Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2498085:

Болотин Николай Борисович (RU)

Газотурбинный двигатель содержит компрессор и турбину, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины. Компрессор имеет несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки. Турбина содержит корпус и, как минимум, одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом. Средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины. Средство регулирования с образованием зазора установлено над соответствующими рабочими лопатками, как минимум, одной ступени. Магистраль с регулятором расхода подает охлаждающий воздух в полость зазора. На корпусах двигателя установлены датчики измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Обеспечивается работа двигателя без предварительного прогрева или значительное сокращение времени прогрева за счет эффективного регулирования радиальных зазоров. 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известен газотрубинный двигатель по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Это изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.

Известен газотрубинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2235908, МПК F04C 18/00, опубл. 10.09.04 г. Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности компрессора за счет использования системы перепуска воздуха для регулирования радиальными зазорами между статором и ротором. Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с клапанами перепуска воздуха, включающем наружный корпус и внутренний корпус с отверстиями перепуска воздуха из последовательно расположенных направляющих аппаратов и фланцы, разделяющие воздушную полость между наружным и внутренним корпусами, при этом средний фланец установлен телескопически относительно внутреннего корпуса и выполнен с зигзагообразной радиальной стенкой, согласно изобретению, зигзагообразная радиальная стенка последовательно отделяет отверстия с клапанами перепуска друг от друга в наружном корпусе, причем h/d=0,5…2; h1/d1=1…2,5; F/Fотв=1,1…2; F1/Fотв1=1,1-2, где h - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и внутренним корпусом; h1 - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и наружным корпусом; d - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе в первом по потоку воздуха направляющем аппарате; d1 - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе во втором по потоку воздуха направляющем аппарате; отв - суммарная площадь отверстий диаметром d; Fотв1 - суммарная площадь отверстий диаметром d1; F - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха первого по потоку направляющего аппарата; F1 - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха второго по потоку направляющего аппарата. Недостаток - конструктивная сложность.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г, прототип. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Недостаток: необходимость прогрева двигателя при взлете самолета.

Задача создания изобретения, совпадающая с техническим результатом обеспечение взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины, тем, что согласно изобретению средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью форы» в корпусе компрессора и/или турбины, с образованием зазора, установленное над соответствующими рабочими лопатками, как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха с регулятором расхода в полость зазора, при этом в состав ГТД введен бортовой компьютер, а на его корпусах установлены датчики измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Кольцевая вставка может быть выполнена пористой. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое покрытие, например графитовое. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели «сотового уплотнения».

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-11), где:

- на фиг.1 представлена схема газотурбинного двигателя,

- на фиг.2 представлена схема регулирования радиальных зазоров в компрессоре ГТД,

- на фиг.3 представлена схема регулирования радиальных зазоров в турбине ГТД,

- на фиг.4 представлена схема образования радиального зазора в турбине на крейсерском режиме,

- на фиг.5 приведена схема образования радиального зазора на крейсерском режиме,

- на фиг.6 представлена схема образования радиального зазора в турбине непосредственно при форсировании двигателя.

- на фиг.7 представлена схема прогрева диска турбины,

- на фиг.8 представлена операция включения охлаждения,

- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с мягким покрытием,

- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с панелями сотового уплотнения,

- на фиг.11 приведена диаграмма изменения радиального зазора во времени.

Конструкция газотурбинного двигателя представленная на чертежах фиг 1-11. Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.

Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере, одну ступень 13, которая в свою очередь, направляющий аппарат 14 и рабочие лопатки 15 и диски 16 компрессора 3.

Турбина 5 также содержит корпус 17, по меньшей мере, одну ступень 18. На фиг.1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 19 и рабочие лопатки 20 и диски 21 турбины 5.

Кроме того, компрессор 3 и/или/ турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (фиг 2 и 3).

Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (фиг.2) содержит кольцевую вставку 23 из материала «с памятью формы», установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15 компрессора 3. Кольцевая вставка 23 имеет перфорацию, т.е. радиальные отверстия 24. Между корпусом 12 и кольцевой вставкой 23 выполнен зазор (полость) 25, к которой присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха 26, содержащая регулятор расхода 27 (фиг.1 и 2).

Средства регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (фиг.3) содержит установленную кольцевую вставку 28, установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20. Кольцевая вставка 28 выполнена из материала «с памятью формы», например, нитинола, содержит перфорацию (радиальные отверстия 29) и установлена в корпусе 17 турбины 3 с зазором 30. К полости зазора 30 подведена магистраль подачи охлаждающего воздуха 31 с регулятором расхода 32 (фиг.1).

В дальнейшем описание работы системы регулирования радиального зазора сделано на примере турбины 3.

При максимально возможной температуре корпуса 17 кольцевой вставке 28 придана максимальная толщина. При охлаждении материала «с памятью формы» он принимает прежнюю форму.

ГТД может содержать бортовой компьютер 33 (фиг.4) и датчики измерения радиальных зазоров 34. К бортовому компьютеру 33 электрическими связями 35 присоединены регуляторы расхода 27 и 32 и датчики измерения радиальных зазоров 34.

На фиг.5…8 приведена схема изменения радиального зазора δ1 при переходе с крейсерского режима на режим форсирования.

Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 28 мягкого покрытия 35 (фиг.8) или панели сотового уплотнения 36 (фиг.10). Применение мягкого покрытия 35 и сотового уплотнения 36 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5 или одновременно в компрессоре 3 и турбине 5. Это сделано для предотвращения касания лопаток компрессора или турбины об кольцевую вставку.

Схема изменения радиального зазора во времени показана на фиг.11.

Работа ГТД осуществляется следующим образом.

При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. На крейсерском режиме радиальный зазор δ1, имеет расчетное значение (фиг.5), а на форсажном режиме радиальные зазоры δ2 в первоначальный момент при отсутствии регулирования резко возрастали. За счет применения вставки кольцевой вставки 28, высота которой мгновенно увеличивается (фиг.6), зазоры уменьшаются компенсируя резкое увеличение диаметра корпуса D2. Это получается за счет того, что высота вставки 23 в компрессоре 3 (или 28 в турбине 5) значительно увеличивается из-за свойств материала «с памятью формы». В последующем в течение нескольких минут диск 21 прогревается и его диаметр d1 увеличивается (фиг.7). Радиальный зазор δ3 может уменьшиться до нулевого или отрицательного значения, что нежелательно. Для компенсации этого явления через 2…5 мин после форсирования ГТД открывают регулятор 32 и увеличивают расход охлаждающий воздух в зазор 30. Радиальный зазор 54 увеличивается (фиг.8). Датчики измерения радиальных зазоров 34 измеряют эти зазоры и передают информацию в бортовой компьютер 33, который подает сигналы на регуляторы расхода 27 и 32 для соответствующего увеличения или уменьшения расхода охлаждающего воздуха.

В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на всех режимах, в том числе и переходных (фиг.11), или поддерживать их величину по определенной программе.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это достигнуто за счет применения в составе ГТД бортового компьютера и установки на его корпусах датчиков измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины, отличающийся тем, что средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины, с образованием зазора, установленное над соответствующими рабочими лопатками, как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха с регулятором расхода в полость зазоров, в состав газотурбинного двигателя введен бортовой компьютер, а на его корпусах установлены датчики измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая вставка выполнена пористой.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое покрытие, например графитовое.

4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели «сотового уплотнения».



 

Похожие патенты:

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. .

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Изобретение относится к осевому компрессору для газовой турбины, содержащему кольцеобразный в сечении тракт течения для сжимаемой среды, причем тракт течения ограничен радиально снаружи наружной стенкой кольцеобразного сечения, корпус, который охватывает наружную стенку с образованием, по меньшей мере, одной промежуточной сборной камеры, по меньшей мере, одно отверстие отбора в наружной стенке для отвода в сборную камеру части протекающей по тракту течения среды и, по меньшей мере, одно отверстие в корпусе для удаления отведенной части среды из корпуса.

Изобретение относится к модулю турбомашины, содержащему устройство для улучшения радиальных зазоров. .

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 и корпуса. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевую вставку, внешний, внутренний и промежуточный корпусы. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Кольцевая вставка выполнена пустотелой и заполнена теплоаккумулирующим материалом. Система охлаждения турбины содержит трубопровод, соединенный через регулятор расхода и внутренний трубопровод с аппаратом закрутки и с отверстиями в переднем дефлекторе и в диске. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине, надежный взлет самолета с такой турбиной. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины. Средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины, с образованием зазора, установленной над соответствующими рабочими лопатками как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха в полость зазора. В магистрали подачи охлаждающего воздуха установлен клапан. Кольцевая вставка выполнена пористой. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое покрытие, например графитовое, или закреплены панели «сотового уплотнения». Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров, повышение тяги на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности двигателя. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины. Средство регулирования радиального зазора выполнено в виде кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины, установленной над соответствующими рабочими лопатками как минимум одной ступени. Средство регулирования выполнено пористым. На внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое покрытие, например графитовое, или могут быть закреплены панели «сотового уплотнения». Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности двигателя. 2 з. п. ф-лы, 7 ил.

Турбомашина работает при повышенной рабочей температуре, со стационарными и вращающимися компонентами (12, 16), между которыми для предотвращения контакта предусмотрен зазор. Зазор в состоянии останова машины принимает первое значение, а в установившемся режиме машины принимает второе значение. Зазор во время переходного процесса от останова до установившегося режима в результате того, что различные компоненты вращаются с различной скоростью и имеют различные коэффициенты расширения, проходит через экстремальное значение на кривой. Предусмотрены компенсирующие средства (20) с нелинейным механизмом компенсации для уменьшения или компенсации экстремального значения зазора во время переходного процесса. Компенсирующие средства оказывают максимальное воздействие там, где зазор принимает экстремальное значение. Достигается увеличение коэффициента полезного действия. 11 з.п. ф-лы, 7 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.
Наверх