Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2439348:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Газотурбинный двигатель содержит сопловую лопатку второй ступени турбины, выполненную охлаждаемой с внутренней полостью. Внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины. Отношение проходной площади заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме Fзасл.взл. к проходной площади заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме Fзасл.кр. равно 3…5. Отношение проходной площади лабиринтного уплотнения между внутренней полкой соловой лопатки второй ступени и промежуточным диском ротора Fлаб. к проходной площади жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени Fжик. равно 3…5. Изобретение позволяет повысить экономичность и надежность газотурбинного двигателя. 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель с охлаждаемой второй сопловой лопаткой, внутренняя полка которой выполнена в виде четырехстенной коробки (патент RU №2151884).

Недостатком известной конструкции является ее низкая экономичность, так как расход воздуха на охлаждение второй сопловой лопатки выбирается из условий взлетного режима работы газотурбинного двигателя, тогда как на режиме максимальной длительности работы турбины (например, на крейсерском режиме) такой расход охлаждающего воздуха избыточен, что и приводит к ухудшению экономичности газотурбинного двигателя на крейсерском режиме.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция газотурбинного двигателя, в которой сопловая лопатка второй ступени выполнена двуполостной, причем задняя полость лопатки на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с газовым трактом двигателя (патент RU №2073103).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая экономичность и надежность, так как передняя полость второй сопловой лопатки охлаждается постоянным расходом воздуха, а задняя - переменным расходом охлаждающего воздуха, количество которого зависит от утечек воздуха через закомпрессорный лабиринт и может быть больше или меньше потребного расхода воздуха на данном режиме.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности газотурбинного двигателя путем подачи оптимального расхода охлаждающего воздуха на охлаждение сопловой лопатки второй ступени турбины в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, в котором сопловая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, согласно изобретению внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины, причем Fзасл.взл./Fзасл.кр.=3…5, Fлаб./Fжик.=3…5,

где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме,

Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме,

Fлаб. - проходная площадь лабиринтного уплотнения между внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени и промежуточным диском ротора,

Fжик. - проходная площадь жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени.

Соединение внутренней полости сопловой лопатки на входе с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха позволяет подавать на охлаждение лопатки оптимальный расход охлаждающего воздуха в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя, т.е. в зависимости от температуры газа перед сопловой лопаткой, что повышает надежность и улучшает экономичность газотурбинного двигателя.

Соединение внутренней полости сопловой лопатки на выходе с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины позволяет исключить перетекание газа через лабиринтное уплотнение на взлетном, наиболее напряженном по температуре газа режиме, за счет дозированной подачи холодного воздуха через жиклерный канал, что повышает надежность промежуточного диска. Одновременно через выходную щель осуществляется интенсивное охлаждение выходной кромки сопловой лопатки второй ступени, а выходящий в проточную часть турбины охлаждающий воздух поступает на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины.

На крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутреннюю полость сопловой лопатки второй ступени, снижается одновременно со снижением температуры газа перед сопловой лопаткой, что позволяет сохранить температуру выходной кромки сопловой лопатки на необходимом для получения заявленного ресурса уровне.

При Fзасл.взл./Fзасл.кр.<3 ухудшается экономичность газотурбинного двигателя.

При Fзасл.взл./Fзасл.кр.>5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за перегрева сопловой лопатки второй ступени.

При Fлаб./Fжик.<3 ухудшается экономичность газотурбинного двигателя из-за увеличенного расхода охлаждающего воздуха, поступающего на лабиринтное уплотнение.

При Fлаб./Fжик.>5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за перегрева промежуточного диска.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

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

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3 и двухступенчатой турбины 4 с сопловыми лопатками первой ступени 5, рабочими лопатками первой ступени 6 на первом рабочем колесе 7, сопловыми лопатками второй ступени 8 и рабочими лопатками второй ступени 9 на втором рабочем колесе 10. Сопловая лопатка второй ступени 8 выполнена с внутренней полкой 11, которая совместно с лабиринтом 12 на промежуточном диске 13, установленном между первым 7 и вторым 10 рабочими колесами, образует лабиринтное уплотнение 14, препятствующее перетеканию газового потока 15 помимо проточной части 16 турбины 4. Лопатка 8 выполнена охлаждаемой, и для снижения ее температуры внутренняя полость 17 на входе соединена трубопроводами 18 с промежуточной ступенью 19 компрессора 2 через заслонку 20 регулирования расхода охлаждающего воздуха 21, а на выходе - через выходную щель 22, а также через жиклерный канал 23 внутренней полки 11 и лабиринтное уплотнение 14 - с проточной частью 16 турбины 4 перед рабочей лопаткой второй ступени 9.

Работает устройство следующим образом. При работе газотурбинного двигателя 1 на крейсерском режиме проходная площадь заслонки 20 регулирования расхода охлаждающего воздуха уменьшается, что способствует повышению экономичности газотурбинного двигателя 1 вследствие уменьшения отбора воздуха из-за промежуточной ступени 19 компрессора 2. При этом, вследствие уменьшения расхода охлаждающего воздуха 21 через жиклерный канал 23, через лабиринтное уплотнение 14 между промежуточным диском 13 и нижней полкой 11 сопловой лопатки второй ступени 8 начинает перетекать также и газ 15, что могло бы привести к перегреву и поломке промежуточного диска 13. Однако этого не происходит, так как вследствие снижения режима работы газотурбинного двигателя 1, температуры охлаждающего воздуха 21 газа 15 перед сопловой лопаткой 8 снижаются по сравнению со взлетным режимом, а оптимально подобранные проходные сечения жиклерного канала 23 и лабиринта 14 обеспечивают такую температуру воздушно-газовой смеси, протекающей через лабиринт 14, при которой обеспечивается заданный ресурс промежуточного диска 13.

Газотурбинный двигатель, в котором сопловая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, отличающийся тем, что внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины, причем Fзасл.взл./Fзасл.кр.=3…5, Fлаб./Fжик.=3…5,
где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме,
Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме,
Fлаб. - проходная площадь лабиринтного уплотнения между внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени и промежуточным диском,
Fжик. - проходная площадь жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбовинтовентиляторным двигателям авиационного применения. .

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), а именно к охлаждению междисковой полости турбины воздухом, отбираемым из компрессора. .

Изобретение относится к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

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

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к устройствам газотурбинных двигателей, в том числе стационарного типа, оснащенных свободной силовой турбиной.

Изобретение относится к устройству для пассивного регулирования теплового расширения удлинительного корпуса турбореактивного двигателя, причем удлинительный корпус окружает внутренний корпус компрессора высокого давления турбореактивного двигателя и содержит фланец для прикрепления к расположенному выше по потоку фланцу корпуса камеры сгорания.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно к системам подачи охлаждающего воздуха к подшипниковым опорам газотурбинного двигателя
Наверх