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



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

 


Владельцы патента RU 2446297:

СНЕКМА (FR)

Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий через диффузор кольцевую камеру сгорания, имеет кольцевой отсек, расположенный в осевом направлении от диффузора до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора. Кольцевой фланец диффузора выполнен по существу L-образного сечения, расположен сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образует радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора. Кольцевой отсек расположен радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора. При этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку, ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход для воздуха, выходящего из диффузора. Изобретение направлено на улучшение характеристик системы вентиляции стенки камеры сгорания, повышение эффективности работы газотурбинного двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение касается системы вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор и диффузор, питающий воздухом кольцевую камеру сгорания.

Как известно, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя находится в кольцевом пространстве, ограниченном наружным картером, на котором установлен диффузор, содержащий кольцевой фланец, выполненный сзади и вдоль ротора или крыльчатки центробежного компрессора.

Выходящий из диффузора воздух в первую очередь предназначен для подачи в камеру сгорания и для смешивания с топливом и последующего сжигания и, во-вторых, для обдувания камеры сгорания и питания первичных и разбавляющих отверстий камеры и средств нагнетания воздуха для вентиляции и/или охлаждения турбины, находящейся на выходе камеры сгорания (см., например, патент US-А-5555721).

Воздух, обдувающий камеру, проходя между ней и фланцем диффузора, специально не направляется и подвержен завихрениям, срывам потока и существенным потерям напора, которые снижают эффективность работы газотурбинного двигателя.

Небольшая часть воздушного потока, выходящего из компрессора, не поступает в диффузор и проходит в радиальный кольцевой канал, образованный между крыльчаткой компрессора и фланцем диффузора, причем этот воздух является относительно горячим по причине его вязкого сдвига между крыльчаткой и фланцем диффузора.

Задачей настоящего изобретения является улучшение характеристик этих вентиляционных систем и устранение недостатков известных технических решений.

В этой связи его объектом является система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий через диффузор кольцевую камеру сгорания, при этом диффузор содержит кольцевой фланец по существу L-образного сечения, расположенный сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образующий радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора, отличающаяся тем, что радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора выполнен кольцевой отсек, расположенный в осевом направлении от отсека до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора, при этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку, ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход для воздуха, выходящего из диффузора.

Отсек в соответствии с настоящим изобретением обеспечивает стабильное прохождение воздушного потока без отрыва и с минимальными потерями напора вдоль внутренней стенки камеры сгорания, что позволяет осуществлять оптимальное питание средств нагнетания воздуха и первичных и разбавляющих отверстий внутренней стенки камеры.

Воздух, циркулирующий между отсеком в соответствии с настоящим изобретением и фланцем диффузора, обеспечивает также охлаждение и вентиляцию фланца диффузора и может, таким образом, поглощать часть тепла, генерируемого при сдвиге воздуха, выходящего из компрессора и проходящего между крыльчаткой компрессора и фланцем диффузора.

Предпочтительно, чтобы радиально наружная стенка отсека была выполнена по существу параллельно внутренней стенке камеры сгорания, а радиально внутренняя стенка отсека была выполнена по существу параллельно фланцу диффузора.

Кольцевые стенки отсека предпочтительно содержат отверстия балансировки давления для ограничения их деформаций во время работы.

Предпочтительно, чтобы отсек содержал переднюю и заднюю цилиндрические реборды, центрированные и удерживаемые соответственно на диффузоре и на кольцевой обечайке внутренней стенки камеры сгорания.

Реборды отсека можно крепить путем посадки внатяг на диффузоре и на кольцевой обечайке внутренней стенки камеры сгорания соответственно.

Предпочтительно, чтобы передняя цилиндрическая реборда отсека была выполнена зубчатой и образовывала отверстия, направляющие выходящий из диффузора воздух в воздушный проход вдоль фланца диффузора.

Предпочтительно, чтобы отсек был выполнен из двух половин, соединяемых поперечно друг с другом, что облегчает монтаж отсека в газотурбинном двигателе. Для крепления двух соединенных половин на задней цилиндрической реборде кессона в осевом направлении устанавливают цилиндрическое кольцо, которое крепят, например, при помощи сварки.

Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что содержит описанную выше систему вентиляции.

Наконец, объектом настоящего изобретения является кольцевой отсек для системы вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, отличающийся тем, что содержит две коаксиальные кольцевые стенки, расположенные одна внутри другой, при этом передние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой, направленной в сторону входа, и задние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой, направленной в сторону выхода.

