Двухконтурный газотурбинный двигатель



Двухконтурный газотурбинный двигатель
Двухконтурный газотурбинный двигатель
Двухконтурный газотурбинный двигатель
Двухконтурный газотурбинный двигатель
Двухконтурный газотурбинный двигатель
Двухконтурный газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2459967:

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

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину высокого и низкого давления, теплообменник. Теплообменник размещен в наружном контуре, вход которого сообщен со вторичной зоной камеры сгорания, а выход через управляющие клапаны с воздушным коллектором, соединенным с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины высокого и низкого давлений. Транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления сообщены с аппаратом закрутки турбины высокого давления. Наружный контур сообщен через вращающийся направляющий аппарат и каналы в диске ротора турбины низкого давления с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины низкого давления, выход из которых сообщен через окна на бандажной полке, выполненные за радиальным зубом на ней, с проточной частью турбины. Часть внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, отделена перегородкой от остальной полости рабочей лопатки и сообщена с одной стороны через дополнительные каналы в диске ротора турбины низкого давления, аппарат закрутки турбины низкого давления и дополнительный коллектор с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещенной со стороны их входных кромок. В каждой лопатке соплового аппарата турбины низкого давления транзитная полость отделена перегородкой от остальной части внутренней полости и через дополнительный теплообменник, установленный в наружном контуре, соединена с думисной полостью компрессора с другой стороны. Внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через окна, выполненные на бандажной полке рабочей лопатки турбины низкого давления перед радиальным зубом, сообщена с проточной частью турбины. Изобретение увеличивает располагаемый перепад давлений охлаждающего воздуха турбины низкого давления, что повышает эффективность охлаждения. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

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

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину высокого и низкого давления, теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен со вторичной зоной камеры сгорания, а выход с воздушным коллектором, соединенным с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины высокого давления, при этом транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления сообщены с аппаратом закрутки турбины высокого давления (см. патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубликован 2004 г.).

Известен также двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину высокого и низкого давления, теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен со вторичной зоной камеры сгорания, а выход через управляющие клапаны с воздушным коллектором, соединенным с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины высокого и низкого давлений, при этом транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления сообщены с аппаратом закрутки турбины высокого давления, наружный контур сообщен через вращающийся направляющий аппарат и каналы в диске ротора турбины низкого давления с внутренней полостью охлаждаемых рабочих лопаток турбины низкого давления (ТНД), выход из которой сообщен через окна на бандажной полке, выполненные за радиальным зубом на ней, с проточной частью турбины (см. Н.Н.Сиротин. «Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей». Москва РИА «ИМ-Информ», 2002 г., стр.97, рис.1.31).

Недостатком такого технического решения является то, что охлаждение рабочей лопатки ТНД имеет свои пределы и становится неэффективным при повышении рабочей температуры газа перед турбиной и не обеспечивает оптимальный уровень температуры пера рабочей лопатки турбины низкого давления, так как располагаемый перепад давлений охлаждающего воздуха в этом решении ограничен.

Задача изобретения - увеличение располагаемого перепада давлений охлаждающего воздуха, используемого для охлаждения входной кромки рабочей лопатки турбины низкого давления, что повышает эффективность ее охлаждения и позволяет работать турбине низкого давления с более высокими температурами газа, омывающего рабочую лопатку турбины, то есть быть такой турбине высокотемпературной. Кроме того, у такой рабочей лопатки появляется возможность и для дальнейшего увеличения температуры газов на турбине.

Указанная задача достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину высокого и низкого давления, теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен со вторичной зоной камеры сгорания, а выход через управляющие клапаны с воздушным коллектором, соединенным с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины высокого и низкого давлений, при этом транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления сообщены с аппаратом закрутки турбины высокого давления, а наружный контур сообщен через вращающийся направляющий аппарат и каналы в диске ротора турбины низкого давления с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины низкого давления, выход из которых сообщен через окна на бандажной полке, выполненные за радиальным зубом на ней, с проточной частью турбины, в нем часть внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, отделена перегородкой от остальной полости рабочей лопатки и сообщена с одной стороны через дополнительные каналы в диске ротора турбины низкого давления, аппарат закрутки турбины низкого давления и дополнительный коллектор с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещенной со стороны их входных кромок, при этом в каждой лопатке соплового аппарата турбины низкого давления транзитная полость отделена перегородкой от остальной части внутренней полости и через дополнительный теплообменник, установленный в наружном контуре, соединена с думисной полостью компрессора, с другой стороны внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через окна, выполненные на бандажной полке рабочей лопатки турбины низкого давления перед радиальным зубом, сообщена с проточной частью турбины.

Кроме того, возможно, что

- перед транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления выполнена циклонная полость, размещенная вдоль входной кромки сопловой лопатки и соединенная входными отверстиями с транзитной полостью, а выходными перфорационными отверстиями со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины;

- перед внутренней полостью, примыкающей к входной кромке каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, выполнена циклонная полость, размещенная вдоль входной кромки лопатки и соединенная входными отверстиями с внутренней полостью, примыкающей к входной кромке лопатки, а выходными перфорационными отверстиями со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины;

- транзитная полость лопаток соплового аппарата турбины низкого давления сообщена перфорационными отверстиями в стенке лопаток с проточной частью турбины;

- внутренняя полость, примыкающая к входной кромке рабочей лопатки турбины низкого давления, сообщена перфорационными отверстиями в стенке лопатки с проточной частью турбины;

- между дополнительными каналами в диске ротора турбины низкого давления и аппаратом закрутки турбины низкого давления образован безлопаточный диффузор;

- внутренняя полость, примыкающая к выходной кромке каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, сообщена щелевыми каналами с проточной частью турбины.

Отделение части внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, перегородкой от остальной полости рабочей лопатки турбины низкого давления позволяет гидравлически разделить внутренние полости рабочей лопатки турбины низкого давления между собой, что обеспечивает возможность автономного подвода разного охлаждающего воздуха с различными характеристиками к разным частям рабочей лопатки турбины низкого давления.

Сообщение внутренней полости рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через дополнительный канал, аппарат закрутки турбины низкого давления и дополнительный коллектор с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещенной со стороны их входных кромок, позволяет повысить давление охлаждающего воздуха, подводимого к рабочей лопатке турбины низкого давления со стороны входных кромок, а следовательно, увеличить перепад давления на аппарате закрутки турбины низкого давления и тем самым уменьшить температуру охлаждающего воздуха, подводимого к внутренней полости рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке.

Сообщение внутренней полости рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через канал, аппарат закрутки турбины низкого давления и дополнительный коллектор с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещенной со стороны их входных кромок, соединенной с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, обеспечивает изменение расхода охлаждающего воздуха, подаваемого на охлаждение сопловой лопатки турбины низкого давления и рабочей лопатки турбины низкого давления, в зависимости от режима работы двигателя. При уменьшении оборотов двигателя с одновременным уменьшением температуры перед турбиной эти участки можно охладить значительно меньшим расходом воздуха из-за более низкого давления и температуры газа, окружающего перо лопаток, и более высоким давлением внутри лопаток.

Сообщение внутренней полости рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через окна, выполненные на бандажной полке рабочей лопатки турбины низкого давления перед радиальным зубом, с проточной частью турбины позволяет одновременно с охлаждением входной кромки рабочей лопатки турбины низкого давления обеспечить охлаждение бандажной полки турбины низкого давления и исключить перетекание газа в проточной части сверху над полкой.

Выполнение перед транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления циклонной полости, размещенной вдоль входной кромки лопатки и соединенной входными отверстиями с транзитной полостью, а выходными перфорационными отверстиями со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины позволяет иметь перед сопловым аппаратом более высокую температуру газа а значит и более высокие параметры турбины. Подобный эффект достигается и за счет сообщения транзитных полостей лопаток соплового аппарата турбины низкого давления перфорационными отверстиями в стенке лопаток с проточной частью турбины.

Выполнение перед внутренней полостью, примыкающей к входной кромке каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, циклонной полости, размещенной вдоль входной кромки лопатки и соединенной входными отверстиями с внутренней полостью, примыкающей к входной кромке лопатки, а выходными перфорационными отверстиями со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины позволяет иметь перед рабочей лопаткой турбины низкого давления более высокую температуру газа а значит и более высокие параметры этой турбины. Подобный эффект достигается и за счет сообщения внутренней полости рабочей лопатки, примыкающей к ее входной кромке, перфорационными отверстиями в стенке лопатки с проточной частью турбины.

Размещение между дополнительными каналами в диске ротора турбины низкого давления и аппаратом закрутки турбины низкого давления безлопаточного диффузора позволяет повысить давление охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение зоны рабочей лопатки, примыкающей к входной кромке.

Сообщение внутренней полости, примыкающей к выходной кромке каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, щелевыми каналами с проточной частью турбины позволяет иметь на рабочих лопатках выход охлаждающего воздуха в проточную часть турбины вдоль потока газа.

На фиг.1 показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя;

На фиг.2 показана транзитная полость соплового аппарата турбины низкого давления с размещенной перед ней со стороны входных кромок циклонной полостью;

На фиг.3 показана транзитная полость соплового аппарата турбины низкого давления с выполненными на стенке входных кромок перфорационными отверстиями;

На фиг.4 показана внутренняя полость, примыкающая к входной кромке рабочей лопатки турбины низкого давления, с циклонной полостью перед ней со стороны входной кромки;

На фиг.5 показана внутренняя полость, примыкающая к входной кромке рабочей лопатки турбины низкого давления, с выполненными на стенке входных кромок перфорационными отверстиями;

На фиг.6 показан безлопаточный диффузор на роторе турбины низкого давления.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор 1 с думисной полостью 2, камеру сгорания 3, турбину высокого 4 и низкого 5 давления, теплообменник 6, размещенный в наружном контуре 7, вход 8 которого сообщен со вторичной зоной 9 камеры сгорания 3, а выход 10 через управляющие клапаны 11 с воздушным коллектором 12, соединенным с транзитными полостями 13 и 14 лопаток соплового аппарата 15 и 16 турбины высокого 4 и низкого давлений 5 соответственно, при этом транзитные полости 13 лопаток соплового аппарата 15 сообщены с аппаратом закрутки 17 турбины высокого давления 4. В каждой лопатке соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5 транзитная полость 14 расположена со стороны входной кромки и соединена с дополнительным коллектором 18 и аппаратом закрутки 19 турбины низкого давления 5 и отделена перегородкой 20 от остальной части 21 внутренней полости. Остальные части 21 внутренних полостей соединены входами через дополнительный теплообменник 22, установленный в наружном контуре 7, с думисной полостью 2 компрессора 1. У каждой рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5 часть внутренней полости 24, примыкающей к входной кромке, отделена перегородкой 25 от остальной полости 26 и сообщена с одной стороны через дополнительные каналы 27 в диске ротора 28 турбины низкого давления 5 с воздушной полостью 29 напротив выхода из аппарата закрутки 19, а с другой стороны через окна 30, выполненные на бандажной полке 31 перед радиальным зубом 32, сообщена с проточной частью турбины. Остальная полость 26 каждой рабочей лопатки 23 сообщена с одной стороны через каналы 33 в диске ротора 28 турбины низкого давления 5, вращающийся направляющий аппарат 34, воздуховод 35 с наружным контуром 7, а с другой стороны окнами 36, выполненными на бандажной полке 31 за радиальным зубом 32, с проточной частью турбины. Думисная полость компрессора 2 отделена от проточной части компрессора 1 лабиринтным уплотнением 37.

Для лопаток соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5 возможен вариант выполнения, когда:

а) перед транзитной полостью 14 лопаток соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5 выполнена циклонная полость 38, размещенная вдоль входной кромки лопатки и соединенная входными отверстиями 39 с транзитной полостью 14, а выходными перфорационными отверстиями 40 со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины (смотри фиг.2);

б) транзитная полость 14 лопаток соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5 сообщена перфорационными отверстиями 41 в стенке лопаток с проточной частью турбины (смотри фиг. 3).

Для рабочих лопаток 23 турбины низкого давления 5 возможен вариант выполнения, когда:

а) перед внутренней полостью 24, примыкающей к входной кромке каждой рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5, выполнена циклонная полость 42, размещенная вдоль входной кромки лопатки и соединенная входными отверстиями 43 с внутренней полостью 24, примыкающей к входной кромке лопатки, а выходными перфорационными отверстиями 44 со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины (смотри фиг.4);

б) внутренняя полость 23, примыкающая к входной кромке рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5, сообщена перфорационными отверстиями 45 в стенке лопатки с проточной частью турбины (смотри фиг.5).

Воздушная полость 29 напротив выхода из аппарата закрутки 19 может быть выполнена в виде безлопаточного диффузора 46, образованного боковой стенкой 47 диска ротора 28 и покрывным диском 48.

Рабочие лопатки 23 турбины низкого давления 5 могут быть выполнены с щелевыми каналами 49 в выходной кромке и сообщены с проточной частью турбины.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом.

Воздух из проточной части компрессора 1 поступает с одной стороны в камеру сгорания 3, а с другой стороны через лабиринтное уплотнение 37 в думисную полость 2.

Из вторичной зоны 9 камеры сгорания 3 воздух поступает в воздухо-воздушный теплообменник 6, где происходит его охлаждение за счет обдува более холодным воздухом наружного контура 7. После охлаждения воздух поступает в управляющие клапана 11 и далее в воздушный коллектор 12, где воздух распределяется по всему периметру.

Воздух из воздушного коллектора 12 проходит через транзитные полости 13 сопловых лопаток 15 турбины высокого давления 4 к аппарату закрутки 17 турбины высокого давления 4 и через транзитные полости 14 лопаток соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5 и дополнительный коллектор 18 поступает к аппарату закрутки 19 турбины низкого давления 5. Направляя поток разгоняемого воздуха из аппарата закрутки 19 турбины низкого давления 5 в сторону вращения рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5, в относительном движении принимают охлаждающий поток воздуха в рабочей лопатке 23 турбины низкого давления 5 с более низкой температурой, чем была температура на входе в аппарат закрутки 19 турбины низкого давления 5.

Из аппарата закрутки 19 турбины низкого давления 5 воздух через дополнительные каналы 27 поступает во внутренние полости 24 рабочих лопаток 23 турбины низкого давления 5, расположенные у входной кромки, отделенные от остальной части 26 перегородкой 25, направленной вдоль входной кромки. Воздух, охладив рабочую лопатку 23 турбины низкого давления 5, через окна 30, выполненные в бандажной полке 31, расположенные на периферии рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5, выбрасывается в проточную часть турбины перед зубом 32, одновременно охлаждая зуб 32 бандажной полки 31.

В свою очередь воздух из наружного контура 7 проходит через воздуховод 35, вращающийся направляющий аппарат 34 и каналы 33, поступает в остальную часть 26 рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5, где, охлаждая рабочую лопатку 23, выбрасывается в проточную часть турбины за зубом 32, расположенным на бандажной полке 31.

Между компрессором 1, внутренним кожухом камеры сгорания 3, турбиной высокого давления 4 и ее валом, соединяющим компрессор 1 с охлаждающей турбиной 4, расположена думисная полость 2, воздух из которой проходит через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 22, расположенный в наружном контуре 7, и поступает во внутренние полости 21 лопаток соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5, отделенные перегородкой 20 от транзитной полости 14, размещенной со стороны входных кромок лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, и, одновременно охлаждая эти лопатки, наддувает междисковую полость.

Наличие управляющих клапанов 11 позволяет подвергать глубокому дросселированию по режимам работы двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего в транзитные полости 14 лопаток соплового аппарата 16 турбины низкого давления 5, и во внутренние полости 24 рабочей лопатки 23 турбины низкого давления 5, и одновременно изменять расход охлаждающего воздуха, поступающего в транзитные полости 13 сопловых лопаток 15 турбины высокого давления 4.

Таким образом, это изобретение позволяет работать турбине низкого давления не только с более высокими температурами газа, омывающего рабочую лопатку турбины, но и дополнительно позволяет повысить экономичность в конструкциях высокотемпературных турбин в широком диапазоне регулирования по оборотам газотурбинного двигателя.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину высокого и низкого давления, теплообменник, размещенный в наружном контуре, вход которого сообщен со вторичной зоной камеры сгорания, а выход через управляющие клапаны с воздушным коллектором, соединенным с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины высокого и низкого давлений, при этом транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления сообщены с аппаратом закрутки турбины высокого давления, а наружный контур сообщен через вращающийся направляющий аппарат и каналы в диске ротора турбины низкого давления с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины низкого давления, выход из которых сообщен через окна на бандажной полке, выполненные за радиальным зубом на ней, с проточной частью турбины, отличающийся тем, что часть внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, отделена перегородкой от остальной полости рабочей лопатки и сообщена, с одной стороны, через дополнительные каналы в диске ротора турбины низкого давления, аппарат закрутки турбины низкого давления и дополнительный коллектор с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещенной со стороны их входных кромок, при этом в каждой лопатке соплового аппарата турбины низкого давления транзитная полость отделена перегородкой от остальной части внутренней полости и через дополнительный теплообменник, установленный в наружном контуре, соединена с думисной полостью компрессора, с другой стороны, внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через окна, выполненные на бандажной полке рабочей лопатки турбины низкого давления перед радиальным зубом, сообщена с проточной частью турбины.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что перед транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления выполнена циклонная полость, размещенная вдоль входной кромки сопловой лопатки и соединенная входными отверстиями с транзитной полостью, а выходными перфорационными отверстиями со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что перед внутренней полостью, примыкающей к входной кромке каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, выполнена циклонная полость, размещенная вдоль входной кромки лопатки и соединенная входными отверстиями с внутренней полостью, примыкающей к входной кромке лопатки, а выходными перфорационными отверстиями со стороны спинки или корыта с проточной частью турбины.

4. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что транзитная полость лопаток соплового аппарата турбины низкого давления сообщена перфорационными отверстиями в стенке лопаток с проточной частью турбины.

5. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что внутренняя полость, примыкающая к входной кромке рабочей лопатки турбины низкого давления, сообщена перфорационными отверстиями в стенке лопатки с проточной частью турбины.

6. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что между дополнительными каналами в диске ротора турбины низкого давления и аппаратом закрутки турбины низкого давления образован безлопаточный диффузор.

7. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что внутренняя полость, примыкающая к выходной кромке каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, сообщена щелевыми каналами с проточной частью турбины.



 

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 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.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор. В двухступенчатой турбине внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха. Двухступенчатая турбина также снабжена системой обдува внешней поверхности ее наружного корпуса. Система обдува на входе подключена к механизму переключения потоков воздуха, вход которого соединен с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность газотурбинного двигателя за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины. 2 ил.
Наверх