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



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

 


Владельцы патента RU 2446296:

СНЕКМА (FR)

Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий при помощи диффузора камеру сгорания, и внутренний кожух, имеющий по существу L-образное поперечное сечение, присоединенный к диффузору и проходящий в направлении по потоку до средств впрыскивания воздуха вентиляции турбины, кольцевой листовой элемент конвекции. Кольцевой листовой элемент конвекции размещен в радиальном направлении между камерой сгорания и внутренним кожухом и проходит в осевом направлении от упомянутого диффузора до средств впрыскивания вдоль внутренней в радиальном направлении стенки камеры сгорания для того, чтобы ограничить совместно с внутренней стенкой этой камеры сгорания кольцевой канал течения воздуха без отрыва потока и с уменьшенными потерями напора. Кольцевой канал предназначен для питания отверстий, выполненных во внутренней стенке камеры сгорания, и средств впрыскивания воздуха. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности системы вентиляции стенки камеры сгорания. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к системе вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор и диффузор, питающий воздухом кольцевую камеру сгорания.

Известным образом кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя располагается в кольцевом пространстве, ограниченном внутренним кожухом и наружным кожухом. Внутренний кожух поддерживает диффузор, входная часть которого располагается на одной линии с выходной частью центробежного компрессора, а его выходная часть располагается снаружи в радиальном направлении по отношению к камере сгорания.

Воздух, выходящий из диффузора, предназначен в первую очередь для проникновения в камеру сгорания и смешивания с топливом для последующего воспламенения и сгорания этой смеси, а во вторую очередь он предназначен для обтекания камеры сгорания с тем, чтобы запитать первичные отверстия и отверстия разжижения, выполненные в камере сгорания, и средства впрыскивания воздуха вентиляции и/или охлаждения компонентов двигателя, в частности турбины, располагающейся по потоку позади камеры сгорания.

Диффузор присоединен к кольцевому фланцу, имеющему по существу L-образное поперечное сечение и образующему внутренний кожух, который проходит в направлении по потоку вплоть до упомянутых средств впрыскивания воздуха. Этот внутренний кожух ограничивает вместе с внутренней стенкой камеры сгорания кольцевую полость, имеющую относительно большой объем, и воздух, который обтекает камеру сгорания, проходя между этой камерой сгорания и внутренним кожухом, не направляется надлежащим образом и подвержен завихрениям и отрывам потока, что вызывает потери напора и ухудшает характеристики газотурбинного двигателя. Это явление усиливается в том случае, когда камера сгорания наклонена в направлении внутрь и спереди назад по потоку.

Однако не рассматривается вариант модификации формы этого внутреннего кожуха для того, чтобы устранить эти недостатки, поскольку кожух представляет собой конструктивную деталь, которая удерживает компоненты двигателя и которая обеспечивает передачу усилий таким образом, что ее форма не может быть существенно изменена без ухудшения ее конструктивных функций и без существенного увеличения ее веса. Кроме того, такая модификация была бы дорогостоящей.

Уже было предложено уменьшить объем кольцевой камеры, располагающейся между внутренним кожухом и внутренней стенкой камеры сгорания. Так, например, в патенте US-А-4429527 газотурбинный двигатель содержит внутренний кожух, который проходит по существу в радиальном направлении в передней по потоку части и в непосредственной близости к внутренней стенке радиальной камеры сгорания, а в патенте US-А-5555721 внутренний кожух проходит на небольшом расстоянии и внутрь в радиальном направлении от внутренней стенки осевой камеры сгорания. Однако эти технические решения не являются вполне удовлетворительными, поскольку они, в частности, не могут быть применены к камере сгорания, наклоненной в направлении внутрь и спереди назад по потоку. А с другой стороны, они влекут за собой необходимость сложных и дорогостоящих модификаций диффузора и кожуха газотурбинного двигателя.

Техническая задача данного изобретения состоит, в частности, в том, чтобы предложить относительно простое эффективное и экономичное решение вышеуказанных проблем.

