Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2400635:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления с установленным на выходе закомпрессорным лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, двухступенчатую турбину высокого давления, а также расположенную ниже по потоку турбину низкого давления. Фланец закомпрессорного лабиринтного уплотнения выполнен с внутренней кольцевой замкнутой полостью, соединенной на выходе с проточной частью турбины низкого давления через внутренние полости первой сопловой и первой рабочей лопаток турбины низкого давления. Замкнутая полость на входе соединена через лабиринтные уплотнения с воздушной полостью на выходе из компрессора и с каналом подвода воздуха из промежуточной ступени компрессора на охлаждение второй рабочей лопатки турбины высокого давления. Изобретение повышает надежность и экономичность двигателя путем снижения температуры газа перед турбиной и охлаждающего воздуха на входе во вторую рабочую лопатку турбины высокого давления за счет исключения попадания утечек закомпрессорного горячего воздуха. 3 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель с турбиной высокого давления, вторая рабочая лопатка в которой охлаждается воздухом из-за промежуточной ступени компрессора, (патент RU №2261350).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за подмешивания в магистраль подвода охлаждающего воздуха на вторую рабочую лопатку более горячего закомпрессорного воздуха, что приводит к повышению температуры второй рабочей лопатки и к снижению ее надежности.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, в котором воздушная разгрузочная полость выполнена на выходе из закомпрессорного лабиринтного уплотнения и соединена с каналом наружного контура, (патент RU №2224905).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая экономичность и надежность газотурбинного двигателя, так как часть теплоты, уносимой утечками воздуха, не в полной мере срабатывается в сопле канала наружного контура, что приводит к повышению температуры газа перед турбиной.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя путем снижения температуры газа перед турбиной и охлаждающего воздуха на входе во вторую рабочую лопатку турбины высокого давления путем исключения попадания утечек закомпрессорного горячего воздуха.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления с установленным на выходе закомпрессорным лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, двухступенчатую турбину высокого давления, а также расположенную ниже по потоку турбину низкого давления, согласно изобретению фланец закомпрессорного лабиринтного уплотнения выполнен с внутренней кольцевой замкнутой полостью, соединенной на выходе с проточной частью турбины низкого давления через внутренние полости первой сопловой и первой рабочей лопаток турбины низкого давления, а на входе - через лабиринтные уплотнения с воздушной полостью на выходе из компрессора и с каналом подвода воздуха из промежуточной ступени компрессора на охлаждение второй рабочей лопатки турбины высокого давления.

Фланец закомпрессорного лабиринтного уплотнения под действием перепада давления испытывает значительные нагрузки, и выполнение этого фланца с внутренней кольцевой замкнутой полостью повышает его жесткость, снижает упругую деформацию и повышает надежность работы закомпрессорного уплотнения.

Соединение замкнутой полости на выходе с проточной частью турбины низкого давления через внутренние полости первой сопловой и первой рабочей лопаток турбины низкого давления, а на входе - через лабиринтные уплотнения с воздушной полостью на выходе из компрессора и с каналом подвода воздуха из промежуточной ступени компрессора на охлаждение второй рабочей лопатки турбины высокого давления позволяет охладить утечками воздуха из закомпрессорного лабиринта первую сопловую и первую рабочую лопатки турбины низкого давления со срабатыванием теплоперепада и перепада давления утечек в последующих ступенях турбины низкого давления, что повышает надежность и экономичность газотурбинного двигателя.

Так как первая сопловая и первая рабочая лопатки турбины низкого давления расположены ниже по потоку газа второй рабочей лопатки турбины высокого давления и находятся в зоне более низкого давления газа, то давление утечек воздуха на входе в кольцевую замкнутую полость и идущих на охлаждение этих лопаток устанавливается соответственно ниже, чем давление воздуха в канале из-за промежуточной ступени компрессора на охлаждение второй рабочей лопатки турбины высокого давления, что позволяет исключить подмешивание в этот канал утечек закомпрессорного более горячего воздуха, снижая, таким образом, температуру второй рабочей лопатки и повышая ее надежность.

