Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2443882:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Газотурбинный двигатель выполнен с компрессором, закомпрессорной разгрузочной полостью и сопловыми лопатками газовой турбины. Первая сопловая лопатка выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки. Внутренняя полость радиального ребра на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее выходной кромкой. Каналы перфорации на выходе ориентированы по течению газа в проточной части турбины. Изобретение направлено на повышение надежности газотурбинного двигателя путем охлаждения ненагруженных элементов конструкции газовой турбины воздухом из закомпрессорной полости. 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, первые сопловые лопатки двухступенчатой газовой турбины в котором выполнены с радиальными ребрами, установленными на нижней полке лопатки со стороны выходной кромки (RU 2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры нижних полок первой сопловой и первой рабочей лопаток.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, задняя полость двухступенчатой сопловой лопатки в котором на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью компрессора, а на выходе - с газовым трактом двигателя (RU 2073103, F02C 7/12, 1997).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за переменного по режимам работы двигателя расхода охлаждающего воздуха через заднюю полость сопловой лопатки, что может привести к перегреву и поломке нагруженной значительными газовыми силами сопловой лопатки.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем охлаждения ненагруженных элементов конструкции газовой турбины воздухом из закомпрессорной полости.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с компрессором, закомпрессорной разгрузочной полостью и сопловыми лопатками газовой турбины, согласно изобретению первая сопловая лопатка выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки, внутренняя полость которого на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее выходной кромкой, причем каналы перфорации на выходе ориентированы по течению газа в проточной части турбины.

Выполнение полым и охлаждаемым радиального ребра на нижней полке сопловой лопатки со стороны выходной кромки позволяет повысить надежность конструкции за счет охлаждения и повышения прочности радиального ребра, воспринимающего значительную часть нагрузки от газовых сил, действующих на сопловую лопатку.

Соединение внутренней части радиального ребра на входе с разгрузочной закомпрессорной полостью и на выходе с проточной частью турбины позволяет выполнить стабильным давление воздуха в разгрузочной закомпрессорной полости по ресурсу двигателя, так как по мере износа закомпрессорного лабиринта на входе в разгрузочную полость избыточный воздух сливается в проточную часть турбины без повышения давления воздуха в разгрузочной полости, что повышает надежность радиально-упорных подшипников газотурбинного двигателя.

Соединение внутренней полости ребра с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее входной кромкой каналами перфорации, расположенными по течению газа в проточной части турбины, позволяет снизить давление воздуха в закомпрессорной разгрузочной полости, снизив таким образом нагрузку на радиально-упорный подшипник двигателя. Одновременно повышается надежность нижней полки первой сопловой и первой рабочей лопаток турбины за счет их заградительного охлаждения вытекающим через перфорацию воздухом при минимальных гидравлических потерях при смешивании охлаждающего воздуха с газом проточной части турбины, так как каналы перфорации расположены по течению газа в проточной части турбины на выходе из сопловой лопатки первой ступени.

Затем охлаждающий воздух «срабатывается» на первой и последующих рабочих лопатках турбины, что повышает экономичность газотурбинного двигателя.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 включает в себя компрессор 2 с закомпрессорным лабиринтом 3 и закомпрессорной разгрузочной полостью 4, а также камеру сгорания 5 и многоступенчатую турбину 6 с первой сопловой лопаткой 7 и с первой рабочей лопаткой 8.

Первая сопловая лопатка 7 выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя 1 радиальным ребром 9, установленным на нижней полке 10 со стороны входной кромки 11.

Внутренняя полость 12 ребра 9 соединена на входе с закомпрессорной разгрузочной полостью 4, а на выходе - с проточной частью турбины 13 через перфорацию 14 в нижней полке 10 лопатки 7 за ее входной кромкой 11.

Каналы 15 перфорации 14 направлены на своем выходе по течению газа 16 в проточной части 13 турбины 6. Нижняя полка 10 первой сопловой лопатки 7 выполнена с выходным крылышком 17, а нижняя полка 18 первой рабочей лопатки 8 выполнена с входным крылышком 19. Между разгрузочной полостью 4 и первой сопловой лопаткой 7 расположен аппарат закрутки 20, который служит для подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку 8 с более низкой температурой, чем температура воздуха на выходе из закомпрессорного лабиринта 3. От разгрузочной полости 4 аппарат закрутки 20 отделен лабиринтным уплотнением 21. Утечки охлаждающего воздуха, поступающего в закомпрессорную полость 4, обозначены поз.22.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя 1 утечки 22 охлаждающего воздуха из закомпрессорной полости 4 через каналы 15 перфорации 14 вытекают в проточную часть 13 турбины 6, охлаждая радиальное ребро 9, выходное крылышко 17 и нижнюю полку 18 рабочей лопатки 8. Одновременно снижается давление воздуха в разгрузочной полости 4, что минимизирует утечки более горячего воздуха из полости 4 через лабиринтное уплотнение 21 к воздуху после аппарата закрутки 20, идущему на охлаждение первой рабочей лопатки 8, что повышает надежность газотурбинного двигателя 1.

Газотурбинный двигатель с компрессором, закомпрессорной разгрузочной полостью и сопловыми лопатками газовой турбины, отличающийся тем, что первая сопловая лопатка выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки, внутренняя полость которого на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее выходной кромкой, причем каналы перфорации на выходе ориентированы по течению газа в проточной части турбины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

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 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

Изобретение относится к системе охлаждения в газотурбинном двигателе, таком, например, как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к системе охлаждения створок реактивного сопла и, более конкретно, к заслонке с клапаном, являющейся частью этой системы охлаждения
Наверх