Целесообразно, чтобы радиально наружная стенка отсека по существу имела форму усеченного конуса, и радиально внутренняя стенка отсека имела по существу U-образное сечение. Предпочтительно, чтобы эти стенки содержали отверстия для балансировки давления во время работы.

Для облегчения монтажа отсека его выполняют из двух половин, соединяемых поперечно и удерживаемых в собранном положении цилиндрическим кольцом, устанавливаемым в осевом направлении и закрепленным, например, сваркой на задней цилиндрической реборде отсека.

Другие детали, отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:

Фиг. 1 изображает частичный схематичный вид в осевом разрезе системы вентиляции в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 2 - схематичный вид сзади в изометрии и в разборе кольцевого отсека системы, показанной на фиг. 1.

На фиг. 1 показана часть газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая от входа к выходу, - если рассматривать направление потока газов внутри газотурбинного двигателя, - центробежный компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.

Вход 18 центробежного компрессора 10 направлен вперед по существу параллельно оси газотурбинного двигателя, и его выход 20 направлен наружу по существу перпендикулярно к оси газотурбинного двигателя и находится на одной линии с радиальной частью 22 диффузора 12. Диффузор в основном имеет форму, изогнутую под углом 90°, и содержит выходную осевую часть 24, которая соединена с радиальной частью 22 и расположена вдоль наружного картера 28, выходя своим радиально задним концом снаружи входа камеры 14 сгорания.

Диффузор 12 установлен на наружном картере 28, который охватывает снаружи компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.

Диффузор 12 содержит по существу цилиндрическую переднюю перегородку 30, закрепленную на наружном картере 28 при помощи соответствующих средств типа винт-гайка.

Диффузор 12 содержит также задний кольцевой фланец 26 по существу L-образного сечения, который содержит переднюю радиальную часть 36, выполненную внутрь от входа 22 диффузора, и по существу цилиндрическую заднюю часть, выполненную в сторону выхода от радиально внутреннего конца радиальной части 36 и содержащую на своем заднем конце кольцевой фланец 40 крепления на средствах 42 нагнетания вентилирующего и/или охлаждающего воздуха в компоненты, находящиеся сзади камеры 14 сгорания.

Радиальная часть 36 фланца диффузора выполнена на выходе ротора центробежного компрессора, называемого также «крыльчаткой», и расположена вдоль и на незначительном расстоянии от этого ротора, образуя радиальный кольцевой канал 70, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом 20 центробежного компрессора.

Камера 14 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки 44, 46, находящиеся одна внутри другой и соединенные своими передними концами со стенкой 48 дна камеры, при этом стенки 44, 46 и 48 ограничивают между собой кольцевое замкнутое пространство, в которое из форсунок (не показаны) поступает топливо.

Радиально наружная стенка 44 камеры крепится своим задним концом к наружному картеру 28, а радиально внутренняя стенка 46 соединена своим задним концом с обечайкой 52 в виде усеченного конуса, которая содержит на своем радиально внутреннем конце внутренний кольцевой фланец 54 крепления на вышеуказанных средствах 42 нагнетания воздуха.

Средства 42 нагнетания воздуха содержат кольцевой канал 64, выходящий своим передним концом радиально наружу сзади фланца 40 и спереди фланца 54 обечайки 52, соответственно, и своим задним концом в осевом направлении назад. Передняя концевая часть средств 42 содержит отверстия 66 для прохождения средств типа винт-гайка, которые расположены в соответствующих отверстиях фланцев 40 и 54.

Небольшая часть воздушного потока, выходящего из центробежного компрессора 10, проходит в радиальный канал 70, образованный между крыльчаткой компрессора и фланцем 26 диффузора. Этот воздух (стрелка 72) подвергается воздействию значительных сил сдвига, создаваемых вращением крыльчатки вблизи фланца 26 диффузора, что приводит к повышению температуры воздуха и к нагреву крыльчатки и фланца.

Воздух, выходящий из диффузора (стрелки 74), частично питает камеру 14 сгорания (стрелки 76) и частично - внутренний 78 и наружный 80 кольцевые контуры, огибающие камеру 14 сгорания (стрелки 82).

Наружный контур 80 образован между наружным картером 28 и наружной стенкой 44 камеры, и воздух, проходящий по этому пути, используют для охлаждения и/или вентиляции не показанных на чертеже компонентов, находящихся на выходе этой камеры.

Внутренний контур 78 образован между стенкой 48 дна камеры и радиальной стенкой 22 диффузора, и воздух, проходящий по этому контуру, делится на поток, питающий средства 42 нагнетания воздуха, и на поток, проходящий через первичные и разбавляющие отверстия (не показаны) камеры.

В известных технических решениях воздух, циркулирующий во внутреннем контуре 78, специально не направляется и подвергается завихрениям, срывам потока и существенным потерям напора, снижающим характеристики газотурбинного двигателя.

Система в соответствии с настоящим изобретением позволяет устранить эти недостатки путем образования каналов 86, 88 стабильного прохождения воздуха между фланцем 26 диффузора и внутренней стенкой 48 камеры за счет кольцевого отсека, выполненного в радиальном направлении между фланцем 26 и камерой 14 сгорания.

В примере, показанном на фиг. 1 и 2, кольцевой отсек 90 содержит радиально наружную кольцевую стенку 92 по существу в виде усеченного конуса, направленную в сторону выхода внутрь, и радиально внутреннюю кольцевую стенку 94 по существу U-образного сечения.

Наружная стенка 92 расположена по существу параллельно внутренней стенке 46 камеры и на расстоянии от нее для направления части 96 воздушного потока 82, огибающей камеру изнутри. Воздух в канале 86 направляется наружной стенкой 92 отсека и стенкой 46 камеры, что позволяет избежать срывов потока и ограничить завихрения и потери напора.

Внутренняя U-образная стенка 94 отсека содержит переднюю кольцевую часть 98, выполненную параллельно и на небольшом расстоянии от радиальной части 36 фланца и соединенную своим радиально наружным концом вместе с передним концом наружной стенки 92 с цилиндрической ребордой 104, направленной в сторону входа. Стенка 94 содержит также промежуточную цилиндрическую часть 100, выполненную вокруг и на небольшом расстоянии от фланца 26, и заднюю кольцевую часть 102 по существу в виде усеченного конуса, выполненную в сторону выхода и наружу вокруг средств 42 нагнетания воздуха и соединенную своим задним концом вместе с задним концом наружной стенки 92 с цилиндрической ребордой 106, направленной в сторону выхода.

Передняя реборда 104 отсека заходит сзади в кольцевой паз 108, выходящий назад и образованный на радиально внутреннем конце входа 22 диффузора, а задняя реборда 106 установлена на цилиндрической реборде 110, направленной в сторону входа, обечайки 52 камеры. Паз 108 и реборда 110 позволяют удерживать и центрировать отсек, что будет подробнее описано ниже.

Передняя реборда 104 отсека выполнена зубчатой и содержит вырезы или выемки 112, чередующиеся со сплошными частями 114 и равномерно распределенные вокруг оси отсека (фиг. 2). Вырезы 112 образуют отверстия для прохождения воздуха, и их осевой размер превышает осевой размер паза 108 диффузора таким образом, чтобы часть 116 воздушного потока 82, огибающая камеру изнутри, могла проходить через эти вырезы и циркулировать между внутренней стенкой 94 отсека и фланцем 26 диффузора с целью их охлаждения и для последующего питания средств 42 нагнетания.

Этот воздух 116 позволяет, в частности, вентилировать и охлаждать фланец 26 диффузора, который во время работы подвержен воздействию высоких температур воздуха 72, сдвигаемого между крыльчаткой компрессора и фланцем 26. Таким образом, фланец 26 может поглощать большую часть тепла, генерируемого этим сдвигом, и ограничивать нагрев крыльчатки компрессора, что способствует увеличению срока его службы.

Отсек 90 выполняют, по меньшей мере, из двух половин 117 (фиг. 2), соединяемых поперечно и удерживаемых цилиндрическим кольцом 118, устанавливаемым на задней цилиндрической реборде 106 отсека и закрепленным на этой реборде, например, при помощи сварки (фиг. 1).