На фиг.1 - изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора высокого давления 2, камеры сгорания 3, двухступенчатой турбины высокого давления 4 с охлаждаемой второй рабочей лопаткой 5 и с опорой 6, расположенной под камерой 3, а также из турбины низкого давления 7, расположенной ниже по потоку газа 8 турбины высокого давления 4. В связи с высокой температурой газа в камере сгорания 3, турбина низкого давления 7 выполнена с охлаждаемыми первой сопловой 9 и первой рабочей 10 лопатками. На выходе из компрессора 2 установлено закомпрессорное лабиринтное уплотнение 11, отделяющее воздушную полость высокого давления 12 от разгрузочной полости пониженного давления 13 и состоящее из лабиринта 14, установленного на роторе 15 компрессора 2 и статорного фланца 16, который выполнен с кольцевой замкнутой полостью 17, соединенной на выходе трубами 18 с проточной частью 19 турбины низкого давления 7 через внутреннюю полость 20 первой сопловой лопатки 9 и через внутреннюю полость 21 первой рабочей лопатки 10 турбины низкого давления 7. На входе кольцевая замкнутая полость 17 соединена через разгрузочную полость 13 и через закомпрессорное лабиринтное уплотнение 11 с закомпрессорной полостью высокого давления 12 на выходе из компрессора 2 и через промежуточное лабиринтное уплотнение 22 - с каналами 23 подвода охлаждающего воздуха 24 из-за промежуточной ступени 25 компрессора 2 на охлаждение второй рабочей лопатки 5 турбины высокого давления 4. Промежуточное уплотнение 22 образовано лабиринтом 26, установленным на роторе 15, и статорным фланцем 27, выполненным за одно целое с фланцем 16 с образованием разгрузочной полости 13.

Работает устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя 1 утечки воздуха из-за закомпрессорного лабиринтного уплотнения 11 поступают в турбину низкого давления 7 и совершают там полезную работу, что улучшает экономичность газотурбинного двигателя 1. Одновременно охлаждаются первая сопловая 9 и первая рабочая 10 лопатки турбины низкого давления 7, что повышает надежность этих лопаток и газотурбинного двигателя в целом. Охлаждающий воздух 24 из-за промежуточной ступени 25 компрессора 2 поступает без дополнительного подогрева на охлаждение второй рабочей лопатки 5 турбины высокого давления 4, что также повышает их надежность.

Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления с установленным на выходе закомпрессорным лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, двухступенчатую турбину высокого давления, а также расположенную ниже по потоку турбину низкого давления, отличающийся тем, что фланец закомпрессорного лабиринтного уплотнения выполнен с внутренней кольцевой замкнутой полостью, соединенной на выходе с проточной частью турбины низкого давления через внутренние полости первой сопловой и первой рабочей лопаток турбины низкого давления, а на входе - через лабиринтные уплотнения с воздушной полостью на выходе из компрессора и с каналом подвода воздуха из промежуточной ступени компрессора на охлаждение второй рабочей лопатки турбины высокого давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. .

Изобретение относится к конструкциям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к роторам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области теплоэнергетического машиностроения и может быть использовано при модернизации действующего оборудования и создании новых турбин.

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. .

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к многоступенчатым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области турбостроения. .

Изобретение относится к двухступенчатым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям для газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в процессе создания, модернизации и ремонте конструкции уплотнений турбомашин. .

Изобретение относится к энергомашиностроению, в частности к турбостроению. .

Изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано в паровых и газовых турбинах, преимущественно для последних ступеней мощных турбин, а также для ступеней большой циркуляции.

Изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано в паровых и газовых турбинах, преимущественно для последних ступеней мощных турбин и ступеней большой циркуляции.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций
Наверх