Для решения этой задачи в изобретении предлагается система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий при помощи диффузора камеру сгорания, и внутренний кожух, имеющий L-образное поперечное сечение, присоединенный к диффузору и проходящий в направлении по потоку вплоть до средств впрыскивания воздуха вентиляции турбины, отличающаяся тем, что кольцевой листовой элемент конвекции размещен в радиальном направлении между камерой сгорания и внутренним кожухом и проходит в осевом направлении от диффузора до средств впрыскивания вдоль внутренней в радиальном направлении стенки камеры сгорания для ограничения вместе с внутренней стенкой этой камеры сгорания кольцевого канала течения воздуха без отрыва потока и с уменьшенными потерями напора, предназначенного для питания отверстий, выполненных во внутренней стенке камеры сгорания, и средств впрыскивания воздуха.

Кольцевой листовой элемент в соответствии с предлагаемым изобретением обеспечивает стабильное течение потока воздуха без отрыва потока и с минимальными потерями напора вдоль внутренней стенки камеры сгорания, что позволяет обеспечить оптимальное питание средств впрыскивания воздуха, а также первичных отверстий и отверстий разжижения, выполненных во внутренней стенке камеры сгорания. Этот листовой элемент конвекции выполняет чисто аэродинамическую функцию, которую не выполняют фланец диффузора или внутренний кожух, так что формы этого кожуха и листового элемента конвекции могут быть оптимизированы независимо друг от друга.

Целесообразно, чтобы кольцевой листовой элемент конвекции проходил, по меньшей мере частично, по существу параллельно к внутренней стенке камеры сгорания и на небольшом расстоянии от нее.

Передний по потоку конец этого листового элемента может быть центрирован и закреплен, например, при помощи сварного соединения на диффузоре или может содержать цилиндрический выступ, центрируемый и удерживаемый диффузором. Задний по потоку конец листового элемента может быть закреплен, например, при помощи сварного соединения или при помощи болтового соединения кольцевой скобы на средствах впрыскивания воздуха.

Предпочтительно, чтобы листовой элемент содержал отверстия уравновешивания давления, предназначенные для ограничения деформаций в процессе функционирования.

Предпочтительно, чтобы кольцевой листовой элемент конвекции содержал среднюю часть в форме усеченного конуса, связанную на своем конце наибольшего диаметра с цилиндрической частью, проходящей со стороны, противоположной промежуточной части, и связанную на своем конце наименьшего диаметра с радиальной частью, проходящей в направлении внутрь от промежуточной части.

Для облегчения монтажа цилиндрическая часть упомянутого листового элемента содержит цилиндрический выступ, ориентированный в сторону, противоположную его по существу радиальной части.

Предлагаемое изобретение относится также к газотурбинному двигателю, например к авиационному турбореактивному или турбовинтовому двигателю, отличающемуся тем, что он содержит систему вентиляции стенки камеры сгорания описанного выше типа.

Другие детали, характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания, не являющегося ограничительным примера его осуществления, в котором даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, в числе которых:

фиг.1 представляет собой частичный схематический вид в осевом разрезе системы вентиляции стенки камеры сгорания в соответствии с предлагаемым изобретением;

фиг.2 представляет собой схему, полученную при моделировании течения потока воздуха в системе вентиляции в соответствии с существующим уровнем техники;

фиг.3 представляет собой схему, полученную при моделировании течения потока воздуха в системе вентиляции в соответствии с предлагаемым изобретением.

На фиг.1 схематически представлена часть газотурбинного двигателя, такого, например, как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащего, если смотреть спереди назад в направлении течения потока газов внутри этого газотурбинного двигателя, центробежный компрессор 10, диффузор 12 и камеру сгорания 14.

Входная часть 20 центробежного компрессора 10 ориентирована против потока и по существу параллельно оси газотурбинного двигателя, а его выходная часть 22 ориентирована в радиальном направлении наружу и по существу перпендикулярно по отношению к оси газотурбинного двигателя.

Диффузор 12 имеет в целом кольцевую форму, изогнутую под углом 90°, и содержит входную часть 24, располагающуюся на одной линии с выходной частью 22 компрессора, и выходную часть 26, которая ориентирована в направлении по потоку и открывается в радиальном направлении снаружи от камеры сгорания 14.

Диффузор 12 удерживается наружным кожухом 30, который снаружи охватывает компрессор 10, диффузор 12 и камеру сгорания 14.

Диффузор 12 содержит переднюю по потоку цилиндрическую поверхность 32, завершающуюся внутренним кольцевым фланцем 34, который закреплен при помощи подходящих в данном случае средств крепления, например средств типа винт-гайка, на фланце 36 наружного кожуха 30.

Диффузор 12 также содержит задний по потоку кольцевой фланец 28, имеющий поперечное сечение по существу L-образной формы, который образует внутренний кожух и который содержит радиальную часть 38, проходящую в направлении внутрь от входной части 24 диффузора 12, и по существу цилиндрическую часть, проходящую в направлении по потоку от внутреннего в радиальном направлении конца радиальной части 38 и содержащую на своем заднем по потоку конце кольцевой фланец 40 крепления к средствам 42 впрыскивания воздуха вентиляции и/или охлаждения компонентов двигателя (в частности, турбины), располагающимся по потоку позади камеры сгорания 14.

Радиальная часть 38 фланца 28 проходит в направлении по потоку и вдоль венца центробежного компрессора для того, чтобы ограничить совместно с этим венцом кольцевой радиальный проход 44, сообщающийся на своем наружном в радиальном направлении конце с выходной частью 22 центробежного компрессора.

Камера сгорания 14 имеет в целом форму усеченного конуса и наклонена в направлении спереди назад по потоку к внутренней части двигателя. Эта камера сгорания содержит две коаксиальные стенки 46, 48, представляющие собой тела вращения, проходящие одна внутри другой и связанные на их передних по потоку концах со стенкой 50 донной части камеры сгорания, причем стенки 46, 48 и 50 ограничивают между собой кольцевую камеру, в которую топливо подводится через инжекторы (на приведенных в приложении фигурах не показаны).

Наружная в радиальном направлении стенка 46 камеры сгорания закреплена своим задним по потоку концом на наружном кожухе 30 и внутренняя в радиальном направлении стенка 48 этой камеры сгорания связана своим задним по потоку концом с конической обечайкой 54, которая содержит на своем внутреннем в радиальном направлении конце внутренний кольцевой фланец 56, предназначенный для его крепления на упомянутых средствах 42 впрыскивания.

Эти средства 42 впрыскивания содержат кольцевой канал 67, входная часть 68 которого открывается в радиальном направлении наружу и располагается по потоку позади скобы 40 фланца и по потоку перед скобой 56 обечайки 54, и выходная часть которого (на приведенных в приложении фигурах не показана) ориентирована в направлении по потоку и располагается изнутри в радиальном направлении по отношению к обечайке 54.

Небольшая часть расхода воздуха, выходящего из центробежного компрессора 10 (показана стрелкой 82), протекает через радиальный проход 44, сформированный между венцом компрессора и радиальной частью 38 фланца 28 диффузора для того, чтобы обеспечить охлаждение наружной в радиальном направлении части венца компрессора.

Преобладающая часть расхода воздуха, выходящего из компрессора 10, проходит через диффузор 12 (показана стрелкой 86) и питает камеру сгорания 14 (стрелка 88), внутренние кольцевые каналы 90 и наружные кольцевые каналы, окружающие камеру сгорания 14 (стрелки 94).

Наружный канал 92 сформирован между наружным кожухом 30 и наружной стенкой 46 камеры сгорания, и воздух, который проходит через этот канал 92, разделяется на некоторый расход, который проникает в камеру сгорания через отверстия, выполненные в стенке 46 этой камеры сгорания (на приведенных в приложении фигурах не показаны), и некоторый расход, используемый для охлаждения и/или вентиляции компонентов двигателя, не показанных на приведенных в приложении фигурах и располагающихся по потоку позади камеры сгорания.

