Двухконтурный газотурбинный двигатель



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

 


Владельцы патента RU 2499894:

Болотин Николай Борисович (RU)

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.

 

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям (ГТД), имеющим дна контура, 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 11/04, прототип устройства.

Этот способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение и/или нагрев ротора и/или статора.

Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, 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 кольцевая вставка над рабочими колесами закреплена на промежуточном и внешнем корпусах.

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

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является поддержание радиальных зазоров постоянными на всех режимах работы турбины.

Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям.

Задачи создания изобретения: эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины.

Решение указанных задач достигнуто в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полосами над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, тем, что согласно изобретению полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода, с выходом из компрессора, а 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 радиальною зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-16), где:

- на фиг.1 приведена схема ГТД,

- на фиг.2 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,

- на фиг.3 приведен вид А,

- на фиг.4 приведен разрез Б-Б,

- на фиг.5 приведена схема установки кольцевой вставки,

- на фиг.6 приведена пустотелая вставка,

- на фиг.7 приведена вставка с теплоаккумулирующим наполнителем,

- на фиг.8 приведен вид кольцевой вставки с отверстиями в ней,

- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с ребрами,

- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с турбулизаторами,

- на фиг.11 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.12 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,

- на фиг.13 приведен внешний вид воздухозаборника,

- на фиг.14 приведен вид В,

- на фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,

- на фиг.16 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.

Конструкция газотурбинного двигателя представлена на чертежах фиг.1-16. Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, вентилятор 3, основной корпус 4, сопло 5, компрессор 6, камеру сгорания 7 с корпусом 8, жаровой трубой 9 и форсунками 10, турбину 11, валы 12 и 13, опоры 14…17 (фиг.1). Валов в турбине 11 может быть не только два, но и один или три.

Компрессор 6 содержит корпус 18 по меньшей мере одну ступень 19, которая в свою очередь направляющий аппарат 20, рабочие лопатки 21 и диски 22.

Турбина 11 содержит по меньшей мере один ротор 23 и статор 24. Турбина 11 имее по меньшей мере одну ступень 25. На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, каждая из которых в свою очередь содержит сопловой аппарат 26 и рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. Ступеней 25 турбины 11 может быть и одна более двух. Сопловой аппарат 26 и рабочие лопатки 28 выполнены охлаждаемыми, например перфорированными. Диск 29 имеет с обеих сторон передний и задний дефлекторы 30 и 31. Ступеней 25 турбины 11, как упоминалось ранее, может быть одна, три или сколько угодно, а средство регулирования радиального зазора применено на одной, или нескольких, или всех ступенях 25 турбины 11. Наиболее эффективно применение средства регулирования радиального зазора на первых ступенях турбины из-за высокого перепада давления на них.

Двухконтурный газотурбинный двигатель имеет два контура: первый 32 и второй 33 (фиг.1). Воздух второго контура имеет более низкую температуру, чем воздух в компрессоре из-за того, что при сжатии воздуха его температура возрастает. Вследствие этого использовать воздух второго контура для управления радиальными зазорами в турбине предпочтительнее.

Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора. Средство регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора δ. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной (фиг.5) или пустотелой (фиг.6), т.е. содержать полость 35. Полость 35 может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом 36. Теплоаккумулирующее вещество 36 - это материал, имеющий высокую теплоемкость и теплоту фазового перехода, например, на основе ацетата натрия.

Далее изобретение описано на примере одной первой ступени 25 турбины высокого давления, но может быть применено и на других (всех) ступенях 25 турбины 11.

Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…16 не показан). Рабочие лопатки 28 содержат замковую часть 37. В диске 29 выполнены отверстия 38 для подвода к рабочим лопаткам 28 охлаждающего воздуха. Передний дефлектор 30 уплотнен относительно вала 8 и статорных деталей уплотнениями 39 и 40. В переднем дефлекторе 30 выполнены отверстия 41 для подвода охлаждающего воздуха.

Средство регулирования радиального зазора кроме перечисленных ранее средств содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, внутреннюю полость 44, отверстии 45, внутреннюю полость 46 соплового аппарата 26, отверстия 47, верхнюю полость 48 внутри кольцевого коллектора 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода воздуха 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6.

Кроме того, средство регулирования радиального зазора имеет воздухозаборники 52. Каждый воздухозаборник 52 имеет патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54. Воздухозаборники 52 установлены во втором контуре 33 и предназначены для дозированного забора охлаждающего воздуха из второго контура 33. Всего может быть применено от 2-х до 12-ти воздухозаборников 52. Далее детально конструкция воздухозаборников 52 приведена на фиг.13 и 14. Воздухозаборники 52 соединены втулками 55 с основной полостью 56. Из основной полости 56 производится распределение воздуха для охлаждения статора 24 турбины 11 (фиг.2).

Вал 8, диск 26 с дефлекторами 30 и 31 и рабочим колесом 29 образуют ротор 23 турбины 11 (фиг.2). Турбина 11, как указывалось ранее, имеет статор 24. Статор 24 содержит несколько корпусов (от двух и более). Далее приведено описание турбины 11 с тремя корпусами: внешним корпусом 57, внутренним корпусом 58 и установленным между ними промежуточным корпусом 59. При этом промежуточный корпус 59 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 60, соединенным с фланцем 61 внешнего корпуса 57. Кроме того, промежуточный корпус 59 имеет переднюю радиальную перегородку 62, установленную с кольцевым зазором 63 внутри внешнего корпуса 57 Внешний корпус 57 имеет первую радиальную перегородку 64 с прямоугольными окнами 65 и вторую радиальную перегородку 66 с отверстиями 67 для сброса воздуха (фиг.1 и 2), охлаждающего статор 24 турбины 11 (фиг.2 и 5). В результате в статоре 24 турбины 11 образованы четыре полости 68, 69, 70 и 71.

Первая радиальная перегородка 64 содержит «омего-образную» часть 72, которая сварочным швом 73 соединена с первой радиальной перегородкой 64. С другой стороны (внутренней) «омего-образной» части 72 первой радиальной перегородки 64 сварочным швом 74 приварена кольцевая деталь 75 с кольцевым пазом 76 для размещения в нем кольцевого выступа 77, имеющегося на кольцевой вставке 34 для ее центрирования.

Теплоаккумулирующий материал 36 - это, как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.

Теплофизические свойства этого материала:

- теплота плавления 220 кДж/кг,

- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,

- теплоемкость жидкой фазы 2,8 кДж/кг.

Аккумулирование тепла осуществляется как правило за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла 36 можно сделать одинаковым время прогрева диска 29 и корпусов турбины 57…59 и, как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.

Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 78 и бортового компьютера 79, соединенных электрическими связями 80. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора 77, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.

На фиг.4 представлен вариант сборки статора 23 турбины 11 ГТД. В конструкции статора 21 турбины 11 могут быть применены отверстия 81, выполненные в промежуточном корпусе 59 и 82, выполненные в кольцевой вставке 34.

На фиг.7 приведена кольцевая вставка 34 с ребрами 83, применение которых интенсифицирует охлаждение кольцевых вставок 34. На фиг.8 приведена кольцевая вставка 34 с турбулизаторами 84, выполненными также на внешней поверхности кольцевой вставки 34. Турбулизаторы 84 могут быть выполнены в виде цилиндров небольшого размера.

На внутренней поверхности кольцевых вставок 34 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 85, например графит (фиг.11), или прикреплены вставки сотового уплотнения 86 (фиг.12).

На фиг.13 и 14 приведена конструкция воздухозаборника 52, который содержит патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54, коллектор 87 с полостью 88, которая втулками 55 соединена с полостью 56. Коллектор 87 имеет два кронштейна 89, которыми он крепится при помощи болтов 90 к фланцу 91 корпуса 8 камеры сгорания 4. Регулятор расхода 54 может быть любой конструкции. Для примера приведен регулятор расхода 54 в виде цилиндра 92 с прямоугольными отверстиями 93. К цилиндру 92 присоединен вал 94 с приводом 95. Привод 95 электрической связью 80 соединен с бортовым компьютером 79 (фиг.14).

На фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11 поз.96 в зависимости от температуры перед турбиной - Тг, из которого следует, что расход воздуха g1, охлаждающего ротор 23 турбины 11 должен увеличиваться с ростом температуры продуктов сгорания перед турбиной Тг. Эта зависимость может быть линейной, например, как показано на фиг.15. На фиг.16 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД. Для наглядности приведены расчетные расходы охлаждающего воздуха g2 для охлаждения статора турбины 11 на трех участках работы ГТД (на режиме форсирования 97, 98 и 99). Позициями 100,101 и 102 показано реальное изменение расхода воздуха g2.

В промежуточном корпусе 39 выполнены отверстия 103, соединяющие полости 69 и 56, для подачи охлаждающего воздуха в полости 68, 69 и 70 (фиг.4).

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…16).

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 (максимальном) режиме радиальные зазоры (в первоначальный момент) при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает.При этом прогреваются корпуса турбины 57…59 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 57...59, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие пустотелой кольцевой вставки 34, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 34 и корпусов 57…59, что предотвратит увеличение радиального зазора.

Проходящий по трубопроводу высокого давления 50 через регулятор расхода 51 охлаждающий воздух охлаждает диск 29 турбины 11 и рабочие лопатки 28.

При этом изменение расхода охлаждающего воздуха через регулятор расхода 51 осуществляют только в зависимости от режима работы двигателя Тг и изменением расхода этого воздуха не управляют радиальным зазором, так как увеличение расхода этого воздуха уменьшает КПД турбины 11. При этом трубопровод высокого давления 50 может быть подключен только к выходу из компрессора 6 (т.е. за его последней ступенью в противном случае давления охлаждающего воздуха будет недостаточно для охлаждения перфорированного соплового аппарата 26 и перфорированных рабочих лопаток 28 турбины 11.

Охлаждающий воздух из второго контура 33, проходящий через воздухозаборник 52 и регуляторы расхода 54 поступает в кольцевой коллектор 47, потом через втулки 46 в полость 45 и далее через отверстия 66 в полости 47 и 49 и охлаждает корпуса 38...40 и кольцевую вставку 29. При этом для того, чтобы эффективность работы системы была максимальной, необходимо применять относительно «холодный» воздух, который следует отбирать из-за промежуточной ступени компрессора 12 (фиг.1). Регуляторы расхода 61 и 63 электрическими связями 37 соединены с бортовым компьютером 36 для управления расходами охлаждающего воздуха g1 и g2 (фиг.11 и 12)

Применение теплоаккумулирующего материала 51 выравнивает тепловые инерции ротора 19 и статора 21. При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 35 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 36 по каналу связи 37 подает команду второму регулятору расхода 63 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела, наоборот, расход охлаждающего воздуха уменьшают. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах.

Применение группы изобретений позволило:

1. Обеспечить эффективное плавное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.

2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах.

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

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды, т.е. в условиях, когда взлетная тяга ГТД уменьшается.

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

6. Упростить конструкцию элементов системы регулирования радиального зазора, уменьшить ее вес и разместить вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит надежность турбины.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую по меньшей мере одну 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, содержащий по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, отличающийся тем, что полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, а 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.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внутренняя полость вставки заполнена теплоаккумулирующим веществом.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 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.
Наверх