Двухконтурный газотурбинный двигатель


 


Владельцы патента RU 2490490:

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

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, турбину низкого давления. Думисная полость компрессора отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением. Магистраль охлаждения рабочих лопаток через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания. Турбина низкого давления выполнена с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. Полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки, объединена с думисной полостью компрессора. На магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент. Магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран. Воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно. Изобретение позволяет уменьшить расход охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы. 1 ил.

 

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой.

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. При этом, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки отделена от думисной полости компрессора лабиринтным уплотнением, (см. патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубл. 20.09.2004 г.).

Недостатком известного решения является пониженный уровень экономичности двигателя, обусловленный тем, что расход охлаждающего воздуха из думисной полости на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя, что приводит к невозможности уменьшения удельного расхода топлива двигателя за счет уменьшения расхода воздуха, идущего на охлаждение.

Техническим результатом изобретения является возможность уменьшения расхода охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен из воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.

Объединение полости, примыкающей к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки с думисной полостью компрессора, позволяет на режимах работы двигателя, при которых осуществляется частичное отключение охлаждающего воздуха, использовать думисный воздух для охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления путем его подсасывания напрямую из думисной полости.

Отделение магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления от магистрали наддува междисковой полости, имеющие источником воздух из думисной полости, дает возможность автономного управления расходом охлаждающего воздуха, идущего на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления.

Наличие на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления регулируемого крана позволяет на режимах работы с частичным отключением охлаждающего воздуха автономно отключать охлаждающий воздух, поступающий на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, при этом наддув междисковой полости, осуществляемый по магистрали наддува междисковой полости остается постоянным, что обеспечивает на всех режимах работы двигателя надежный наддув междисковой полости.

Установка на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления управляющего расходом элемента также позволяет автономно регулировать расход охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления, что значительно повышает экономичность двигателя на режимах с частичным отключением охлаждающего воздуха.

На чертеже показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления 1, у которого думисная полость 2 отделена от проточной части компрессора 3 лабиринтным уплотнением 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 с охлаждаемыми рабочими лопатками 7, магистраль охлаждения 8 которых через аппарат закрутки 9, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11 турбины высокого давления 6 и воздухо-воздушный теплообменник 12 турбины высокого давления 6 соединена с воздушной полостью 13 камеры сгорания 5. У турбины низкого давления 14 магистраль наддува 15 междисковой полости 16, соединена с думисной полостью 2 через ее воздухо-воздушный теплообменник 17, а магистраль охлаждения 18 ее сопловых лопаток 19, соединена с думисной полостью 2 компрессора 1 через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 и регулируемый кран 21, при этом магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 отделена от магистрали наддува 15 междисковой полости 16. Полость 22, примыкающая к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 объединена с думисной полостью 2 компрессора 1. На магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 установлен управляющий расходом элемент 26, выполненный в виде крана.

Устройство работает следующим образом:

Воздух от компрессора 1 поступает с одной стороны в камеру сгорания 5, а с другой стороны, через лабиринтное уплотнение 4 поступает в думисную полость 2.

В свою очередь воздух из думисной полости 2 через магистраль наддува 15 поступает в междисковую полость 16, причем расход его остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.

С другой стороны, воздух из думисной полости 2 через магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 турбины низкого давления 14, регулируемый кран 21 и внутренние полости сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает на охлаждение сопловых лопаток 19.

Регулируемый кран 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 позволяет частично или полностью перекрывать охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, в этом случае воздух из думисной полости 2, идущий на охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает в полость 22, примыкающую к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 и далее через магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.

Также воздух из воздушной полости 13 камеры сгорания 5 через воздухо-воздушный теплообменник 12, управляющий расходный элемент 26, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11, аппарат закрутки 9, магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.

При этом наличие управляющего расходом элемента 26 на магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 позволяет одновременно или автономно от регулируемого крана 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 частично или полностью перекрывать охлаждение рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.

В результате уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления и на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным отключением охлаждения уменьшается удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом.

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, отличающийся тем, что полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления, со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.



 

Похожие патенты:

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

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

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

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 детали газотурбинного двигателя, содержащей основную часть и ребро атаки. .

Изобретение относится к нанесению алюминиевого покрытия на металлическую деталь, а именно на полую деталь, содержащую внутреннюю рубашку, а также к рубашке для циркуляции охлаждающего воздуха, алюминированной полой лопатке газотурбинного двигателя и направляющему сопловому аппарату газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к охлаждению газотурбинного двигателя и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части и полок лопатки турбины высокого давления.

Изобретение относится к области двигателестроения, точнее к осевым турбинам и компрессорам газотурбинных двигателей, а конкретно к способу изготовления биметаллических блисков с охлаждаемыми лопатками, в том числе высокотемпературных газотурбинных двигателей большого ресурса.

Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. .

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждаемым лопаткам турбомашин, применяемым в авиационных двигателях, а также в стационарных газотурбинных установках.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. .

Изобретение относится к роторной лопатке и к роторному диску для газотурбинного двигателя. .

Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой. В каждой части лопатки выполнены полости таким образом, что соседние полости образуют ребра, вершинами которых между собой соединены обе части лопатки в корневой области. Ребра в корневой области лопатки ориентированы преимущественно радиально по отношению к оси вращения. В средней и периферийной областях ребра изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки, соединяясь между собой по контактным площадкам. Выбор геометрических размеров, количества и направления ребер, количества, формы и расположения контактных площадок осуществляется исходя из условий статического и динамического нагружения лопаток и колеса компрессора. Достигается минимизация массы рабочих лопаток и массы колес компрессора. 3 ил.
Наверх