В соответствии с технологией, известной из предшествующего уровня техники, и как это весьма схематически представлено на фиг.2, внутренний канал 90′ сформирован между фланцем 28 диффузора и внутренней стенкой 48 камеры сгорания, и воздух, который проходит через этот канал, не направляется надлежащим образом и подвергается завихрениям и отрывам потока, которые создают значительные потери напора и снижают характеристики данного газотурбинного двигателя.

Полость, которая располагается между камерой сгорания 14 и фланцем 28 диффузора, имеет относительно большой объем вследствие наклона камеры сгорания и формы фланца 28, радиальная часть 38 которого служит для отбора воздуха в выходной части компрессора и для ориентации потока отобранного воздуха в направлении оси вращения таким образом, что преобладающая часть фланца 28 относительно сильно удалена от внутренней стенки 48 камеры сгорания.

Часть расхода воздуха, поступающего из диффузора 12, которая протекает вдоль стенки 50 донной части камеры сгорания, движется затем вдоль фланца 28 диффузора, что создает на уровне соединения между стенками 48 и 50 камеры сгорания зону 96 отрыва потока, вызывающего завихрения и значительные потери напора.

Воздух из канала 90' разделяется на одну часть расхода, которая проникает в камеру сгорания через отверстия в стенке 48 этой камеры сгорания (на приведенных в приложении фигурах не показаны), и другую часть расхода, которая питает средства 42 впрыскивания.

Система в соответствии с предлагаемым изобретением дает возможность устранить отмеченные выше недостатки, создавая канал 90 устойчивого течения воздуха между фланцем 28 диффузора и внутренней стенкой 48 камеры сгорания посредством кольцевого листового элемента 100 конвекции, размещенного в радиальном направлении между фланцем 28 диффузора и камерой сгорания 14.

В примере реализации, представленном на фиг.1, кольцевой листовой элемент 100 содержит по существу цилиндрическую переднюю по потоку часть 102, промежуточную часть 104 в форме усеченного конуса, которая проходит по потоку и в направлении внутрь от цилиндрической части 102, и по существу радиальную заднюю по потоку часть 106, которая проходит в направлении внутрь от заднего по потоку конца промежуточной части 104.

Промежуточная часть 104 проходит по существу параллельно внутренней части 48 камеры сгорания и на небольшом расстоянии от нее для того, чтобы ограничить канал 90 течения воздуха, который обтекает камеру сгорания изнутри.

Листовой элемент 100 содержит на своем переднем по потоку конце цилиндрический выступ 108, ориентированный в направлении против потока, который вводится в этом же направлении против потока в кольцевую канавку 110, открывающуюся в направлении по потоку и сформированную в непосредственной близости от входной части диффузора. Канавка 110 и выступ 108 обеспечивают возможность удержания и центрирования кессона, о чем более подробно будет сказано ниже.

Внутренний в радиальном направлении конец листового элемента 100 закреплен при помощи сварного соединения в месте, обозначенном позицией 112, на средствах 42 впрыскивания по потоку позади скобы 40 фланца 28 и по потоку спереди от входной части 68 средств 42 впрыскивания таким образом, чтобы часть воздуха, проходящая через канал 90, имела возможность питать эти средства 42.

Как это следует из результатов моделирования, приведенных на фиг.3, воздух канала 90 канализируется листовым элементом 100 конвекции и внутренней стенкой 48 камеры сгорания, что позволяет исключить отрывы потока и ограничить завихрения и потери напора.

Листовой элемент 100 устанавливается в газотурбинном двигателе следующим образом.

После того, как диффузор 12 и средства 42 впрыскивания будут установлены на центробежный компрессор 10, и перед присоединением камеры сгорания 14 к фланцу 28 диффузора листовой элемент 100 подводится к диффузору в направлении против потока и охватывает фланец 28, после чего передний по потоку выступ 108 листового элемента вставляется в канавку 110 диффузора. Внутренний в радиальном направлении конец этого листового элемента 100 присоединяется при помощи точечной сварки или при помощи сплошного сварного шва к средствам 42 впрыскивания. Затем камера сгорания смещается в направлении против потока и фиксируется при помощи своей обечайки 54 на средствах 42 впрыскивания.

В качестве варианта реализации передний по потоку конец листового элемента 100 может быть закреплен при помощи сварного соединения на диффузоре 12. Задний по потоку конец листового элемента 100 также может содержать кольцевой фланец крепления на средствах 42 впрыскивания, причем этот фланец сжимается в осевом направлении между скобой 40 фланца 28 диффузора и средствами 42.

Листовой элемент 100 предпочтительно содержит сквозные отверстия (схематически представленные позицией 114 на фиг.1), предназначенные для уравновешивания давлений изнутри и снаружи по отношению к этому листовому элементу.

1. Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор (10), питающий при помощи диффузора (12) камеру сгорания (14), и внутренний кожух (28), имеющий по существу L-образное поперечное сечение, присоединенный к диффузору и проходящий в направлении по потоку до средств (42) впрыскивания воздуха вентиляции турбины, отличающаяся тем, что кольцевой листовой элемент (100) конвекции размещен в радиальном направлении между камерой сгорания и внутренним кожухом (28) и проходит в осевом направлении от упомянутого диффузора до средств (42) впрыскивания вдоль внутренней в радиальном направлении стенки (48) камеры сгорания для того, чтобы ограничить, совместно с внутренней стенкой этой камеры сгорания, кольцевой канал (90) течения воздуха без отрыва потока и с уменьшенными потерями напора, предназначенного для питания отверстий, выполненных во внутренней стенке камеры сгорания, и средств (42) впрыскивания воздуха.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что передний по потоку конец листового элемента (100) закреплен, например, при помощи сварного соединения на диффузоре.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что передний по потоку конец листового элемента (100) содержит цилиндрический выступ (108), центрируемый и удерживаемый диффузором.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что задний по потоку конец листового элемента (100) закреплен на средствах (42) впрыскивания воздуха при помощи сварного соединения (112) или при помощи болтового соединения кольцевой скобы.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что листовой элемент содержит отверстия (114) уравновешивания давления.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что листовой элемент содержит промежуточную часть (104) в форме усеченного конуса, связанную на своем конце наибольшего диаметра с цилиндрической частью (112), проходящей со стороны, противоположной промежуточной части, и связанную на своем конце наименьшего диаметра с радиальной частью (106), проходящей в направлении внутрь от промежуточной части.

7. Система по п.6, отличающаяся тем, что цилиндрическая часть (102) листового элемента содержит цилиндрический выступ (108), ориентированный в сторону, противоположную радиальной части (106) этого листового элемента.

8. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит систему вентиляции стенки камеры сгорания по п.1.

9. Газотурбинный двигатель по п.8, отличающийся тем, что камера сгорания (14) наклонена в направлении внутрь и спереди назад по потоку.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

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.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

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.

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

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.

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

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

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

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой

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.

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.

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.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора. Корпус турбины выполнен состоящим из внешнего корпуса и внутренней оболочки с по меньшей мере одной кольцевой вставкой, установленной между ними. Системы охлаждения ротора и статора каждой ступени турбины выполнены независимыми, содержащими магистрали отбора охлаждающего воздуха и регуляторы расхода, но все магистрали отбора охлаждающего воздуха соединены с полостью за компрессором. Газотурбинный двигатель может содержать бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора над каждым рабочим колесом всех охлаждаемых ступеней турбины, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Каждая кольцевая вставка может быть выполнена пустотелой. Внутренняя полость каждой кольцевой вставки может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Противообледенительная система газотурбинного двигателя содержит теплообменник, установленный в проточной части двигателя перед входом в компрессор двигателя. Воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, через теплообменник подается в систему охлаждения турбины. Степень повышения давления в компрессоре более 25, а расход воздуха, отбираемого от компрессора, составляет δ=(0,05÷0,07)·(1+m), где δ - доля отбираемого от компрессора воздуха; m - степень двухконтурности двигателя. Между теплообменником и компрессором установлена защитная сетка. Противообледенительная система защищает двигатель от попадания льда и других посторонних предметов, улучшает тяговые и расходные характеристики двигателя. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх