Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2450143:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным и содержит компрессор высокого давления с ротором, статором, примыкающую к компрессору думисную полость, камеру сгорания и оснащенные дисками с охлаждаемым сопловым аппаратом, включающим охлаждаемые сопловые лопатки, турбины высокого и низкого давления с проточной частью, междисковой полостью и каналом охлаждения междисковой полости, сообщенным с питающим коллектором на входе. Канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором. Питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и теплообменник второго контура двигателя. Сопловые лопатки выполнены с внутренними полостями, сообщенными с системой охлаждения. Коллектор канала охлаждения междисковой полости отделен от внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток и соединен с входным коллектором системы охлаждения указанных лопаток через транзитные трубки, установленные во внутренних полостях лопаток с зазором относительно их стенок. Транзитные трубки содержат участки с калиброванным проходным сечением. Между стенками лопаток размещены дефлекторы, выполненные в виде перфорированной оболочки, с зазором повторяющей конфигурацию поперечного сечения внутренней поверхности полости лопатки. Тыльная часть лопатки выполнена со щелевым зазором для стока охлаждающего воздуха из полости лопатки. Изобретение повышает надежность и долговечность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

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

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания и двухступенчатую турбину с охлаждаемым сопловым аппаратом между ступенями турбины и каналом охлаждения междисковой полости, питающий воздуховод которого через теплообменник, установленный во втором контуре двигателя, и внутренние полости охлаждаемых сопловых лопаток соединен с полостью компрессора высокого давления (см. патент РФ №459986, МПК F02C 7/18, опубл. 08.12.1976 г.). Недостатком такого решения является использование для охлаждения междисковой полости очень дорогого воздуха, отбираемого перед камерой сгорания.

Этот недостаток устранен в другом техническом решении, наиболее близком к предлагаемому, а именно в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбины высокого и низкого давлений с охлаждаемым сопловым аппаратом турбины низкого давления и каналом охлаждения междисковой полости с питающим коллектором на входе, причем канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором а питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток и теплообменник, установленный во втором контуре двигателя, соединен с думисной полостью компрессора высокого давления (см. патент РФ №2200859, МПК F02C 7/12, опубл. 20.03.2003 г.).

Однако охлажденный в теплообменнике охлаждающий воздух, проходя через внутренние полости сопловых лопаток, нагревается там и поступает на охлаждение междисковой полости нагретым до такой степени, что становится непригодным для эффективного охлаждения боковых поверхностей дисков турбины.

Задача изобретения состоит в повышении надежности и долговечности двигателя путем понижения температуры рабочих элементов турбины за счет снижения температуры охлаждающего воздуха, поступающего в междисковую полость для охлаждения дисков и лопаток турбин.

Поставленная задача решается за счет того, что газотурбинный двигатель согласно изобретению выполнен двухконтурным, содержит компрессор высокого давления с ротором, статором, примыкающую к компрессору думисную полость, камеру сгорания и оснащенные дисками с охлаждаемым сопловым аппаратом, включающим охлаждаемые сопловые лопатки, турбины высокого и низкого давления с проточной частью, междисковой полостью и каналом охлаждения междисковой полости, сообщенным с питающим коллектором на входе, причем канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором, а питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и теплообменник второго контура двигателя, при этом сопловые лопатки выполнены с внутренними полостями, сообщенными с упомянутой системой охлаждения, коллектор канала охлаждения междисковой полости отделен от внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток и соединен с входным коллектором системы охлаждения указанных лопаток через транзитные трубки, установленные для этого во внутренних полостях лопаток с зазором относительно их стенок, а транзитные трубки содержат участки с калиброванным проходным сечением, причем между стенками лопаток размещены дефлекторы, которые выполнены в виде перфорированной оболочки, с зазором повторяющей конфигурацию поперечного сечения внутренней поверхности полости лопатки, а тыльная часть лопатки выполнена при этом со щелевым зазором для стока охлаждающего воздуха из полости лопатки.

При этом канал охлаждении междисковой полости может быть выполнен из последовательности полостей охлаждения соответственно центральной части диска турбины высокого давления и прикорневой части дисков турбин высокого и низкого давлений, отделенных друг от друга лабиринтным уплотнением.

Сопловые аппараты могут быть выполнены из сгруппированных в блоки сопловых лопаток с нечетным числом лопаток в блоке, при этом в средней лопатке каждого блока установлена преимущественно одна транзитная трубка.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, заключается в повышении надежности и долговечности двигателя путем предложенной в изобретении системы смывания рабочих элементов турбины воздухом с пониженной температурой за счет разделения потоков охлаждающего воздуха по двум контурам двигателя и подачи менее нагретого воздуха в междисковую полость турбины, а также за счет устранения избыточного нагрева воздуха в дефлекторных полостях соплового аппарата турбин.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя;

на фиг.2 - поперечный разрез транзитной трубки в районе калиброванных отверстий;

на фиг.3 - поперечный разрез пера лопатки с дефлектором в ней;

на фиг.4 - поперечный разрез соплового аппарата для случая, когда транзитная трубка размещена в средней сопловой лопатке.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор 1 высокого давления, думисную полость 2 с лабиринтным уплотнением 3 между ней и последней ступенью компрессора высокого давления 1, камеру 4 сгорания и турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления с охлаждаемым сопловым аппаратом 7 и каналом 8 охлаждения междисковой полости, выполненным в виде последовательно расположенных питающего коллектора 9, полости 10 охлаждения центральной зоны диска 11 турбины 5 высокого давления и полости 12 охлаждения корневой части диска 11 турбины 5 высокого давления и диска 13 турбины 6 низкого давления, отделенных друг от друга лабиринтным уплотнением 14. От проточной части 15 турбины полость 10 охлаждения отделена лабиринтным уплотнением 16, а полость 12 охлаждения - щелевым зазором 17.

Питающий коллектор 9 через входной коллектор 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19 и теплообменник 20, установленный во втором контуре 21 двигателя, соединен с думисной полостью 2 компрессора 1 высокого давления. Питающий коллектор 9 отделен от внутренних полостей 22 охлаждаемых сопловых лопаток 19 стенкой 23 и соединен с входным коллектором 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19 транзитными трубками 24, установленными во внутренних полостях 22 сопловых лопаток 19 с зазором относительно их стенок 25. Транзитные трубки 24 снабжены калиброванными участками 26 на их входе.

Для сопловых аппаратов 7, состоящих из блоков 27 сопловых лопаток 19, в каждом блоке выполнена одна транзитная трубка 24, размещенная в средней лопатке 19. Между стенкой 25 сопловых лопаток 19 и транзитной трубкой 24 размещены дефлекторы 28 с перфорационными отверстиями 29 для охлаждения стенок 25 сопловых лопаток 19.

Думисная полость 2 соединена с входным коллектором 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19 воздуховодом 30.

Предлагаемый двигатель работает следующим образом.

Воздух от компрессора 1 высокого давления через лабиринтное уплотнение 3 поступает в думисную полость 2, откуда через стойки камеры 4 сгорания по воздуховоду 30 через теплообменник 20, установленный во втором контуре 21 двигателя, во входной коллектор 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19. Из входного коллектора 18 воздушный поток разветвляется на два направления: одно -через внутренние полости 22 охлаждаемых сопловых лопаток 19 охлаждаемого соплового аппарата 7 и выходит через заднюю кромку лопатки 19 в проточную часть 15 турбин 5 и 6 соответственно высокого и низкого давления, а второе - через калиброванные входы 26 транзитных трубок 24 в питающий коллектор 9 канала 8 охлаждения междисковой полости и из нее в полость 10 для охлаждения центральной зоны диска 11 турбины 5 высокого давления и далее через лабиринтное уплотнение 14 в полость 12 для охлаждения центральной части диска 11 турбины 5 высокого давления и диска 13 турбины 6 низкого давления и через щелевой зазор 17 вытекает в проточную часть 15 турбины, омывая и охлаждая боковые поверхности дисков 11 и 13. Охлаждающий воздух, вытекающий через лабиринтное уплотнение 16 из полости 10 в проточную часть 15 турбины омывает периферийную зону диска 11 турбины 5 высокого давления, охлаждая эту часть диска.

Для сопловых аппаратов 7, состоящих из блоков 27 по три сопловые лопатки 19 в каждом блоке, воздух в полости 10 и 12 каждого блока 27 поступает только через одну транзитную трубку 24, размещенную в средней лопатке 19 блока 27.

Для соплового аппарата 7, в сопловых лопатках 19 которого размещены дефлекторы 28, охлаждающий воздух из внутренних полостей 22 поступает через перфорационные отверстия 29 на стенки 25, а далее вытекает через выходные кромки в проточную часть 15 турбин.

Транспортировка охлаждающего воздуха в междисковую полость через транзитные трубки значительно уменьшает поверхность соприкосновения этого охлаждающего воздуха со стенками лопатки, в результате чего уменьшается его подогрев, снижается его температура, а так как этот воздух омывает поверхность конструкции междисковой полости, включая диски турбин, то через это снижается температура и собственно дисков.

Дополнительное снижение подогрева охлаждающего воздуха в транзитных трубках происходит за счет снижения контактной поверхности теплоподвода от стенки лопаток к транзитной трубке, когда последние размещены только в средних лопатках сопловых блоков.

Следующее снижение температуры дисков происходит, когда транзитная трубка размещена внутри дефлектора с перфорационными отверстиями, так как в этом случае снижается подогрев воздуха, находящегося внутри дефлектора, за счет того, что между стенкой лопатки и дефлектором существует зазор, через который циркулирует охлаждающий воздух.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет уменьшить подогрев воздуха, поступающего в междисковую полость, снизить температуру охлаждающего воздуха, поступающего к конструкции турбин и, в частности, температуру дисков со стороны междисковой полости.

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, содержит компрессор высокого давления с ротором, статором, примыкающую к компрессору думисную полость, камеру сгорания и оснащенные дисками с охлаждаемым сопловым аппаратом, включающим охлаждаемые сопловые лопатки, турбины высокого и низкого давления с проточной частью, междисковой полостью и каналом охлаждения междисковой полости, сообщенным с питающим коллектором на входе, причем канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором, а питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и теплообменник второго контура двигателя, при этом сопловые лопатки выполнены с внутренними полостями, сообщенными с упомянутой системой охлаждения, коллектор канала охлаждения междисковой полости отделен от внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток и соединен с входным коллектором системы охлаждения указанных лопаток через транзитные трубки, установленные для этого во внутренних полостях лопаток с зазором относительно их стенок, а транзитные трубки содержат участки с калиброванным проходным сечением, причем между стенками лопаток размещены дефлекторы, которые выполнены в виде перфорированной оболочки, с зазором повторяющей конфигурацию поперечного сечения внутренней поверхности полости лопатки, а тыльная часть лопатки выполнена при этом с щелевым зазором для стока охлаждающего воздуха из полости лопатки.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что канал охлаждения междисковой полости выполнен из последовательности полостей охлаждения соответственно центральной части диска турбины высокого давления и прикорневой части дисков турбин высокого и низкого давлений, отделенных друг от друга лабиринтным уплотнением.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопловые аппараты выполнены из сгруппированных в блоки сопловых лопаток с нечетным числом лопаток в блоке, при этом в средней лопатке каждого блока установлена преимущественно одна транзитная трубка.



 

Похожие патенты:

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 роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

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, 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

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров. Упомянутое средство содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Система охлаждения турбины и корпуса содержит клапан, основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх