Турбина газотурбинного двигателя



Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2499892:

Болотин Николай Борисович (RU)

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. 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 и корпуса содержат регуляторы расхода. Система охлаждения корпусов содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Средство регулирования радиального зазора содержит датчики измерения радиального зазора и бортовой компьютер, соединенный электрическими связями с регуляторами расхода и датчиками измерения радиального зазора. Система охлаждения турбины содержит 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. Достигается более эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах за счет одновременного воздействия на статор и ротор турбины. 2 з.п. ф-лы, 7 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.

Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. 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.

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

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. 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.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например, турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.

Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.

Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.

Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.

Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 111/04, прототип. Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах,

Недостатки - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является уменьшение радиальных зазоров при форсировании двигателя.

1. Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащей 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, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем при этом кольцевые вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, тем, что согласно изобретению системы охлаждения турбины и корпуса содержат регуляторы расхода, при этом система охлаждения корпусов содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе, а средство регулирования радиального зазора содержит датчики измерения радиального зазора и бортовой компьютер, соединенный электрическими связями с регуляторами расхода и датчиками измерения радиального зазора.

Система охлаждения турбины содержит 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. На внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-7), где:

- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора, первый вариант,

- на фиг.2 приведена схема установки кольцевой вставки,

- на фиг.3 приведена кольцевая вставка с перфорацией,

- на фиг.4 приведено средство регулирования радиального зазора с турбулизаторами,

- на фиг.5 приведено средство регулирования радиального зазора с оребрением,

- на фиг.6 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.7 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений».

Конструкция турбины ГТД представлена на чертежах фиг.1…7. Турбина ГТД содержит вал 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с одной ступенью высокого давления 2. Ступень 2 содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4 с охлаждаемыми рабочими лопатками 5. Рабочие лопатки 5 содержат замковую часть 6 с радиальными отверстиями 7. Рабочее колесо 4 имеет диск 8, с обеих сторон которого установлены передний и задний дефлекторы 9 и 10. В диске 8 выполнены отверстия 11 для подвода к рабочим лопаткам 5 охлаждающего воздуха. В переднем дефлекторе 9 выполнены отверстия 12 перед которыми установлен аппарат закрутки 13, к которому присоединена внутренняя труба 14, соединенная с нижней полость 15 соплового аппарата 3 и далее через нижнее отверстие 16, внутреннюю полость 17 соплового аппарата 3, верхнее отверстие 18 с полостью 19 и далее через втулку 20 - с основным трубопроводом 21 содержащим основной регулятор расхода 22. Дополнительный трубопровод 23 содержит регулятор расхода 24 и, соединен с коллектором 25, отверстиями 25. выполненным во внешнем корпусе 27. Кроме внешнего корпуса 27 турбина ГТД содержит внутренний корпус 28 и установленный между ними промежуточный корпус 29. При этом промежуточный корпус 29 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 30, соединенным с фланцем 31 внешнего корпуса 27. Кроме того, промежуточный корпус 29 имеет переднюю радиальную перегородку 32 и заднюю радиальную перегородку 33. В задней радиальной перегородке 33 выполнены отверстия 34, а между передней радиальной перегородкой 32 и внешним корпусом 2? выполнен кольцевой зазор 35.

К промежуточному корпусу 29 и внешнему корпусу 27 прикреплена кольцевая вставка 36. Кольцевая вставка 36 может быть выполнена разрезной из не менее, чем 3-х деталей 37 (на фиг.1…7 не показано) и закреплена на задней радиальной перегородке 33 в кольцевых пазах 38 и 39 промежуточном корпусе 29 кольцевых пазах 38 и 39 скобами 40 (фиг.1 и 2).

Предложенное средство регулирования радиальных зазоров кроме вышеперечисленных деталей содержит четыре полости переднюю 41, среднюю 42, заднюю 43 и нижнюю 44.

Особенностью предложенной турбина является то, что для интенсификации охлаждения корпусов 27…29 отверстия 26 сообщается с передней полостью 41.

Турбина, точнее система регулирования радиального зазора, содержит датчики измерения радиального зазора 45 и бортовой компьютер 46. Бортовой компьютер 46 соединен электрическими связями 47 с регуляторами расхода 22 и 24 и с датчиками измерения радиального зазора.

Для лучшего охлаждения промежуточного корпуса 29 на нем могут быть выполнены отверстия 48, а на кольцевой вставке 36 - отверстия 49. (фиг.3).

Для более значительной интенсификации охлаждения на промежуточном корпусе 29 могут быть выполнены турбулизаторы 50 (фиг.4). Турбулизаторы 50 могут быть выполнены в виде выступов любой формы.

Для более значительной интенсификации охлаждения промежуточного корпуса 29, который фактически управляет радиальным зазором 8, может быть выполнено оребрение 51. Оребрение 51 может быть выполнено заодно с промежуточным корпусом 29 или закреплено на нем, например заклепками (фиг.5).

На внутренней поверхности кольцевых вставок 36 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 52 (фиг.6) или прикреплены вставки сотового уплотнения 53, например, графит (фиг.7).

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…7).

При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор δ0, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры δ в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. Датчики измерения радиального зазора 45 измеряют эти зазоры и передают информацию по линиям связи 47 в бортовой компьютер 46. Бортовой компьютер 46 подает команды на увеличение или уменьшение расхода охлаждающего воздуха.

Проходящий через регуляторы расхода 22 и 24 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5 и зазор уменьшается. При достижении минимальных значений бортовой компьютер 46 подает команду на прикрытие регуляторов расхода 22 и 24.

В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными на всех режимах.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить более эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах за счет одновременного воздействия на статор и ротор турбины. Это уменьшит время запаздывания изменения зазора (гистерезис) по сравнению с прототипом по меньшей мере в 2 раза.

2. Обеспечить более быстрое увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах.

3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД по причинам указанным ранее. Это необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды за счет уменьшения явления гистерезиса.

5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим по указанным ранее причинам. Это особенно важно для военных самолетов.

1. Турбина газотурбинного двигателя, содержащая 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, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, отличающаяся тем, что системы охлаждения турбины и корпуса содержат регуляторы расхода, при этом система охлаждения корпусов содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе, а средство регулирования радиального зазора содержит датчики измерения радиального зазора и бортовой компьютер, соединенный электрическими связями с регуляторами расхода и датчиками измерения радиального зазора, кроме того, система охлаждения турбины содержит 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.

2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое легкоистираемое покрытие.

3. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор и турбину, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

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. .

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.

Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними. Система регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, а при достижении радиального зазора нулевого значения включают максимально возможный расход для охлаждения турбины независимо от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Турбина высокого давления содержит наружный корпус, распределитель, лопастное колесо, узел, образующий кольцо и размещенный по окружности вращающихся лопастей, устройство для регулирования радиального зазора между законцовками вращающихся лопастей и кольцом, а также кольцевую опору и кольцевой амортизирующий элемент. Распределитель образован рядом направляющих лопаток, а лопастное колесо установлено на его выходной стороне. Устройство для регулирования радиального зазора включает камеру регулирования с кольцевыми камерами, прикрепленную к наружному корпусу, по меньшей мере, в двух местах на расстоянии друг от друга. Кольцевая опора поддерживает кольцо и прикреплена к наружному корпусу турбины. Кольцевой амортизирующий элемент выполнен с заданной упругостью, одним концом закреплен на кольцевой опоре, а другим концом опирается в осевом направлении на входную сторону камеры регулирования, для обеспечения амортизации, по меньшей мере, некоторой части вибраций камеры, возникающих при эксплуатации турбомашины. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанную выше турбину. Изобретения позволяют повысить срок службы камеры регулирования радиального зазора. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 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.

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.

Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью. Сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора. Ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске. Устройство содержит кожух, закрепленный на валу и размещенный под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему из уплотнений и щелей между этими дисками и кожухом, отверстий в указанных дисках и выпускных отверстий кожуха. Вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха. Уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного воздуха в кожухе от входа вдоль полотен дисков к выпускным отверстиям, через которые воздух попадает в кожух, в общем направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части. Достигается снижение тепловых напряжений дисков ротора, минимизация внутренних утечек сжатого воздуха оптимизацией изменения радиального зазора адекватно циклическим нагрузкам авиационного двигателя за счёт соответствующего изменения температуры дисков. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины. Использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины. Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, охлаждаемую турбину. Статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 15 ил.
Наверх