высокого давлений, а также силовую турбину с выхлопным устройством (Патент РФ №2305789, F02K 3/02, 2007 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за помпажа компрессора низкого давления, особенно при работе на переходных режимах.

При сбросе газа обороты компрессора высокого давления снижаются более интенсивно, чем обороты компрессора низкого давления, который имеет больший момент инерции, в результате чего расход воздуха через компрессор высокого давления снижается более интенсивно, чем через компрессор низкого давления, что может привести к помпажу компрессора низкого давления, так как канал наружного контура, ограниченный проходными площадями на своем входе и на выходе, не может пропустить повышенный расход воздуха.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности за счет организации равномерного распределения потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и предотвращения помпажа компрессора низкого давления путем сброса избыточного давления воздуха в атмосферу на переходных режимах работы двигателя.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке, включающей двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления, согласно изобретению на выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки, образующие с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура и образующие совместно с внешней стенкой разделительного корпуса глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура, на внешней стенке которого установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу, причем Fперф/Fвх=0,1…2,

где Fперф - проходная площадь отверстий перфорированного козырька;

Fвх - площадь входного участка в канал наружного контура.

При конверсии авиационного газотурбинного двигателя в газотурбинную установку степень двухконтурности исходного авиационного двигателя в значительной мере снижается для повышения КПД газотурбинной установки, что могло бы привести к значительному снижению скорости потока воздуха на входе в канал наружного контура с соответствующим повышением неравномерности потока воздуха на входе в компрессор высокого давления. Установка на выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса перфорированных козырьков, образующих с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура, позволяет выровнять поле скоростей и давлений потока воздуха перед делителем потоков, снизив тем самым неравномерность потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и тем самым повысить надежность газотурбинной установки.

Выполнение между перфорированными козырьками и внешней стенкой разделительного корпуса глухих со стороны компрессора низкого давления полостей, соединенных на входе через каналы перфорации с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура, на внешней стенке которого установлены клапаны перепуска воздуха на переходных режимах работы из канала наружного контура в атмосферу, позволяет сбрасывать на переходных режимах в атмосферу через перфорацию избыточную часть воздуха, поступающего из компрессора низкого давления, тем самым предотвращая его помпаж и повышая надежность газотурбинной установки.

Одновременно исключается при открытых клапанах поступление газа в канал наружного контура через смеситель, что также повышает надежность газотурбинной установки.

При Fперф/Fвх<0,1 возможен помпаж компрессора низкого давления, а при Fперф/Fвх>2 повышается неравномерность потока воздуха на входе в компрессор высокого давления.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Газотурбинная установка 1 состоит из газотурбинного двигателя 2 и силовой турбины 3 с выхлопным устройством в виде улитки 4, соединенной на выходе с атмосферой. Двигатель 2 состоит из компрессора низкого давления 5 и компрессора высокого давления 6 с размещенным между ними разделительным корпусом 7 с радиальными стойками 8 и делителем потоков 9 для каналов наружного 10 и внутреннего 11 контуров. За компрессором низкого давления 5 между радиальными стойками 8 установлены перфорированные козырьки 12, образующие с делителем потоков 9 входной участок 13 в канал наружного контура 10, на внешней стенке 14 которого расположены клапаны перепуска 15, трубами 16 через входную улитку 4 соединенные с атмосферой. Козырьки 12 совместно с внешней стенкой 17 образуют глухую со стороны компрессора низкого давления 5 полость 18, соединенную на входе через каналы перфорации 19 с проточной частью 20 разделительного корпуса 7, а на выходе - с каналом наружного контура 10. За компрессором высокого давления 6 установлена камера сгорания 21, турбины высокого и низкого давления 22 и 23 соответственно, а также кольцевой смеситель 24.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинной установки 1 на номинальном режиме перепад давления воздушного потока между полостями 18 и проточной частью 20 разделительного корпуса 7 незначителен, воздух через отверстия перфорации 19 не перетекает, что повышает равномерность натекающего на делитель 9 потока воздуха и способствует надежной работе компрессора высокого давления 6.

На переходных режимах открывается клапан 15, что способствует снижению давления в канале наружного контура 10, в результате чего из проточной части 20 разделительного корпуса 7 избыточный воздух через отверстия перфорации 19 сливается в канал наружного контура 10 и далее через клапан 15 - в атмосферу.

Газотурбинная установка, включающая двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления, отличающаяся тем, что на выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки, образующие с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура и образующие совместно с внешней стенкой разделительного корпуса глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура, на внешней стенке которого установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу, причем Fперф/Fвх=0,1…2, где
Fперф - проходная площадь отверстий перфорированного козырька;
Fвх - площадь входного участка в канал наружного контура.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД.

Изобретение относится к способам диагностики помпажа и может быть использовано в области газотурбинного двигателестроения в системах автоматизированного управления авиационными газотурбинными двигателями для выявления и предупреждения помпажа компрессора.

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. .

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к области выявления и предотвращения помпажа компрессора в газотурбинных двигателях (ГТД) и может быть применено в системах управления авиационными ГТД.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, компрессоростроения и эксплуатации компрессорных систем, в частности к их регулированию и защите. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода или для привода электрогенератора, выполненного на базе конвертированного авиационного двигателя.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано преимущественно в малоразмерных двухконтурных газотурбинных двигателях. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода внешней нагрузки, преимущественно электрогенератора в составе электростанции, или для механического привода.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к конструкциям воздушно-реактивных двигателей. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для высокоскоростных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов в воздушном пространстве.

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя
Наверх