Этот кессон 90 устанавливают в газотурбинный двигатель следующим образом:

После установки диффузора 12 на центробежном компрессоре 10 и перед соединением средств 42 нагнетания и камеры 14 сгорания с фланцем 26 диффузора две половины 117 подводят поперечно с двух сторон фланца 26 и соединяют, затем кольцо 118 заводят в осевом направлении и крепят на задней реборде 106 отсека. После этого реборду 104 отсека 90 вставляют в паз 108 диффузора. Средства 42 нагнетания соединяют с фланцем 40 фланца диффузора, затем камеру перемещают вперед и крепят на обечайке 52 на средствах 42 нагнетания, при этом реборда 110 этой обечайки 52 заходит радиально внутрь задней реборды 106 отсека для ее центровки.

Демонтаж отсека 90 можно осуществлять путем удаления кольца 118 и повторения вышеуказанных операций в обратном порядке.

Отсек 90 крепится путем горячей посадки внатяг во время работы в пазу 108 и на реборде 110. Для этого при температуре окружающей среды реборды 104, 106 имеют внутренние диаметры, меньшие внутреннего диаметра паза 108 и наружного диаметра реборды 110 соответственно. Посадка внатяг в паз 108 и на реборду 110 происходит за счет теплового расширения во время работы.

Кольцевые стенки 92 и 94 отсека предпочтительно содержат сквозные отверстия (показаны на фиг. 2 пунктирной линией и обозначены позицией 120) для балансировки давления внутри и снаружи отсека.

1. Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор (10), питающий через диффузор (12) кольцевую камеру (14) сгорания, при этом диффузор содержит кольцевой фланец (26), по существу, L-образного сечения, расположенный сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образующий радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора, отличающаяся тем, что радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора выполнен кольцевой отсек (90), расположенный в осевом направлении от диффузора до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора, при этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку (92) для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки (46) камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку (94), ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход (88) для воздуха, выходящего из диффузора.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что отсек (90) выполнен из двух половин, поперечно соединяемых друг с другом.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что радиально наружная стенка (92) отсека выполнена по существу параллельной внутренней стенке (46) камеры сгорания.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что радиально внутренняя стенка (94) отсека выполнена по существу параллельной фланцу (26) диффузора.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевые стенки (92, 94) отсека содержат отверстия (120) балансировки давления.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что отсек содержит переднюю (104) и заднюю (106) цилиндрические реборды, центрированные и удерживаемые соответственно на диффузоре (12) и на кольцевой обечайке (52) внутренней стенки (46) камеры сгорания.

7. Система по п.6, отличающаяся тем, что реборды (104, 106) отсека крепят путем посадки в натяг на диффузоре (12) и на кольцевой обечайке (52) внутренней стенки (46) камеры сгорания соответственно.

8. Система по п.6, отличающаяся тем, что передняя цилиндрическая реборда (104) отсека выполнена зубчатой и образует отверстия, направляющие выходящий из диффузора воздух в воздушный проход (88) вдоль фланца (26) диффузора.

9. Система по п.6, отличающаяся тем, что отсек крепят при помощи цилиндрического кольца (118), устанавливаемого в осевом направлении и закрепляемого, например, при помощи сварки на задней цилиндрической реборде (106) отсека.

10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит систему вентиляции по п.1.

11. Кольцевой отсек для системы вентиляции по п.1, отличающийся тем, что содержит две коаксиальные кольцевые стенки (92, 94), расположенные одна внутри другой, при этом передние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой (104), направленной в сторону входа, и задние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой (106), направленной в сторону выхода.

12. Отсек по п.11, отличающийся тем, что радиально наружная стенка (92), по существу имеет форму усеченного конуса, и радиально внутренняя стенка (94) имеет по существу, U-образное сечение.

13. Отсек по п.11, отличающийся тем, что кольцевые стенки (92, 94) содержат отверстия (120).

14. Отсек по п.11, отличающийся тем, что выполнен из двух половин (177), соединяемых поперечно.



 

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.

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования помпажа для газотурбинного двигателя, включающий в себя предоставление газотурбинного двигателя, имеющего компрессор, камеру сгорания, ниже по потоку от компрессора, с трактом горячих газов, турбину ниже по потоку от камеры сгорания, с трактом горячих газов, причём регулируют выпускной поток из компрессора, на основании контроля в целях регулирования для исключения условия помпажа, и направление выпускного потока по меньшей мере к одному из трактов горячих газов, чтобы обходить по меньшей мере часть камеры сгорания. Также представлен газотурбинный двигатель для осуществления способа согласно изобретению. Изобретение позволяет газовой турбине работать с улучшенной эффективностью, а также позволяет активно предотвращать помпаж компрессора. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх