Газотурбинный двигатель



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

 


Владельцы патента RU 2532737:

Болотин Николай Борисович (RU)

Газотурбинный двигатель содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и обдува 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 обдува статора каждой ступени турбины выполнены независимыми, содержащими магистрали отбора воздуха и регуляторы расхода, но все магистрали отбора охлаждающего воздуха соединены с полостью за компрессором. В системах обдува статора установлены электрические подогреватели воздуха. 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 и 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.

 

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям (ГТД), имеющим два 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. 27.11.2011 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 дросселировании 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 11/24, прототип способа и устройства.

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

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 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, 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, причём согласно изобретению корпус турбины выполнен состоящим из внешнего корпуса и внутренней оболочки с, по меньшей мере, одной кольцевой вставкой, установленной между ними, системы охлаждения ротора и обдува статора каждой ступени турбины выполнены независимыми, но все магистрали отбора охлаждающего воздуха соединены с полостью за компрессором, а в системах обдува статора установлены электрические нагреватели. 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 Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-6), 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 представлена вторая схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере двух ступеней турбины,

- на фиг.4 приведен вид вставки,

- на фиг.5 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,

- на фиг.6 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.

Конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя представлена на фиг. 1-6. Двухконтурный 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 компрессора 19, которая в свою очередь содержит направляющий аппарат 20 и рабочие лопатки 21 и диски 22.

Турбина 11 содержит, по меньшей мере, один ротор 23 и статор 24. Турбина 11 имеет, по меньшей мере, одну ступень 25.

На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, одна из которых выполнена охлаждаемой. Каждая из которых ступеней 25 содержит сопловой аппарат 26, рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. 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 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 первой ступени 25 турбины 11 из-за высокого перепада давления на ней.

Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора 32. Средство регулирования радиального зазора 32 содержит кольцевую вставку 33, которая может быть выполнена из секторов 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора δ. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной или пустотелой, 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.

Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…6 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.

Система охлаждения ротора 23 турбины 11 содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, внутреннюю полость 44, отверстия 45, внутреннюю полость 46 соплового аппарата 26, отверстия 47, верхнюю полость 48 втулки 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6. Применение для этих целей воздуха, отбираемого из-за промежуточной ступени компрессора, невозможно, так как несмотря на то, что он (воздух) более холодный, относительно низкое давление не позволит его подать в систему охлаждения ротора.

Статор 24 содержит внешний корпус 52 с фланцем 53 и внутреннюю оболочку 54. Фланец 53 корпуса 52 соединен с фланцами 55…57 (фиг.3). К фланцу 55 закреплена коническая проставка 58, имеющая с другого торца внутренний фланец 59. Фланец 56 соединен с жаровой трубой 9, фланец 57 - с корпусом 8 камеры сгорания 7.

Для изменения температуры статора предусмотрена система обдува статора. Для этого в передней части 55 корпуса 52 выполнены отверстия 60, к которым присоединен трубопровод 61 с регулятором расхода 62 и с электрическим нагревателем воздуха 63. Другой конец трубопровода 61 также соединен с полостью за компрессором 6. Это оптимально, так как в этом случае воздух имеет более высокое давление и более высокий энергетический потенциал.

На кольцевой вставке 33 выполнен кольцевой выступ 64 для ее центрирования. Кроме того, к корпусу 52 присоединена радиальная перегородка 65, в которой выполнены сквозные отверстия 66, соединяющие полости 67 и 68 и кольцевой паз 69 для размещения кольцевого уступа 64 (фиг.4).

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 одинаковыми время прогрева диска 29 и корпуса 52 турбины 11 и кольцевой вставки 33 и, как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.

Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 70 и бортового компьютера 71, соединенных электрическими связями 72. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора 70, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.

На фиг.5 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11, поз.73 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.5. На фиг.6 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 74…76.. позициями 77…79 показано реальное изменение расхода воздуха g2).

РАБОТА ТУРБИНЫ

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. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает. При этом прогреваются корпуса турбины 52 и 54 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 53 и 54, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие кольцевой вставки 33, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 33 и внешнего корпуса 52, 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.

Регуляторы расхода 51 и 62 и электрическими связями 72 соединены с бортовым компьютером 71 для управления расходами охлаждающего воздуха g1 и g2 (фиг.5 и 6).

Применение теплоаккумулирующего материала 36 выравнивает тепловые инерции ротора 23 и статора 24. При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 68 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 70 по каналу связи 71 подает команду на регулятора расхода 62 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела, наоборот, расход охлаждающего воздуха уменьшают и, если этого недостаточно, включают электрический подогреватель 63. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах. Применение независимых систем охлаждения ротора и статора турбины позволило одновременно минимизировать расход охлаждающего воздуха и управлять радиальным зазором на всех режимах работы двигателя.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить эффективное плавное и более эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах за счет применения электрических подогревателей воздуха, идущего на обдув статора.

2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах. Это достигнуто применением независимых систем охлаждения ротора и статора турбины и применением для охлаждения статора более холодного воздуха, отбираемого из-за промежуточных ступеней компрессора.

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.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и системы обдува статора турбины, корпус турбины, и систему регулирования радиального зазора, отличающийся тем, что корпус турбины выполнен состоящим из внешнего корпуса и внутренней оболочки с по меньшей мере одной кольцевой вставкой, установленной между ними, при этом системы охлаждения ротора и системы обдува статора каждой ступени турбины выполнены независимыми, каждая содержит магистрали отбора воздуха и регуляторы расхода, но все магистрали отбора воздуха соединены с полостью за компрессором, а в системах обдува статора установлены электрические нагреватели воздуха.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит бортовой компьютер и по меньшей мере один датчик измерения радиального зазора над каждым рабочим колесом всех охлаждаемых ступеней турбины, соединенный электрическими связями с бортовым компьютером.

3. Газотурбинный двигатель по п.1 или 2 отличающийся тем, что каждая кольцевая вставка выполнена пустотелой.

4. Газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что внутренняя полость каждой кольцевой вставки заполнена теплоаккумулирующим веществом.



 

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.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД. Турбина газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины. Статор 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. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер, датчики измерения радиального зазора, установленные над вставкой. Датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Кольцевая вставка выполнена из материала с высоким удельным сопротивлением и соединена силовыми кабелями через коммутатор с источником энергии. Радиальный зазор измеряют и в зависимости от его величины производят включение электрического тока, проходящего через кольцевую вставку. 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 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Турбомашина содержит средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого из компрессора высокого давления турбомашины, первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления средствами электрического нагрева (60). Автономное функционирование средств электрического нагрева верхней части и нижней части корпуса позволяет решить проблему повторного запуска в горячем состоянии турбомашины, управляя при этом конкретно только нагреванием нижней части наружного корпуса, исключить линию отбора горячего воздуха, также достигается упрощение конструктивного исполнения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу. Выходной зацеп обращен к выходу и размещен в выходной канавке кольца, открытой к входу. Между входным и выходным зацепами сформирована полость повышенного давления, запитываемая охлаждающим газом. На входе входного зацепа расположены средства подачи охлаждающего газа для охлаждения входного зацепа, а на выходе выходного зацепа - средства подачи охлаждающего газа для охлаждения выходного зацепа. Средства подачи охлаждающего газа выполнены с возможностью подачи охлаждающего газа без прохождения через указанную полость повышенного давления. Еще одно изобретение группы относится к узлу, состоящему из указанного выше устройства и кольца турбины, содержащего входную канавку, открытую к выходу, и выходную канавку, открытую к входу. Входная и/или выходная канавки имеют контактную поверхность искривленной формы для контакта с соответствующим зацепом. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанное выше устройство крепления или упомянутый узел, а также к турбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет обеспечить постоянство формы зацепов независимо от режима работы турбины, а также повысить их надежность. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования радиального зазора в турбине. 1 ил.

Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки. Клапан, расположенный в воздушном канале, открывается для охлаждения бандажа турбины во время фазы с высоким числом оборотов (TO+CL), соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов (CR), сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета. Изобретение также относится к системе, реализующей такой способ. Технический результат изобретения - упрощение системы регулирования и снижение ее массы. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3). Кольцевая обечайка (7) выполнена с направленными к оси (8) статора компрессора выступами (9). Радиальный фланец (14) крепления внутреннего корпуса (3) к заднему упругому коническому фланцу (6) выполнен с вырезами со стороны кольцевой обечайки (7). Обращенная к оси (8) компрессора поверхность (17) выступов (9) кольцевой обечайки (7) выполнена эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца (14). Отверстия (10) подачи воздуха расположены на выступах (9) кольцевой обечайки (7). Задний упругий конический фланец (6) выполнен с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов (9) кольцевой обечайки (7). Предложенное изобретение позволяет повысить экономичность компрессора путем повышения эффективности обдува внутреннего корпуса компрессора охлаждающим воздухом. 3 ил.

Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7). Корпусы соединены между собой упругими элементами. В отверстиях (7) кольцевой обечайки (6) установлены сопла (8), выходной срез (9) которых направлен к поверхности (10) внутреннего корпуса. Присоединительный фланец (11) внутреннего корпуса выполнен с отверстиями (13) под болты (14) резьбовых соединений и открытыми к кольцевой обечайке (6) вырезами (15) между отверстиями (13). Отношение расстояния Т в окружном направлении между выходными срезами (9) сопел (8) к расстоянию Н в окружном направлении между центрами отверстий (13) под болты (14) резьбовых соединений равно 0,7-2,5. Путем повышения эффективности охлаждения внутреннего корпуса за счет минимизации расстояния между выходом из сопла и охлаждаемой поверхностью внутреннего корпуса повышается коэффициент полезного действия компрессора высокого давления. 2 ил.

Способ управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу. Способ содержит этап, на котором определяют период останова (t) авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком температуры, включающим в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя и модели зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле. Техический результат изобретения - повышение точности управления зазором. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх