Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него



Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (варианты), способ управления газотурбинным двигателем, газотурбинный двигатель и ротор для него

 


Владельцы патента RU 2477379:

Уильямс Интэнэшнл Ко., эЛ.эЛ.Си. (US)

При охлаждении газотурбинного двигателя подают топливо к вращающейся части газотурбинного двигателя, вращающаяся часть которого содержит ротор и, по меньшей мере, одну лопатку, функционально связанную с ротором или его частью. Затем охлаждают ротор и/или, по меньшей мере, одну лопатку при помощи топлива, которое подают к вращающейся части. При этом, по меньшей мере, одна лопатка с проходящим в ней топливом закрыта относительно камеры сгорания газотурбинного двигателя, так что все топливо поступает в камеру сгорания в месте, находящемся радиально внутри относительно, по меньшей мере, одной лопатки. Выпускают топливо из вращающейся части непосредственно в камеру сгорания газотурбинного двигателя. При другом варианте охлаждения газотурбинного двигателя пропускают текучую среду вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории потока от первой стороны ротора газотурбинного двигателя к его второй стороне. Создают термосифонный поток текучей среды на, по меньшей мере, одной второй траектории потока. При этом, по меньшей мере, одна вторая траектория потока сообщается по текучей среде с, по меньшей мере, одной первой траекторией потока и находится в тепловой взаимосвязи с, по меньшей мере, одной лопаткой, функционально связанной с ротором или его частью. По меньшей мере, одна первая траектория потока обеспечивает возможность прохождения вдоль нее текучей среды без необходимости прохождения этой текучей среды вдоль, по меньшей мере, одной второй траектории потока. При этом, по меньшей мере, одна вторая траектория потока содержит группу вторых траекторий потока в, по меньшей мере, одной лопатке. Обеспечивают в группе вторых траекторий потока сообщение траекторий друг с другом вблизи второго конца вторых траекторий потока, который находится вблизи вершины, по меньшей мере, одной лопатки и удален от первого конца, сообщающегося с, по меньшей мере, одной первой траекторией потока. Изобретение направлено на улучшение теплообмена, повышение кпд газотурбинного двигателя и его теплоэффективности. 6 н. и 26 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область, к которой относится изобретение

Заявленное изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к газотурбинным двигателям, имеющим облопаченный ротор, а также способам обеспечения охлаждения газотурбинного двигателя.

Уровень техники.

Известны газотурбинные установки, в которых контур охлаждения располагается внутри лопаток. Например, из авторского свидетельства СССР №1802173 (приоритет - 01.08.90; дата публикации - 15.03.93) известно выполнение таких контуров для воздушного охлаждения, а из работы "Газовые турбины: проблемы и перспективы" Э.А.Маношина (дата публикации - 1986) известно выполнение таких контуров для водяного охлаждения.

Недостатком подобного рода установок является необходимость введения в конструкции газотурбинных установок дополнительных устройств по подготовке, хранению и подаче хладагентов, воздуха или воды с паром. Конструкции по причине наличия этих дополнительных устройств, помимо сложности конструкции, не могут быть компактными, что является немаловажным для газотурбинных двигателей, предмете настоящего изобретения. Кроме того, использование таких хладагентов, как вода или воздух, приводит к возникновению эрозионного износа коллекторов хладагентов; подобные контуры охлаждения требуют постоянного восполнения хладагента из-за его потерь в контуре охлаждения.

Известны, например, из патента США №6 357 217 (дата приоритета - 24.07.2000 г.; дата публикации - 19.03.2002) попытки использовать в качестве вышеупомянутого хладагента непосредственно топливо газотурбинных установок. Однако для повышения температурного напора в охлаждающей системе требовалась дополнительная каталитическая химическая обработка такого топлива, выступающего в роли хладагента. Подобного рода конструкции также являются сложными, поскольку также требуют дополнительных устройств подготовки топлива в качестве хладагента, и крупногабаритными. Кроме того, подобного рода установки применимы только для определенных химических газов, реакционноспособных к катализаторам.

Вышеуказанные недостатки устраняются настоящим изобретением применительно к газотурбинным двигателям. Применение термосифонов в настоящем изобретении создает как сильно развитую поверхность нагрева топлива, так и улучшенный теплообмен между охлаждающим топливом и стенками как лопаток ротора и самого ротора, так и камерой сгорания. Подогретое топливо ускоряет процессы горения в камере сгорания и повышает КПД газотурбинного двигателя и его теплоэффективность.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение предлагает способ охлаждения газотурбинного двигателя, в котором обеспечивают подачу топлива к вращающейся части газотурбинного двигателя, причем указанная вращающаяся часть содержит ротор и, по меньшей мере, одну лопатку, взаимодействующую с указанным ротором или его частью, обеспечивают охлаждения, по меньшей мере, одного из указанных роторов и, по меньшей мере, одной лопатки топливом, подаваемым к вращающейся части, причем, по меньшей мере, одна лопатка закрыта относительно камеры сгорания газотурбинного двигателя с точки зрения распространения топлива, поданного к, по меньшей мере, одной лопатке, и обеспечивают выход указанного топлива из вращающейся части непосредственно в камеру сгорания газотурбинного двигателя.

В предпочтительном варианте указанную вращающуюся часть снабжают центробежным жидкостным затвором, причем выход указанного центробежного жидкостного затвора выполняют сообщающимся с указанным ротором, а указанное топливо подают к входу указанного центробежного жидкостного затвора.

В другом предпочтительном варианте обеспечивают прохождение топлива вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории между первой и второй сторонами ротора.

При охлаждении можно дополнительно выполнять термосифонный обмен между топливом, проходящим, по меньшей мере, по указанной первой траектории и, по меньшей мере, по одной второй траектории, причем, по меньшей мере, одна вторая траектория проходит в, по меньшей мере, одной лопатке с возможностью передачи тепла от, по меньшей мере, одной лопатки к топливу, причем термосифонный обмен зависит от воздействия центробежного ускорения, создаваемого вращением вращающейся части, и от изменения плотности топлива, зависящей от температуры топлива.

Геометрию, по меньшей мере, одной первой траектории предпочтительно выполняют, по меньшей мере, частично соответствующей профилю, по меньшей мере, одной лопатки, а, по меньшей мере, одну вторую траекторию выполняют, в основном, вытянутой в продольном направлении, при этом геометрию, по меньшей мере, одной первой траектории выполняют таким образом, что она обеспечивает пересечение, по меньшей мере, одной второй траектории с, по меньшей мере, одной первой траекторией.

При охлаждении также предпочтительно создают группы вторых траекторий в, по меньшей мере, одной лопатке, а в группе вторых траекторий обеспечивают сообщение траекторий друг с другом у второго конца второй траектории, который удален от первого конца, сообщающегося с, по меньшей мере, одной первой траекторией.

В одном из предпочтительных вариантов на стадии выхода топливо пропускают из второй стороны ротора от первой траектории к месту выпуска, находящемуся внутри по радиусу от первой траектории.

В другом предпочтительном варианте на стадии выхода топливо пропускают из второй стороны ротора от первой траектории к месту выпуска, находящемуся внутри по радиусу от первой траектории.

Топливо предпочтительно впрыскивать в камеру сгорания через центробежный инжектор, связанный с частью вала указанной вращающейся части.

В другом варианте топливо впрыскивают в камеру сгорания через центробежный инжектор, связанный с полостью, прилегающей к ротору, и от ротора подают в полость топливо, нагретое в результате охлаждения.

Предложен также второй вариант способа охлаждения газотурбинного двигателя, в котором пропускают текучую среду вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории от первой стороны ротора газотурбинного двигателя ко второй стороне ротора, создают термосифонный поток текучей среды на, по меньшей мере, одной второй траектории, причем, по меньшей мере, одну вторую траекторию выполняют сообщающейся с, по меньшей мере, одной первой траекторией, при этом, по меньшей мере, одну вторую траекторию выполняют находящейся в тепловой взаимосвязи с, по меньшей мере, одной лопаткой, связанной с ротором или его частью, при этом, по меньшей мере, одну первую траекторию выполняют с возможностью прохождения вдоль нее текучей среды без прохождения вдоль, по меньшей мере, одной второй траектории, а по меньшей мере одну вторую траекторию выполняют содержащей группу вторых траекторий в, по меньшей мере, одной лопатке, а в группе вторых траекторий обеспечивают сообщение траектории друг с другом вблизи второго конца вторых траекторий, который находится вблизи вершины, по меньшей мере, одной лопатки, и удален от первого конца, сообщающегося с, по меньшей мере, одной первой траекторией.

Третий вариант способа охлаждения газотурбинного двигателя заключается в том, что пропускают текучую среду вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории от первой стороны ротора газотурбинного двигателя ко второй стороне ротора, которая содержит группу первых траекторий, создают термосифонный поток текучей среды на, по меньшей мере, одной второй траектории, сообщающейся с, по меньшей мере, одной первой траекторией и находящейся в тепловой взаимосвязи с, по меньшей мере, одной лопаткой, связанной с указанным ротором или его частью, при этом указанную, по меньшей мере, одну первую траекторию выполняют с возможностью прохождения вдоль нее текучей среды без прохождения вдоль, по меньшей мере, одной второй траектории, причем, по меньшей мере, одну из группы первых траекторий выполняют не сообщающейся с, по меньшей мере, одной второй траекторией, причем при пропускании текучей среды вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории от первой стороны ротора газотурбинного двигателя ко второй стороне ротора перемещают меньшую часть топлива вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории, не сообщающейся с, по меньшей мере, одной второй траекторией.

Кроме того, предложен способ управления работой газотурбинного двигателя, в котором вращают ротор газотурбинного двигателя, затем, по меньшей мере, часть топлива подают в первую полость на первой стороне ротора газотурбинного двигателя, причем указанную первую полость вращают вместе с ротором, затем топливо, поданное в первую полость, направляют во вращение вместе с первой полостью, причем вращением топлива создают центробежное ускорение, воздействующее на топливо в первой полости, затем направляют топливо на первую траекторию через первое отверстие на первой стороне ротора, подают топливо с первой траектории на вторую траекторию, проходящую в лопатке, связанной с ротором или его частью, причем направление топлива на первую траекторию и с первой траектории на вторую траекторию зависит от центробежного ускорения, причем поверхности вершины лопатки и боковые поверхности являются закрытыми поверхностями, передают тепло от лопатки к указанной текучей среде или на первой траектории, или на второй траектории с получением на них относительно нагретой текучей среды, затем посредством термосифонного процесса направляют относительно нагретую текучую среду с второй траектории на первую траекторию, причем относительно нагретую текучую среду замещают относительно менее нагретой текучей средой, затем относительно нагретую текучую среду направляют с первой траектории через второе отверстие во второй стороне ротора во вторую полость на второй стороне ротора, затем относительно нагретую текучую среду направляют из второй полости к вращающемуся отверстию, связанному с камерой сгорания газотурбинного двигателя, и впрыскивают нагретую текучую среду через указанное отверстие в камеру сгорания.

Предпочтительно топливо от первого отверстия подают на вход первого центробежного жидкостного затвора, затем топливо подают с выхода первого центробежного жидкостного затвора в первую полость, причем первый центробежный жидкостной затвор выполнен с возможностью вращения вместе с ротором и обеспечения отделения давления на входе от давления на выходе.

Первая и вторая траектории могут быть выполнены с возможностью поддержания относительно нагретого топлива в надкритическом состоянии.

Также предпочтительно нагретое топливо впрыскивать через второй центробежный жидкостной затвор, а отделение давления нагретого топлива от давления в камере сгорания обеспечивают посредством второго центробежного жидкостного затвора.

В одном из частных вариантов в камеру сгорания дополнительно подают вторую часть топлива по отдельной траектории.

При недостаточной прогретости газотурбинного двигателя можно дополнительно регулировать первую часть топлива так, чтобы обеспечить перекрытие потока первой части топлива и вызывать испарение топлива на первой траектории.

Вторую часть топлива предпочтительно выбирать так, чтобы ее было достаточно для поддержания работы газотурбинного двигателя, по меньшей мере, в режиме холостого хода, а первую часть топлива выбирают так, чтобы обеспечить подачу остальной части топлива в газотурбинный двигатель.

Предложен также газотурбинный двигатель, содержащий ротор, имеющий на первой стороне первую полость, выполненную с возможностью поступления в нее топлива, а на второй стороне вторую полость, по меньшей мере, один канал, сообщающийся как с указанной первой полостью, так и с указанной второй полостью, и, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие, сообщающееся со второй полостью, при этом первая полость сформирована между первой стороной ротора и первой граничной поверхностью, а вторая полость сформирована между второй стороной ротора и второй граничной поверхностью, при этом первая и вторая граничные поверхности выполнены с возможностью вращения вместе с ротором, причем, по меньшей мере, один канал проходит в, по меньшей мере, одну связанную с ротором или его частью лопатку, с обеспечением передачи тепла от, по меньшей мере, одной лопатки в, по меньшей мере, один канал, причем, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие выполнено в возможностью вращения вместе с ротором, первое выпускное отверстие выполнено с возможностью впрыскивания топлива непосредственно в камеру сгорания, и подачи топлива, выходящего из первого выпускного отверстия, к первому выпускному отверстию из второй полости.

В частном варианте двигатель дополнительно содержит первый центробежный жидкостной затвор, связанный с первой полостью, причем центробежный жидкостной затвор выполнен с возможностью поступления в него топлива из источника топлива, а первая полость выполнена с возможностью поступления в нее топлива из первого центробежного жидкостного затвора.

В другом частном варианте двигатель может дополнительно содержать, по меньшей мере, одно относительно неподвижное отверстие, находящееся вблизи входа первого центробежного жидкостного затвора, но отдельно от него, выполненное с возможностью выпускания из него топлива от источника топлива, и захвата топлива входом первого центробежного жидкостного затвора, при вращении первого центробежного жидкостного затвора в процессе работы газотурбинного двигателя.

Первая граничная поверхность может быть уплотнена относительно указанного ротора вдоль первой периферии, охватывающей все отверстия, по меньшей мере, одного первого канала на первой стороне ротора, а вторая граничная поверхность может быть уплотнена относительно ротора вдоль второй периферии, охватывающей все отверстия, по меньшей мере, одного первого канала на второй стороне ротора.

По меньшей мере, один канал может содержать, по меньшей мере, один первый канал, проходящий между первой и второй полостями, и, по меньшей мере, один второй канал, проходящий от первого канала в, по меньшей мере, одну лопатку, соединенную с ротором или его частью.

Предпочтительно геометрия, по меньшей мере, одного первого канала выполнена, по меньшей мере, частично соответствующей профилю, по меньшей мере, одной лопатки, по меньшей мере, один второй канал вытянут в продольном направлении, а, по меньшей мере, один второй канал пересекается с, по меньшей мере, одним первым каналом.

По меньшей мере, один второй канал может содержать группу вторых каналов в, по меньшей мере, одной лопатке, а, по меньшей мере, одна лопатка может содержать третий канал, сообщающийся с группой вторых каналов у их вторых краев, причем первые края группы вторых каналов могут быть связаны с, по меньшей мере, одним первым каналом.

Третий канал предпочтительно проходит вблизи вершины, по меньшей мере, одной лопатки.

По меньшей мере, одно первое выпускное отверстие может быть связано со связанным с ротором валом или его частью.

По меньшей мере, одно первое выпускное отверстие предпочтительно связано с частью граничной поверхности.

В другом предпочтительном варианте, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие связано со вторым центробежным жидкостным затвором или его частью.

Кроме того, предложен ротор газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, одну лопатку, связанную с указанным ротором или его частью, по меньшей мере, одно первое отверстие на первой стороне ротора, по меньшей мере, одно второе отверстие на второй стороне ротора, противоположной первой стороне, по меньшей мере, один первый канал, проходящий в указанном роторе и соединяющий, по меньшей мере, одно первое отверстие и, по меньшей мере, одно второе отверстие, и, по меньшей мере, один второй канал, причем, по меньшей мере, один второй канал проходит в, по меньшей мере, одной лопатке, причем один край, по меньшей мере, одного второго канала сообщается с, по меньшей мере, одним первым каналом, а другой край, по меньшей мере, одного второго канала расположен в, по меньшей мере, одной лопатке, по меньшей мере, один первый канал выполнен с возможностью прохождения текучей среды между, по меньшей мере, одним первым отверстием и, по меньшей мере, одним вторым отверстием без прохождения в, по меньшей мере, один второй канал, причем, по меньшей мере, один второй канал выполнен с возможностью передачи тепла от, по меньшей мере, одной лопатки к текучей среде в, по меньшей мере, одном втором канале, а, по меньшей мере, один второй канал выполнен с возможностью обеспечения в нем термосифонного потока текучей среды при работе указанного ротора, причем, по меньшей мере, один второй канал включает группу вторых каналов в, по меньшей мере, одной лопатке, по меньшей мере, одна лопатка содержит полость, сообщающуюся с группой вторых каналов у их вторых краев, причем первые края группы вторых каналов связаны с, по меньшей мере, одним первым каналом, причем вторые края в, по меньшей мере, одной лопатке удалены от первых краев.

Предпочтительно указанная полость расположена вблизи вершины, указанной, по меньшей мере, одной лопатки.

Краткое описание чертежей

На сопровождающих чертежах:

на фиг.1 представлено поперечное сечение газотурбинного двигателя, включающее устройство охлаждения ротора турбины и связанных с ним лопаток;

на фиг.2 представлены в изометрии часть облопаченного ротора и фрагмент его сечения;

на фиг.3 представлена диаграмма связи давления топлива с местоположением по радиусу в облопаченном роторе газотурбинного двигателя с фиг.1;

на фиг.4 представлена диаграмма плотности и состояния топлива в функции от температуры и давления;

на фиг.5 представлены поперечное сечение части облопаченного ротора и соответствующий термосифонный процесс в нем; и

на фиг.6 представлено поперечное сечение газотурбинного двигателя, включающее другой вариант выполнения устройства охлаждения ротора турбины и связанных с ним лопаток.

Осуществление изобретения

В соответствии с фиг.1 в газотурбинном двигателе 10 топливо 12 и воздух 14 сжигают в камере 16 сгорания, чтобы получить относительно горячие, находящиеся под относительно высоким давлением выходные газы 18.1, которые направляют через турбину 20, содержащую облопаченный ротор 22, например ротор 24 с группой лопаток 26 по своей периферии. В рабочем состоянии турбина 20 соединена с узлом 28 вала, например, болтом 30, проходящим через соответствующий фланец 32, а узел 28 вала закреплен в корпусе 34 газотурбинного двигателя 10 с помощью одного или более подшипников 35, обеспечивающих вращение узла 28 вала и турбины 20 относительно корпуса. Воздействие выходных газов 18.1 на лопатки 26 приводит во вращение турбину 20 и узел 28 вала, который, например, в рабочем состоянии соединен с компрессором (не показан), нагнетающим воздух 14 в камеру 16 сгорания. Выходные газы 18.2, поступающие из турбины 29, имеют относительно более низкое давление, чем выходные газы 18.1 выше турбины по газовому потоку, так как совершили в турбине 20 некоторую работу.

В некоторых случаях, например при работе турбореактивного двигателя, приводящего в движение высокоскоростной летательных аппарат, движущийся со скоростью, составляющей несколько чисел Маха, воздух 14, подаваемый в газотурбинный двигатель 10, имеет относительно высокую температуру, что увеличивает температуру выходных газов 18.1, причем эти газы, с другой стороны, имеют недостаточно низкую температуру, чтобы в достаточной мере охлаждать турбину 20, так что температура соответствующих лопаток 26 может стать избыточной. В этих условиях топливо 12 остается, в основном, достаточно холодным, обладая достаточной охлаждающей способностью для охлаждения газотурбинного двигателя 10 и, в частности, его турбины 20, которая в противном случае могла бы выйти из строя из-за тепловых нагрузок. Поэтому газотурбинный двигатель 10 охлаждают, направляя топливо 12 от источника 36 топлива через ротор 24 и лопатки 26 турбины 20, чтобы охладить ротор 24 и лопатки 26 турбины 20, и затем это топливо 12, нагретое в процессе охлаждения турбины, сжигают в камере 16 сгорания.

Например, топливо 12 от источника 36 топлива, содержащего топливный бак и связанный с ним топливный насос, подают через первый регулирующий клапан 37 к отверстию 38, которое неподвижно относительно корпуса 34 газотурбинного двигателя 10. Топливо 12 поступает из отверстия 38 на вход первого центробежного жидкостного затвора 42, в процессе работы связанного с ротором 24 так, чтобы вращаться вместе с ним. Выход 44 первого центробежного жидкостного затвора сообщается с первой частью 46.1 первой полости 46, ограниченной частью первой стороны 48 ротора 24 и первой граничной поверхностью задней крышки 50, частью которой является первый центробежный жидкостной затвор 42.

Первый центробежный жидкостной затвор 42 содержит канал 52, создающий связь между входом 40 и выходом 44, причем канал 52 в соответствии с решениями, приведенными в Патентах US 4, 870, 825 и 6, 269, 647 и в Заявке US 10/249, 967, которые включены в данный материал в качестве ссылок, выполнен так, что при вращении первого центробежного жидкостного затвора 42 центробежное ускорение в любой точке в канале 52 больше, чем центробежное ускорение в любой точке или на входе 40, или на выходе 44. Соответственно, когда вращающийся канал 52 заполнен средой с относительно высокой плотностью, такой как жидкое топливо 12.1, радиальные уровни на входе 40 и выходе 44 будут равны, если между ними нет перепада давления, и будут наоборот не равны на величину, зависящую от величины перепада давления и скорости вращения. При подаче на вход 40 канала 52, связанного на выходе 44 с областью относительно высокого давления, жидкого топлива 12.1 с относительно низким давлением канал 52 может предотвратить обратный поток через него. Соответственно первый центробежный жидкостной затвор 42 служит для отделения давления в первой полости 46, которое может быть относительно высоким, от давления на входе 40 канала 52, которое относительно низко, обеспечивая подачу топлива 12 на вход 40 первого центробежного жидкостного затвора 42 через кольцевую перемычку 54 между вращающимся входом 40 и относительно неподвижным отверстием 38. При этом жидкое топливо 12.1, распыленное из относительно неподвижного отверстия 38, оказывается захваченным внутренней воронкой 56, связанной с входом 40 первого центробежного жидкостного затвора 42, в результате центробежного ускорения, воздействующего на жидкость 12.1 и направляющего ее через воронку 56, придавая ей в воронке вращательное движение.

Задняя крышка 50 содержит промежуточный выступ 58 и наружный выступ 60, контактирующие соответственно с первым 62.1 и вторым 62.2 фланцами, выполненными на первой стороне ротора 24. Наружный выступ 60 герметизирован относительно второго фланца 62.2, так что предотвращается утечка топлива 12 через соединение между ними. Промежуточный выступ 58 содержит, по меньшей мере, один канал 64, связывающий первую 46.1 и вторую 46.2 части первой полости 46. Вторая часть 46.2 первой полости 46 сообщается с группой первых каналов 66, проходящих через ротор 24. Как показано также на фиг.2, каждый первый канал 66 имеет первое отверстие 68 на первой стороне 48 ротора 24 и второе отверстие 70 на второй стороне 72 ротора 24, причем первая 48 и вторая 72 стороны противоположны друг другу.

Первые каналы 66 сообщаются с второй частью 74.2 второй полости 74, ограниченной частью второй стороны 72 ротора 24 и второй граничной поверхностью передней крышки 50, причем передняя крышка 50 содержит промежуточный выступ 78 и наружный выступ 80, контактирующие соответственно с первым 82.1 и вторым 82.2 фланцами, выполненными на второй стороне 72 ротора 24. Наружный выступ 80 герметизирован относительно второго фланца 82,2, так что предотвращается утечка топлива 12 через соединение между ними. Промежуточный выступ 78 содержит, по меньшей мере, один канал 84, связывающий вторую часть 74,2 второй полости 74 и ее первую часть 74.1. Первая часть 74.1 второй полости 74 сообщается с внутренним пространством 86 вала 88 узла 28 вала через канал 90, проходящий через вал 88, и внутреннее пространство 86 вала 88 сообщается с первым выходным отверстием 92 через, по меньшей мере, один другой канал 94, проходящий через вал 88. Первое выходное отверстие 92 сообщается с камерой 16 сгорания, обеспечивая тем самым выброс топлива 12 непосредственно из вращающегося вала 88 в камеру 16 сгорания. Первое выходное отверстие 92 является, например, частью второго центробежного жидкостного затвора 96, обеспечивающего отделение относительно высокого давления в камере 16 сгорания от относительно более низкого давления во внутреннем пространстве вала 88 и первой части 74.1 второй полости 74, причем основные принципы конструкции и работы второго центробежного жидкостного затвора такие же, как для первого центробежного жидкостного затвора 42, описанного выше.

Из рассмотрения фиг.2 и 5 можно видеть, что первый канал 66 и соответствующие первое 68 и второе 70 отверстия имеют, в основном, постоянные размеры и форму и распределены равномерно, что обеспечивает механическую балансировку ротора 24. В осевом направлении геометрия 98 первого канала 66 по меньшей мере частично соответствует профилю связанной с ним лопатки 26. Например, в варианте выполнения, представленном на фиг.2, первый канал 66 имеет в осевом направлении треугольную геометрию 98.1, по меньшей мере частично соответствующую внутренней камере в лопатке 26. Первый набор 66.1 первых каналов 66 проходит через ротор 24 в соответствующих местоположениях по окружности, которые, в основном, находятся между соответствующими положениями по окружности соответствующих лопаток 26, и второй набор 66.2 первых каналов 66 проходит через ротор 24 в соответствующих местоположениях по окружности, которые, в основном, совпадают с соответствующими положениями по окружности соответствующих лопаток 26, и тем самым первый 66.1 и второй 66.2 наборы первых каналов 66 чередуются друг с другом. Каждая из лопаток 26 содержит группу вторых каналов 100, проходящих в лопатке, в основном, радиально, причем каждый из каналов у первого своего края 102 пересекается с соответствующим первым каналом 66 из второго набора 66.2, совпадающего с вторыми каналами. Например, второй канал 100, в основном, вытянут вдоль своей длины. Как показано на фиг.2, диаметр вторых каналов 100 в конкретной лопатке 26 может быть согласован с соответствующей толщиной части лопатки, к которой он прилегает, так чтобы обеспечить достаточную теплопередачу между наружной поверхностью 104 лопатки 26 и поверхностью 106 соответствующего второго канала 100, сохранив при этом достаточную прочность лопатки. Удаленные вторые края 108 вторых каналов 100 переходят в третью полость 110, прилегающую к вершине 112 лопатки 26, причем третья полость 110 обеспечивает связь по газовому потоку вторых каналов 100 в соответствующей лопатке 26. Например, третья полость 110 сформирована торцевой крышкой 114, отстоящей от вторых краев 108 вторых каналов 100 и скрепленной по своей периферии с торцевой частью 116 лопатки 26. Что касается топлива 12, проходящего в лопатках 26, то по отношению камеры 16 сгорания лопатки 26 закрыты, так что все топливо 12 поступает в камеру 16 сгорания в местах, находящихся вовнутрь по радиусу относительно лопаток 26.

Соответственно газотурбинный двигатель 10 содержит выполненную с возможностью вращения часть 118, поворотную относительно корпуса 34 газотурбинного двигателя 10, причем выполненная с возможностью вращения часть 118 содержит турбину 20/облопаченный ротор 22, содержащий ротор 24 и лопатки 26, заднюю крышку 50 и связанный с ней первый центробежный жидкостной затвор 42, переднюю крышку 76, и узел 28 вала/вал 88, и связанное с ним первое выходное отверстие 92/второй центробежный жидкостной затвор 96, причем все они вращаются синхронно с вращающейся системой координат. После выброса из относительно неподвижного отверстия 38 топливо 12 удерживается в выполненной с возможностью вращения части 118 до тех пор, пока не будет выведено непосредственно в камеру 16 сгорания через первое выходное отверстие 92 в выполненной с возможностью вращения части 118 во вращающейся системе координат. Соответственно, так как все элементы выполненной с возможностью вращения части 118 вращаются синхронно с вращающейся системой координат, эти элементы могут быть легко герметизированы друг относительно друга при необходимости удержания внутри них топлива 12, например, у сопряжений наружных выступов 60, 80 первой 50 и второй 76 граничных поверхностей с вторыми фланцами 62.2, 82.2 ротора 24, что было бы в противном случае проблематично, если потребовалось бы обеспечить герметизацию в сопряжениях движущихся друг относительно друга элементов.

В процессе работы газотурбинного двигателя 10 жидкое топливо 12.1, подаваемое от источника 36 топлива и регулируемое регулировочным клапаном 37, выбрасывается из относительно неподвижного отверстия 38 во внутреннюю воронку 56 входа 40 первого центробежного жидкостного затвора 42. Отведенное жидкое топливо 12.1 под воздействием на него центробежного ускорения захватывается внутренней воронкой 56 и начинает вращаться вместе с выполненной с возможностью вращения частью 118 под воздействием внутренней воронки 56 или находящегося в ней жидкого топлива 12.1. Жидкое топливо 12.1, поступающее на вход 40 первого центробежного жидкостного затвора 42, за счет воздействия на него центробежных сил прокачивается через соответствующий канал 52 центробежного жидкостного затвора 42, и это воздействие центробежных сил также отделяет относительно низкое давление у входа 40 центробежного жидкостного затвора 42 от относительно высокого давления у его выхода 44. Покидая выход 44 центробежного жидкостного затвора 42, топливо 12 ускоряется по радиусу наружу, за счет чего жидкое топливо 12.1, которое относительно более плотное в сравнении с соответствующими парами топлива, стремится пройти внутрь задней крышки 50.

В процессе нормальной работы газотурбинного двигателя 10 наиболее нагретой частью турбины 20/облопаченного ротора 22 являются лопатки 26, на которые непосредственно воздействуют относительно горячие выходные газы 18.1, поступающие из камеры 16 сгорания. Тепло от лопаток 26 передается ротору 24 и соответствующим первой 50 и второй 76 граничным поверхностям, через которые нагревается топливо 12, находящееся в соответствующих первой 46 и второй 74 полостях, прилегающих к первой 48 и второй 72 сторонам ротора 24. Соответственно температура ротора 24 и прилегающей крышки 50 возрастает с уменьшением расстояния от лопаток 26, так что топливо 12 в первой полости 46 по мере перемещения в направлении наружу по радиусу нагревается. Более того, как следует из фиг.3, центробежное ускорение, воздействующее на топливо 12, возрастает по мере возрастания расстояния по радиусу в первой полости 46, что приводит к соответствующему изменению его давления. Топливо 12 в первой 46 или второй 74 полостях приводится во вращение силами вязкости, возникающими в результате относительного движения ротора 24 и задней крышки 50 и действующими на жидкость или пары, находящиеся в первой 46 или второй 74 полостях, в то время как топливо 12, находящееся в первом 66 или втором 100 каналах, приводится во вращение под действием ротора 24 и лопаток 26. Соответственно, как показано на фиг.3, в первой области вращения под действием вязкости давление топлива возрастает с радиальным расстоянием в меньшей степени, чем во второй области вынужденного вращения, так как относительное перемещение слоев в потоке может происходить в первой области, но невозможно во второй. Как видно на фиг.4, по мере нагрева топлива 12 в первой части 46.1 первой полости 46 топливо 12 превращается из насыщенной жидкости в насыщенный пар, что показано местоположением точек, обозначенных "А", а также отражено на фиг.1. По мере движения топлива 12 от первой 46.1 к второй части 46.2 первой полости 46 топливо 12 становится перегретым и может находиться в смеси состояний, как показано точками, обозначенными "В" и "С", на фиг.1 и 4.

При поступлении топлива 12 через первое отверстие 68 в первый канал 66 оно нагревается еще больше, и давление его возрастает. Топливо 12 в первом наборе 66.1 первых каналов 66 проходит насквозь, выходит из вторых отверстий 70 каналов и затем поступает во вторую часть 74.2 второй полости 74, при этом охлаждая обод 120 ротора 24 в областях между лопатками 26. Как видно на фиг.5, воздействие центробежного ускорения вызывает перемещение относительно плотного топлива 12 во втором наборе 66.2 первых каналов 66 во вторые каналы 100, пересекающиеся с первыми, причем при этом перемещении топливо 12 становится относительно более нагретым и менее плотным, что создает термосифонный процесс, побуждаемый воздействием центробежного ускорения и уменьшением плотности по мере того, как топливо 12 нагревается в результате теплопередачи от лопаток 26, охлаждающей эти лопатки. Термосифонный поток 122 во вторых каналах 100 и между первыми 66 и вторыми 100 каналами вызывает непрерывный обмен относительно более холодного топлива 12.2 на относительно более горячее топливо 12.3, что также показано точками "D", "Е" и "F" на фиг.4 и 5. Относительно более горячее топливо 12.3 в конце концов выходит через вторые отверстия 70 второго набора 66.2 первых каналов 66 во вторую часть 74.2 второй полости. Во втором наборе 66.2 первых каналов 66 создается поток топлива 12 как напрямую через канал от первого отверстия 68 к второму отверстию 70 вдоль первой траектории 124 потока, что обеспечивает охлаждение ротора 24 у основания соответствующих лопаток 26, так и в обходном направлении после первого прохождения вдоль второй траектории 126 потока, включающей один или более вторые каналы 100, в которых устанавливается термосифонный процесс, обеспечивающий охлаждение соответствующих лопаток 26 турбины 20.

Относительно менее плотное нагретое топливо 12.3 во второй части 74.1 второй полости 74 проходит через отверстие 84 в первую часть 74.1 второй полости 74 после замещения его относительно более плотным и менее нагретым топливом 12 из первых каналов 66. По мере прохождения топлива вовнутрь по радиусу во второй полости 74 его давление уменьшается, и топливо 12 охлаждается за счет теплообмена с относительно более холодным окружением, переходя из состояния перегретого пара в состояние насыщенного пара, а затем насыщенной жидкости, что показано местоположением точек, обозначенных через "G" на фиг.4, и соответствующих точек с тем же обозначением на фиг.1. Топливо 12 затем проходит через канал 90 в вале 88, через внутреннее пространство 86 вала 88,через второй канал в вале 88 и попадает в камеру 16 сгорания через первое выходное отверстие 92, являющееся частью второго центробежного жидкостного затвора 96. Вышеописанные устройство и способ охлаждения турбины 20, в которых топливо 12 доставляется по первому контуру 128 распределения топлива от источника 36 топлива через первый регулирующий клапан 37 к ротору 24 и лопаткам 26, преимущественно используют, когда турбина 20 работает при температуре, достаточной для испарения топлива 12, чтобы снизить влияние на механическую балансировку турбины 20. В соответствии с вторым аспектом изобретения предпочтительно использовать второй контур 130 распределения топлива, обеспечивающий впрыскивание топлива непосредственно в камеру 16 сгорания без использования потока через ротор 24 и лопатки 26. Как показано на фиг.1, поступление жидкого топлива 12.1 от источника 36 топлива регулируют с помощью второго регулирующего клапана 132 и подают к второму выходному отверстию 134, являющемуся, например, частью третьего центробежного жидкостного затвора 136, например, в процессе работы соединенного с валом 88, причем топливо 12 подают от второго регулирующего клапана 132 через отдельный канал 138, проходящий внутри вала 88. Например, первый 37 и второй 130 регулирующие клапаны можно было бы настроить так, чтобы в режиме запуска и прогрева все топливо 12 в газотурбинном двигателе 10 подавать по второму контуру 130 распределения топлива. После прогрева газотурбинного двигателя 10 по одному из вариантов выполнения изобретения по второму контуру 130 распределения топлива подают количество топлива 12, достаточное для поддержания работы в режиме холостого хода, а остальное топливо 112 подают через первый регулирующий клапан и первый контур 128 распределения топлива, обеспечивая выполнение оперативных требований. В другом варианте выполнения после прогрева газотурбинного двигателя 10 все топливо 12 можно было бы подавать через первый контур 128 распределения топлива. В еще одном варианте выполнения изобретения используют некоторые другие возможные соотношения топлива 12 между первым 128 и вторым 130 контурами распределения топлива.

Как показано на фиг.6, в соответствии с другим вариантом выполнения изобретения первое выходное отверстие 92 и соответствующий второй центробежный жидкостной затвор 96 объединены в передней крышке 76, так что обеспечивают впрыскивание из них топлива 12 непосредственно в камеру 16 сгорания без использования вала 88 в качестве соответствующей траектории потока.

Кроме охлаждения лопаток 26 и ротора 24 турбины 20 первый контур 128 распределения топлива также обеспечивает регенеративное использование тепла выходных газов 18.1, что улучшает рабочие параметры, в частности, при стационарном использовании двигателя.

Хотя в приведенном подробном описании с иллюстрацией прилагаемыми чертежами детально описаны конкретные варианты выполнения, специалистам в данной области ясно, что могут быть предложены различные модификации и альтернативные решения в свете общих указаний, приведенных в описании. Соответственно подразумевается, что конкретные раскрытые решения являются только иллюстрацией и не определяют рамки изобретения, которые должны быть в полном объеме приведены в прилагаемой формуле изобретения и в любых и во всех ее эквивалентах.

1. Способ охлаждения газотурбинного двигателя (10), включающий следующие операции:
a) подают топливо (12) к вращающейся части (118) газотурбинного двигателя (10), причем вращающаяся часть (118) содержит ротор (24) и, по меньшей мере, одну лопатку (26), функционально связанную с ротором (24) или его частью;
b) охлаждают ротор (24) и/или, по меньшей мере, одну лопатку (26) при помощи топлива (12), которое подают к вращающейся части (118), причем, по меньшей мере, одна лопатка (26) с проходящим в ней топливом закрыта относительно камеры (16) сгорания газотурбинного двигателя (10), так что все топливо поступает в камеру сгорания (16) в месте, находящемся радиально внутри относительно, по меньшей мере, одной лопатки (26); и
c) выпускают топливо (12) из вращающейся части (118) непосредственно в камеру сгорания (16) газотурбинного двигателя (10).

2. Способ по п.1, в котором вращающаяся часть (118) содержит центробежный жидкостный затвор (42), к входу (40) которого поступает указанное топливо (12), а выход (44) которого сообщается по текучей среде с ротором (24).

3. Способ по п.1, в котором операция охлаждения включает прохождение топлива (12) вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока между первой (48) и второй (72) сторонами ротора (24).

4. Способ по п.3, в котором операция охлаждения дополнительно включает термосифонный обмен между топливом (12), проходящим, по меньшей мере, по указанной первой траектории (124) потока и, по меньшей мере, по одной второй траектории (126) потока, причем, по меньшей мере, одна вторая траектория (126) потока проходит в, по меньшей мере, одной лопатке (26) с обеспечением передачи тепла от, по меньшей мере, одной лопатки (26) к топливу (12), а термосифонный обмен зависит от воздействия центробежного ускорения, создаваемого вращением вращающейся части (118), и от изменения плотности топлива (12) в зависимости от температуры топлива.

5. Способ по п.4, в котором геометрия (98), по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока, по меньшей мере, частично соответствует профилю, по меньшей мере, одной лопатки (26), а, по меньшей мере, одна вторая траектория (126) потока, в основном, линейна по направлению, при этом геометрия (98), по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока обеспечивает пересечение, по меньшей мере, одной второй траектории (126) потока с, по меньшей мере, одной первой траекторией (124) потока.

6. Способ по п.4, в котором операция охлаждения включает создание группы вторых траекторий (126) потока в, по меньшей мере, одной лопатке (26), и обеспечение сообщения вторых траекторий (126) потока друг с другом у второго конца (108) этих траекторий, который удален от первого конца (102), сообщающегося с, по меньшей мере, одной первой траекторией (124) потока.

7. Способ по п.3, в котором операция выпуска топлива (12) включает прохождение указанного топлива (12) из второй стороны (72) ротора (24) от первой траектории (124) потока к месту выпуска, находящемуся радиально внутри относительно первой траектории (124) потока.

8. Способ по п.4, в котором операция выпуска топлива (12) включает прохождение указанного топлива (12) из второй стороны (72) ротора (24) от первой траектории (124) потока к месту выпуска, находящемуся радиально внутри относительно первой траектории (124) потока.

9. Способ по п.1, в котором топливо (12) выпускают в камеру сгорания (16) через центробежный инжектор, функционально связанный с частью вала (88, 28) указанной вращающейся части (118).

10. Способ по п.1, в котором топливо (12) выпускают в камеру сгорания (16) через центробежный инжектор, функционально связанный с полостью (74), прилегающей к ротору (24), причем топливо (12), нагретое в результате выполнения операции охлаждения, подают от ротора (24) в указанную полость (74).

11. Способ охлаждения газотурбинного двигателя (10), включающий следующие операции:
a) пропускают текучую среду вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока от первой стороны (48) ротора (24) газотурбинного двигателя (10) ко второй стороне (72) ротора (24);
b) создают термосифонный поток (122) текучей среды на, по меньшей мере, одной второй траектории (126) потока, причем, по меньшей мере, одна вторая траектория (126) потока сообщается по текучей среде с, по меньшей мере, одной первой траекторией (124) потока и находится в тепловой взаимосвязи с, по меньшей мере, одной лопаткой (26), функционально связанной с ротором (24) или его частью, а, по меньшей мере, одна первая траектория (124) потока обеспечивает возможность прохождения вдоль нее текучей среды без необходимости прохождения этой текучей среды вдоль, по меньшей мере, одной второй траектории (126) потока, при этом, по меньшей мере, одна вторая траектория (126) потока содержит группу вторых траекторий (126) потока в, по меньшей мере, одной лопатке; и
c) обеспечивают, в группе вторых траекторий (126) потока, сообщение траекторий друг с другом вблизи второго конца (108) вторых траекторий (126) потока, который находится вблизи вершины (112), по меньшей мере, одной лопатки (26) и удален от первого конца (102), сообщающегося с, по меньшей мере, одной первой траекторией (124) потока.

12. Способ охлаждения газотурбинного двигателя (10), включающий следующие операции:
а) пропускают текучую среду вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока от первой стороны (48) ротора (24) газотурбинного двигателя (10) ко второй стороне (72) ротора (24), причем, по меньшей мере, одна первая траектория (124) потока содержит группу первых траекторий (124) потока; и
b) создают термосифонный поток (122) текучей среды на, по меньшей мере, одной второй траектории (126) потока, сообщающейся по текучей среде с, по меньшей мере, одной первой траекторией (124) потока и находящейся в тепловой взаимосвязи с, по меньшей мере, одной лопаткой (26), функционально связанной с ротором (24) или его частью, при этом, по меньшей мере, одна первая траектория (124) потока обеспечивает возможность прохождения вдоль нее текучей среды без необходимости прохождения этой текучей среды вдоль, по меньшей мере, одной второй траектории (126) потока, причем, по меньшей мере, одна из группы первых траекторий (124) потока не сообщается по текучей среде с указанной, по меньшей мере, одной второй траекторией (126) потока, а операция пропускания текучей среды вдоль, по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока от первой стороны (48) ротора (24) газотурбинного двигателя (10) ко второй стороне (72) ротора (24) обеспечивает пропускание части текучей среды, меньшей, чем вся текучая среда, по указанной, по меньшей мере, одной первой траектории (124) потока, не сообщающейся по текучей среде с указанной, по меньшей мере, одной второй траекторией (126) потока.

13. Способ управления работой газотурбинного двигателя (10), включающий следующие операции:
a) вращают ротор (24) газотурбинного двигателя (10);
b) подают, по меньшей мере, первую часть топлива (12) в первую полость (46) на первой стороне (48) ротора (24) газотурбинного двигателя (10), причем указанная первая полость (46) вращается вместе с ротором (24);
c) приводят поданное в первую полость (46) топливо (12) во вращение вместе с первой полостью (46), причем за счет вращения топлива (12) создается центробежное ускорение, воздействующее на топливо (12) в первой полости (46);
d) подают топливо (12) на первую траекторию (124) потока через первое отверстие (68) на первой стороне (48) ротора (24);
e) подают топливо (12) с первой траектории (124) потока на вторую траекторию (126) потока, проходящую в лопатке (26), функционально связанной с ротором (24) или его частью, причем подача топлива (12) на первую траекторию (124) потока и с первой траектории (124) потока на вторую траекторию (126) потока зависит от указанного центробежного ускорения, а поверхности вершины (112) лопатки (26) и боковые поверхности лопатки (26) являются закрытыми поверхностями;
f) передают тепло от лопатки (26) к топливу (12) или на первой траектории (124) потока, или на второй траектории (126) потока с получением на них относительно нагретого топлива (12.3);
g) подают, посредством термосифонного процесса, относительно нагретое топливо (12.3) со второй траектории (126) потока на первую траекторию (124) потока, с замещением относительно нагретого топлива (12.3) относительно менее нагретым топливом (12.2);
h) подают относительно нагретое топливо (12.3) с первой траектории (124) потока через второе отверстие (70) во второй стороне (72) ротора (24) во вторую полость (74) на второй стороне (72) ротора (24);
i) подают относительно нагретое топливо (12.3) из второй полости (74) к вращающемуся отверстию (92), функционально связанному с камерой сгорания (16) газотурбинного двигателя (10); и
j) выпускают относительно нагретое топливо (12.3) через указанное отверстие (92) в камеру сгорания (16).

14. Способ по п.13, в котором операция подачи топлива (12) в первую полость (46) включает выпуск топлива (12) из первого отверстия (38) на вход (40) первого центробежного жидкостного затвора (42) и выпуск топлива (12) с выхода (44) первого центробежного жидкостного затвора (42) в первую полость (46), причем первый центробежный жидкостной затвор (42) выполнен с возможностью вращения вместе с ротором (24) и обеспечения отделения давления на входе (40) от давления на выходе (44).

15. Способ по п.13, в котором первая (124) и вторая (126) траектории потока выполнены так, что относительно нагретое топливо (12.3) находится в надкритическом состоянии.

16. Способ по п.13, в котором операция выпуска относительно нагретого топлива (12.3) включает выпуск относительно нагретого топлива (12.3) через второй центробежный жидкостной затвор (96), который обеспечивает отделение давления относительно нагретого топлива (12.3) от давления в камере сгорания (16).

17. Способ по п.13, в котором подают вторую часть топлива (12) в камеру сгорания (16) по отдельной траектории потока.

18. Способ по п.17, в котором регулируют подачу первой части топлива (12) с обеспечением перекрытия потока первой части топлива (12), когда газотурбинный двигатель (10) прогрет недостаточно для испарения топлива (12) на первой траектории (124) потока.

19. Способ по п.17, в котором вторая часть топлива (12) выбрана таким образом, чтобы быть достаточной для поддержания работы газотурбинного двигателя (10), по меньшей мере, в режиме холостого хода, а первая часть топлива (12) выбрана таким образом, чтобы обеспечить подачу остальной части топлива (12) в газотурбинный двигатель (10).

20. Газотурбинный двигатель (10), содержащий:
a) ротор (24);
b) первую полость (46) на первой стороне (48) ротора (24), причем первая полость (46) выполнена с возможностью поступления в нее топлива (12) от источника (36) топлива и сформирована между первой стороной (48) ротора (24) и первой граничной поверхностью (50);
c) вторую полость (74) на второй стороне (72) ротора (24), при этом вторая полость (74) сформирована между второй стороной (72) ротора (24) и второй граничной поверхностью (76), причем первая (50) и вторая (76) граничные поверхности выполнены с возможностью вращения вместе с ротором (24);
d) по меньшей мере, один канал (66, 100), сообщающийся по текучей среде с первой полостью (46) и со второй полостью (76), причем указанный, по меньшей мере, один канал (100) проходит в, по меньшей мере, одну функционально связанную с ротором (24) или его частью лопатку (26), с обеспечением передачи тепла от, по меньшей мере, одной лопатки (26) в, по меньшей мере, один канал (100); и
e) по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие (92), сообщающееся по текучей среде со второй полостью (74), причем, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие (92) выполнено с возможностью вращения вместе с ротором (24) и с возможностью выпуска топлива (12) непосредственно в камеру сгорания (16), при этом, по меньшей мере, одна лопатка (26) с проходящим в ней топливом закрыта относительно камеры (16) сгорания газотурбинного двигателя (10), так что все топливо поступает в камеру сгорания (16) в месте, находящемся радиально внутри относительно, по меньшей мере, одной лопатки (26), причем топливо (12), выходящее из первого выпускного отверстия (92), подается к первому выпускному отверстию (92) из второй полости (74).

21. Газотурбинный двигатель по п.20, дополнительно содержащий первый центробежный жидкостный затвор (42), функционально связанный с первой полостью (46) и выполненный с возможностью поступления в него топлива (12) из источника (36) топлива, при этом первая полость (46) выполнена с возможностью поступления в нее топлива (12) из первого центробежного жидкостного затвора (42).

22. Газотурбинный двигатель по п.21, снабженный, по меньшей мере, одним относительно неподвижным отверстием (38), находящимся вблизи входа (40) первого центробежного жидкостного затвора (42), но отдельно от него, причем топливо (12) от источника (36) топлива выпускается из указанного, по меньшей мере, одного относительно неподвижного отверстия (38) и захватывается входом (40) первого центробежного жидкостного затвора (42) при вращении первого центробежного жидкостного затвора (42) в процессе работы газотурбинного двигателя (10).

23. Газотурбинный двигатель по п.20, в котором первая граничная поверхность (50) уплотнена относительно ротора (24) вдоль первой периферии, охватывающей все отверстия (68), по меньшей мере, одного первого канала (66) на первой стороне (48) ротора (24), а вторая граничная поверхность (76) уплотнена относительно ротора (24) вдоль второй периферии, охватывающей все отверстия (70), по меньшей мере, одного первого канала (66) на второй стороне (72) ротора (24).

24. Газотурбинный двигатель по п.20, в котором, по меньшей мере, один канал (66, 100) содержит, по меньшей мере, один первый канал (66), проходящий между первой (46) и второй (74) полостями, и, по меньшей мере, один второй канал (100), проходящий от первого канала (66) в указанную, по меньшей мере, одну лопатку (26), функционально связанную с ротором (24) или его частью.

25. Газотурбинный двигатель по п.24, в котором геометрия (98), по меньшей мере, одного первого канала (66) по меньшей мере частично соответствует профилю, по меньшей мере, одной лопатки (26), а, по меньшей мере, один второй канал (100), в основном, линеен по направлению и пересекается с, по меньшей мере, одним первым каналом (66).

26. Газотурбинный двигатель по п.25, в котором, по меньшей мере, один второй канал (100) содержит группу вторых каналов (100) в, по меньшей мере, одной лопатке (26), причем указанная, по меньшей мере, одна лопатка (26) содержит третью полость (110), сообщающуюся по текучей среде с группой вторых каналов (100) у их вторых концов (108), причем первые концы (102) группы вторых каналов (100) функционально связаны с, по меньшей мере, одним первым каналом (66).

27. Газотурбинный двигатель по п.26, в котором третья полость (110) расположена вблизи вершины (112), по меньшей мере, одной лопатки (26).

28. Газотурбинный двигатель по п.20, в котором, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие (92) функционально связано с валом (88) или его частью, функционально связанным с ротором (24).

29. Газотурбинный двигатель по п.20, в котором, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие (92) функционально связано со второй граничной поверхностью (76) или ее частью.

30. Газотурбинный двигатель по п.20, в котором, по меньшей мере, одно первое выпускное отверстие (92) функционально связано со вторым центробежным жидкостным затвором (96) или его частью.

31. Облопаченный ротор газотурбинного двигателя (10), содержащий:
a) ротор (24);
b) по меньшей мере, одну лопатку (26), функционально связанную с ротором (24) или его частью;
c) по меньшей мере, одно первое отверстие (68) на первой стороне (48) ротора (24);
d) по меньшей мере, одно второе отверстие (70) на второй стороне (72) ротора (24), противоположной первой стороне (48);
e) по меньшей мере, один первый канал (66), проходящий в роторе (24) и обеспечивающий сообщение по текучей среде между, по меньшей мере, одним первым отверстием (68) и, по меньшей мере, одним вторым отверстием (70); и
f) по меньшей мере, один второй канал (100), проходящий в, по меньшей мере, одной лопатке (26), причем первый конец (102), по меньшей мере, одного второго канала (100) сообщается по текучей среде с, по меньшей мере, одним первым каналом (66), а второй конец (108), по меньшей мере, одного второго канала (100) расположен в, по меньшей мере, одной лопатке (26), при этом, по меньшей мере, один первый канал (66) выполнен с обеспечением возможности прохождения текучей среды между, по меньшей мере, одним первым отверстием (68) и, по меньшей мере, одним вторым отверстием (70) без необходимости прохождения этой текучей среды в, по меньшей мере, одном втором канале (100), а, по меньшей мере, один второй канал (100) выполнен с возможностью передачи тепла от, по меньшей мере, одной лопатки (26) к текучей среде в указанном, по меньшей мере, одном втором канале (100) и с возможностью обеспечения в нем термосифонного потока (122) текучей среды при работе указанного ротора (24), причем, по меньшей мере, один второй канал (100) включает группу вторых каналов (100) в, по меньшей мере, одной лопатке (26), а указанная, по меньшей мере, одна лопатка (26) содержит полость (110), сообщающуюся по текучей среде с группой вторых каналов (100) у их вторых концов (108), при этом первые концы (102) группы вторых каналов (100) функционально связаны с, по меньшей мере, одним первым каналом (66), а указанные вторые концы (108) удалены от указанных первых концов (102) относительно указанной, по меньшей мере, одной лопатки (26).

32. Ротор по п.31, в котором указанная полость (110) находится вблизи вершины (112) указанной, по меньшей мере, одной лопатки (26).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

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 области двигателестроения, преимущественно к системам подачи охлаждающего воздуха к подшипниковым опорам газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

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

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

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

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

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.

Система охлаждения турбины с первой секцией и второй секцией содержит первую линию для отведения первого потока из первой секции, имеющий первую температуру, вторую линию для отведения второго потока из первой секции, имеющий вторую температуру ниже первой температуры; и объединенную линию для направления объединенного потока, содержащего первый поток и второй поток во вторую секцию. Объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру. Способ охлаждения секции турбины с промежуточным давлением с помощью потока утечки из секции турбины с высоким давлением содержит этапы, на которых: направляют поток утечки от секции турбины с высоким давлением. Далее комбинируют поток утечки с потоком промежуточного подогрева из секции турбины с высоким давлением для сформирования комбинированного потока; и направляют комбинированный поток в секцию турбины с промежуточным давлением, причем объединенный поток образуется, когда второй поток превышает заданную температуру. Изобретение направлено на повышение эффективности системы охлаждения турбины. 2 н. и 7 з.п ф-лы, 2 ил.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом, ротор и статор турбины. Сопловой аппарат выполнен с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит корпус турбины, кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора. Корпус турбины выполнен из двух частей: передней и задней, кольцевая вставка установлена между ними. Статор 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. 4 з.п. ф-лы, 15 ил.

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, в том числе корпуса. Средство регулирования радиальных зазоров 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. Системы охлаждения турбины содержат общий клапан. Система охлаждения корпуса содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотнения. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах и более быстрое увеличение мощности без гистерезиса на форсажном режиме. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую 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. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпусов. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпусы. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Система охлаждения турбины содержит регулятор расхода, основной трубопровод, соединенный через основной регулятор расхода с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. Система охлаждения корпусов содержит также регулятор расхода, коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе. Глушитель выхлопа содержит множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Проход для охлаждающего воздуха находится в тепловом контакте с глушителем выхлопа и расположен между его наружной поверхностью и наружной обшивкой. Глушитель выхлопа заполняет кольцевое пространство между выхлопным каналом и наружной обшивкой за исключением прохода. При этом в одном варианте проход содержит отверстие в плоскости торца выхлопного канала, а средство для создания потока охлаждающего воздуха в проходе для отвода тепла выполнено с возможностью всасывания охлаждающего воздуха через указанное отверстие. В другом варианте в плоскости отверстия в выхлопном канале расположено выпускное отверстие, а средство для создания потока охлаждающего воздуха выполнено с возможностью подачи под давлением охлаждающего воздуха в проход и из выпускного отверстия в окружающую среду. При охлаждении глушителя выхлопа устанавливают вокруг выхлопного канала глушитель выхлопа, содержащий множество дефлекторов, сообщающихся с выхлопным каналом. Пропускают охлаждающий воздух через проход для охлаждающего воздуха для отвода тепла от глушителя выхлопа. При этом в первом варианте охлаждающий воздух всасывают в проход из отверстия, смежного с открытым кормовым концом выхлопного канала и выпускают охлаждающий воздух в передний конец выхлопного канала. В другом варианте воздух пропускают из переднего конца прохода в выпускное отверстие в открытом кормовом конце выхлопного канала. Изобретения позволяют повысить эффективность подавления шума газотурбинного двигателя без увеличения массы изолирующего материала. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую 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. Способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение ротора и статора. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода воздуха для охлаждения статора турбины. Расход воздуха для охлаждения ротора турбины дискретно изменяют в зависимости от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги, повышение КПД и надежности двигателя. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму. Диафрагма закреплена болтовым соединением на опоре соплового аппарата своим внешним радиальным ребром. Внутренним радиальным ребром диафрагма соединена болтовым соединением с внешним и внутренним сотовыми фланцами и с задним хвостовиком упругого фланца. Центральная часть диафрагмы между внешним и внутренним ребрами выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, выпуклой в сторону внешнего сотового фланца. Между упругим фланцем и опорой соплового аппарата установлен Г-образный в поперечном сечении фланец, образующий совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость на входе соединена с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой. Величина отношения расстояния между болтовыми соединениями крепления диафрагмы к радиусу цилиндрической внутренней поверхности диафрагмы составляет 3…4. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины высокого давления. 1 ил.
Наверх