Газотурбинный двигатель

Авторы патента:

Карнаухов Андрей Викторович (RU)

Тункин Анатолий Иванович (RU)

F02C7/18 - газообразной, например воздухом

Владельцы патента RU 2414616:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор с подпорными ступенями, с расположенной за ними кольцевой полостью отбора. Полость отбора соединена с полостью перепуска воздуха с расположенными в ней заслонками перепуска. Из полости перепуска перед заслонками выполнен, по крайней мере, один канал отбора воздуха. Канал соединен трубопроводами с полостями обдува воздухом корпусов турбины и компрессора. Площадь окна между полостями и меньше площади окна в полости перепуска перед заслонками в 1,1…2,0 раза. Отбор воздуха на обдув корпусов турбины и компрессора выполнен под углом α=90…180° от направления потока в полости перепуска воздуха. Изобретение позволяет путем регулирования радиальных зазоров между статором и ротором повысить надежность и снизить стоимость изготовления двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, в котором за вентилятором выполнены подпорные ступени. (Хронин Д.В. «Конструкция и проектирование газотурбинных двигателей», М., Машиностроение, 1989 г., стр.67, 68).

Недостатком известной конструкции является отсутствие перепуска воздуха за подпорными ступенями для обеспечения газодинамической устойчивости.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель с системой управления зазорами по концам лопаток последних ступеней компрессора и турбины газотурбинного двигателя. (А.А.Иноземцев и др. «Авиационный двигатель ПС-90А», Москва, 2007 г., стр.140, 141).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является то, что управление зазорами по концам лопаток компрессора и турбины обеспечивается при помощи отбора воздуха за подпорными ступенями по трубам с регулированием расхода воздуха при помощи системы управления и исполнительных механизмов (заслонок) на трубах подвода воздуха с последующим обдувом корпусов компрессора и турбины, что снижает надежность двигателя.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности, в снижении стоимости изготовления путем регулирования радиальных зазоров между статором и ротором без использования дополнительных систем управления и исполнительных механизмов.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, включающем в себя компрессор с подпорными ступенями с расположенной за ними кольцевой полостью отбора, соединенной с полостью перепуска воздуха с заслонками перепуска, согласно изобретению из полости перепуска воздуха перед заслонками перепуска выполнен, по крайней мере, один канал отбора воздуха, соединенный трубопроводами с полостями обдува воздухом корпусов турбины и компрессора, при этом площадь окна, расположенного между полостью отбора и полостью перепуска воздуха, меньше площади окна в полости перепуска перед заслонками перепуска воздуха, в 1,1…2,0 раза. Отбор воздуха на обдув корпусов турбины и компрессора выполнен под углом α=90…180° от направления потока в полости перепуска воздуха.

Выполнение из полости перепуска воздуха перед заслонками, по крайней мере, одного канала отбора воздуха, соединенного трубопроводами с полостями обдува воздухом корпусов турбины и компрессора позволяет из одной полости выполнять перепуск воздуха за подпорными ступенями и обдув корпусов турбины и компрессора, т.е. «авторегулирование» зазорами без дополнительных систем управления и исполнительных механизмов.

Выполнение окна, расположенного между полостью отбора и полостью перепуска, с площадью меньше площади окна в полости перепуска перед заслонками в 1,1…2,0 раза позволяет снизить давление воздуха в системе обдува корпусов при открытии заслонок перепуска, что повышает надежность двигателя.

Выполнение отбора воздуха на обдув корпусов турбины и компрессора под углом α=90…180° от направления потока в полости перепуска воздуха позволяет увеличить потери при открытии заслонок перепуска воздуха, что дополнительно позволяет снизить давление в системе обдува корпусов, что также повышает надежность двигателя.

На фиг.1 - изображен продольный разрез двигателя с отборами воздуха на обдув корпусов компрессора и турбины.

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

На фиг.3 - разрез А-А на фиг.2.

На фиг.4 - элемент II нафиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор 1 с подпорными ступенями 2, с расположенной за ними кольцевой полостью отбора 3. Полость отбора соединена с полостью перепуска 4 воздуха с заслонками перепуска 5. Из полости перепуска 4 воздуха перед заслонками перепуска 5 выполнен, по крайней мере, один канал отбора воздуха 6, соединенный трубопроводами 7 с полостями обдува 8, 9, 10 воздухом корпусов турбины 11 и компрессора 1. Площадь окна 12, расположенного между полостью отбора 3 и полостью перепуска 4 воздуха меньше площади окна 13 в полости перепуска 4 перед заслонками перепуска 5 воздуха в 1,1…2,0 раза. Отбор воздуха на обдув корпусов турбины 11 и компрессора 1 выполнен под углом α=90…180° от направления потока в полости перепуска 4 воздуха.

Работает устройство следующим образом.

При работе двигателя на переменных режимах для обеспечения газодинамической устойчивости за подпорными ступенями 2 производится перепуск воздуха в наружный контур из полости перепуска 4 при помощи открытия заслонок 5. При этом из-за падения давления в полости 4 не производится обдув корпуса компрессора 1, корпусов турбины 11. Отбор воздуха под углом α=90…180° от направления потока в полости перепуска 4 воздуха в большей степени гарантирует отсутствие потока на обдув корпусов (отбор статического давления, эжекция). На установившихся режимах заслонки перепуска 5 воздуха за подпорными ступенями 2 закрываются и воздух из полости 4 направляется перед заслонками через канал отбора воздуха 6 по трубопроводам 7 в полости обдува 8, 9, 10 корпусов турбины 11 и компрессора 1.

Таким образом, из одной полости происходит перепуск воздуха за подпорными ступенями на обдув корпусов компрессора и турбины, т.е. «авторегулирование» зазорами по лопаткам без дополнительных механизмов (заслонок обдува).

1. Газотурбинный двигатель, включающий в себя компрессор с подпорными ступенями с расположенной за ними кольцевой полостью отбора, соединенной с полостью перепуска воздуха с заслонками перепуска, отличающийся тем, что из полости перепуска воздуха перед заслонками перепуска выполнен, по крайней мере, один канал отбора воздуха, соединенный трубопроводами с полостями обдува воздухом корпусов турбины и компрессора, при этом площадь окна, расположенного между полостью отбора и полостью перепуска воздуха, меньше площади окна в полости перепуска перед заслонками перепуска воздуха в 1,1…2,0 раза.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что отбор воздуха на обдув корпусов турбины и компрессора выполнен под углом α=90…180° от направления потока в полости перепуска воздуха.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в газоперекачивающих агрегатах, газотурбинных электростанциях и других энергетических системах, в которых используются газотурбинные установки в качестве привода.

Трехконтурный турбоэжекторный двигатель // 2392475

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости // 2311549

Изобретение относится к газотурбинному двигателю с осью X, содержащему от входа к выходу компрессор высокого давления, ротор которого содержит выходной обтекатель (4), диффузор (3), продолженный сзади со стороны оси Х внутренним кожухом (5), расположенным радиально снаружи от указанного выходного обтекателя компрессора, камеру сгорания, расположенную радиально снаружи от указанного внутреннего кожуха диффузора, и турбину высокого давления, ротор которой соединен с выходным обтекателем компрессора при помощи соединительной муфты, при этом между внутренним кожухом диффузора и выходным обтекателем компрессора сформирована подкамерная полость, которая находится на выходе разгрузочного лабиринта (13), и в которой в направлении от входа к выходу циркулирует охлаждающий воздух.

Газотурбинный двигатель (варианты) и способ охлаждения размещенных внутри него деталей // 2303149

Турбокомпрессор газотурбинного двигателя // 2296873

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и экономичность двигателя за счет уменьшения потерь в тракте.

Турбинный двигатель // 2225520

Устройство для охлаждения газотурбинной установки // 2161715

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах, электростанциях и других энергетических системах, использующих в качестве привода исполнительного устройства газотурбинную установку.

Способ для охлаждения средства охлаждения газовой турбины и устройство для его осуществления // 2148725

Газотурбинный двигатель // 2027886

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к конструкциям газотурбинных двигателей с воздушным охлаждением осевых газовых турбин. .

Двухконтурный турбокомпрессор // 1812325

Турбомашина, содержащая систему охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора // 2437000

Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, газотурбинный двигатель, содержащий указанную систему // 2446296

Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы // 2446297

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2459967

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям, а именно к системе охлаждения турбин этих двигателей

Устройство для охлаждения газотурбинной установки // 2460893

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в агрегатах, использующих в качестве привода газотурбинную установку

Способ управления тепловыми выбросами, генерируемыми летательным аппаратом, и устройство охлаждения для летательного аппарата, позволяющее применять упомянутый способ // 2478805

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112)

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2490490

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой

Двухконтурный газотурбинный двигатель, способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя // 2501956

Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними. Система регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, а при достижении радиального зазора нулевого значения включают максимально возможный расход для охлаждения турбины независимо от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя // 2511860

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины. Использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины. Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, охлаждаемую турбину. Статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 15 ил.

Газовая турбина, содержащая тепловую защиту, и способ управления // 2537113

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка устанавливаются на внутреннюю обшивку. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка расположены с тем, чтобы внутренний объем, через который может течь рабочая текучая среда турбины, отделялся от внешнего объема, через который может течь охлаждающая текучая среда. Первая внутренняя стенка, вторая внутренняя стенка и внутренняя обшивка расположены относительно друг друга с тем, чтобы полость формировалась во внешнем объеме. Защитный элемент расположен внутри полости с тем, чтобы защитный элемент разделял полость на внутреннюю область и внешнюю область, которая сформирована в радиально внешнем положении в сравнении с внутренней областью. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение частей турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.