Газотурбинная установка



Газотурбинная установка
Газотурбинная установка
Газотурбинная установка

 


Владельцы патента RU 2406854:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора. Газотурбинная установка включает в себя двухкаскадный турбокомпрессор с камерой сгорания и компрессорами низкого и высокого давлений, турбинами высокого и низкого давлений, а также силовую турбину и выхлопную систему. Ротор компрессора низкого давления на входе валом соединен с пусковым двигателем. Проточная часть компрессора низкого давления на выходе соединена с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления. Канал наружного контура над передними ступенями компрессора высокого давления разделен перегородкой, в радиальном направлении установленной жестко на наружном корпусе канала наружного контура. Наружный корпус компрессора высокого давления выполнен с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении. Отверстия в перегородке выполнены с возможностью их перекрытия на режимах запуска установки клапанами, установленными с внешней стороны корпуса канала наружного контура. Изобретение направлено на повышение надежности и кпд двигателя путем организации эффективного охлаждения наружных корпусов, снижения температуры газа перед турбиной высокого давления и минимизации времени запуска установки с одновременным упрощением ее конструкции. 3 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным установкам для механического привода и для привода электрогенератора.

Известна газотурбинная установка с однокаскадным турбокомпрессором, для раскрутки ротора которого при запуске установки используется центральный привод, включающий проходящий через стойки входного корпуса валик центрального привода, коническими шестернями соединенный с валом ротора компрессора (Патент РФ №2324063, F02C 7/06, F02C 7/047, 2008 г.).

Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность и низкий кпд газотурбинной установки из-за низкой надежности шестерен центрального привода и низкой степени сжатия однокаскадного компрессора.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, включающая в себя двухкаскадный турбокомпрессор, состоящий из компрессоров низкого и высокого давления, а также из турбин высокого и низкого давления и размещенного в разделительном корпусе центрального привода, который служит для раскрутки турбокомпрессора высокого давления при запуске газотурбинной установки (Патент РФ №2179646, F02C 3/10, F04D 29/38, 2002 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры наружных корпусов камеры сгорания и турбины, а также из-за низкой надежности шестерен центрального привода. Кроме того, конструкция известной установки является достаточно сложной.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и кпд путем организации эффективного охлаждения наружных корпусов, снижения температуры газа перед турбиной высокого давления и минимизации времени запуска установки с одновременным упрощением ее конструкции.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке, включающей в себя двухкаскадный турбокомпрессор с камерой сгорания и компрессорами низкого и высокого давлений, турбинами высокого и низкого давлений, а также силовую турбину и выхлопную систему, согласно изобретению, ротор компрессора низкого давления на входе валом соединен с пусковым двигателем, а проточная часть компрессора низкого давления на выходе соединена с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления, причем канал наружного контура над передними ступенями компрессора высокого давления разделен перегородкой, в радиальном направлении установленной жестко на наружном корпусе канала наружного контура, а наружный корпус компрессора высокого давления выполнен с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении, при этом отверстия в перегородке выполнены с возможностью их перекрытия на режимах запуска установки клапанами, установленными с внешней стороны корпуса канала наружного контура.

Соединение ротора компрессора низкого давления на входе валом с пусковым двигателем позволяет производить запуск газотурбинной установки путем раскрутки ротора турбокомпрессора высокого давления воздухом, нагнетаемым компрессором низкого давления, что позволяет исключить из конструкции газотурбинной установки центральный привод с коническими шестернями, что повышает надежность газотурбинной установки в целом.

Соединение проточной части компрессора низкого давления на ее выходе с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления, позволяет организовать эффективное охлаждение наружных корпусов с дальнейшим «срабатыванием» снятого тепла в свободной силовой турбине, что повышает кпд и надежность газовой установки.

Разделение канала наружного контура радиальной перегородкой, отверстия в которой выполнены с возможностью их перекрытия клапанами на режимах запуска установки, позволяет пропустить на запуске весь воздух, нагнетаемый компрессором низкого давления, через турбину высокого давления, что способствует раскрутке ротора компрессора высокого давления и минимизирует время запуска установки, а также способствует снижению температуры газа перед турбиной высокого давления при запуске, что повышает надежность газотурбинной установки.

Размещение перегородки над передними ступенями компрессора высокого давления позволяет обеспечить равномерное по окружности охлаждение расположенных ниже по потоку корпусов турбокомпрессора, так как истекающий из отверстий перегородки воздух успевает равномерно растечься в окружном направлении. Для первых же ступеней разница температур воздуха в канале наружного контура и воздуха в проточной части компрессора высокого давления мала.

Установка перегородки жестко на наружном корпусе канала наружного контура и выполнение наружного корпуса компрессора высокого давления с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении позволяет исключить появление в перегородке дополнительных напряжений из-за взаимных осевых температурных деформаций корпусов, что также повышает надежность газотурбинной установки.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 показан элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинная установка 1 состоит из газотурбинного двигателя 2, входного устройства 3, пускового двигателя 4 с редуктором 5 и выхлопной системой 6.

Газотурбинный двигатель 2 состоит из турбокомпрессора низкого давления 7, состоящего из компрессора низкого давления 8 и турбины низкого давления 9, а также из турбокомпрессора высокого давления 10, состоящего из компрессора высокого давления 11 и турбины высокого давления 12, между которыми размещена камера сгорания 13. На выходе из турбины низкого давления 9 расположена силовая свободная турбина 14, которая служит для привода полезной нагрузки (не показано).

Ротор 15 компрессора низкого давления 8 на входе валом 16 через редуктор 5 соединен с пусковым двигателем 4; на выходе проточная часть 17 компрессора низкого давления 8 соединена с компрессором высокого давления 11 и с каналом наружного контура 18, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы 19 компрессора высокого давления 11, камеры сгорания 13, турбины высокого давления 12 и турбины низкого давления 9.

Над передними ступенями 20 компрессора высокого давления 11 в канале наружного контура 18 размещена перегородка 21, отверстия 22 в которой выполнены с возможностью их перекрытия клапанами 23 на режимах запуска газотурбинной установки 1. Перегородка 21 жестко соединена с внешним корпусом 24 канала наружного контура 18 и с помощью телескопического соединения 25 - с наружным корпусом 26 компрессора высокого давления 11, что позволяет свободно перемещаться корпусу 11 в осевом направлении относительно перегородки 21 при его температурных деформациях.

Клапаны 23 размещены с внешней стороны от корпуса 24 канала наружного контура 18, что снижает их температуру. В канале 18 размещено лишь седло 27 клапана 23, которое в положении 28 перекрывает отверстия 22 в перегородке 21.

Работает данное устройство следующим образом.

При запуске газотурбинной установки 1 пусковой двигатель 4 через редуктор 5 с помощью вала 16 раскручивает ротор 15 компрессора низкого давления 8, нагнетая таким образом воздух на вход в компрессор высокого давления 11 и на вход в канал наружного контура 18.

В связи с тем, что проточная часть компрессора высокого давления 11, камеры сгорания 13, турбины высокого давления 12 и турбины низкого давления 9 представляют повышенное гидравлическое сопротивление для нагнетаемого воздуха, основная часть этого воздуха протекала бы по каналу наружного контура 18, что привело бы к незапуску газотурбинной установки 1, однако этого не происходит, так как на запуске установки 1 седло 27 канала 23 устанавливается в положение 28, перекрывая таким образом проход нагнетаемого воздуха через отверстия 22 перегородки 21, что исключает течение воздуха по каналу наружного контура 18. Поэтому нагнетаемый воздух на запуске протекает по проточной части компрессора высокого давления 11 и далее - по проточной части турбины высокого давления 12, где совершает полезную работу, вызывая раскрутку ротора турбокомпрессора высокого давления 10, что, в свою очередь, способствует повышению давления воздуха перед камерой сгорания 13, в которую подается топливо и газотурбинная установка запускается.

После осуществления запуска клапан 23 открывается, седло канала 23 устанавливается в положение 27 и воздух протекает по каналу наружного контура 18, охлаждая таким образом наружные корпусы турбокомпрессоров 7 и 10.

Газотурбинная установка, включающая в себя двухкаскадный турбокомпрессор с камерой сгорания и компрессорами низкого и высокого давлений, турбинами высокого и низкого давлений, а также силовую турбину и выхлопную систему, отличающаяся тем, что ротор компрессора низкого давления на входе валом соединен с пусковым двигателем, а проточная часть компрессора низкого давления на выходе соединена с компрессором высокого давления и с каналом наружного контура, охватывающим с внешней стороны наружные корпусы компрессора высокого давления, камеры сгорания, турбины высокого давления и турбины низкого давления, причем канал наружного контура над передними ступенями компрессора высокого давления разделен перегородкой, в радиальном направлении установленной жестко на наружном корпусе канала наружного контура, а наружный корпус компрессора высокого давления выполнен с возможностью перемещения относительно указанной перегородки в осевом направлении, при этом отверстия в перегородке выполнены с возможностью их перекрытия на режимах запуска установки клапанами, установленными с внешней стороны корпуса канала наружного контура.



 

Похожие патенты:

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

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

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 машиностроения и может быть использовано в качестве движителя различных летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к турбореактивному двухконтурному двигателю (ТРДД) летательного аппарата, и может быть использовано в качестве силовой установки в других областях промышленности

Изобретение относится к разгрузочному устройству, предназначенному для отвода части первичного потока во вторичный поток в турбореактивном двигателе

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета

Изобретение относится к области компрессорных воздушно-реактивных двигателей, представляющих собой реактивный воздушный винт (пропеллер с реактивным приводом). Камеру сгорания топлива и сверхзвуковое реактивное сопло компрессорного воздушно-реактивного двигателя вращают на конце полой лопасти воздушного винта центробежного компрессора с окружной скоростью концов лопастей >300 м/с. Газ, вытекающий из камеры сгорания топлива в сверхзвуковое реактивное сопло, перед поступлением в сопло предварительно смешивают в камере смешения газов с атмосферным воздухом, имеющим степень сжатия >40. Смешивание вытекающего из камеры сгорания топлива газа с атмосферным воздухом примерно той же плотности увеличивает массу газа, поступающего в сопло, что повышает летный КПД сопла и, соответственно, повышает КПД двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть применимо для сверхзвуковой военной авиации и гиперзвуковых самолетов. Водородный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, корпус, по меньшей мере, один компрессор, камеру сгорания с топливным коллектором, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, по меньшей мере, одну турбину и, по меньшей мере, один вал, соединяющий компрессор и турбину, реактивное сопло и систему подачи водорода к камере сгорания. Корпус камеры сгорания выполнен заодно с теплообменником кольцевой формы с входным и выходным коллекторами. Выходной коллектор соединен с топливным коллектором. Изобретение направлено на повышение энергетических возможностей газотурбинного двигателя, работающего на водороде, повышение степени сжатия компрессора, увеличение силы тяги двигателя и улучшение его удельных характеристик. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств управления шагом лопастей воздушного винта. Устройство подачи текучей среды (100) в гидравлический цилиндр управления ориентацией лопастей вентилятора турбовинтового двигателя с двойным воздушным винтом содержит дозатор текучей среды (120), жестко соединенный с ротором турбовинтового двигателя. Дозатор имеет цилиндрическую часть (121), содержащую две канавки циркуляции текучей среды (123), каждая из которых содержит выходное отверстие (125). Опора подвода текучей среды (110) жестко соединена с неподвижной частью турбовинтового двигателя. Опора содержит цилиндрическую часть (111) с двумя отдельными проходами (113), открытыми к трубам подвода текучей среды (44), каждый из которых радиально выходит в одну из канавок дозатора. Ванночка (130) жестко соединена с дозатором и содержит цилиндрическую часть (131) с двумя каналами (132). В каждый канал подается текучая среда через одно из выходных отверстий дозатора, причем каждый канал выходит к камере силового цилиндра управления. Достигается снижение габаритов механизма управления ориентацией лопастей. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопасть (l1) предназначена для установки на втулке (12, 13) винта турбомашины таким образом, что пустое пространство (18, I8A, 18B) предусмотрено между основанием (14A) лопасти (14) и стороной втулки (12, 13), противолежащей основанию (14A). Лопасть (l1) содержит убирающиеся средства закрытия (16, 17), которые могут занимать выдвинутое положение, в котором убирающиеся средства закрытия закрывают пустое пространство (18, 18A, 18B), и убранное крайнее положение, в котором убирающиеся средства удерживаются за пределами пустого пространства. Винт содержит лопасти. Турбомашина содержит винт. Группа изобретений направлена на улучшение КПД. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки. Устройство для предотвращения обледенения содержит, по меньшей мере, металлическую лопатку, которая находится в тепловом контакте с передней кромкой и проходит от передней кромки к заднему краю разделителя на некотором расстоянии от передней кромки для того, чтобы находиться в тепловом контакте с источником тепла (24), расположенным на некотором расстоянии от передней кромки. Изобретение направлено на создание простого экономичного и надежного решения проблемы обледенения переднего (входного) края разделителя газового потока. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх