Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины



Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины
Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины
Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины
Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины
Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины
Способ и система для регулирования зазора на кромках лопаток ротора турбины

 


Владельцы патента RU 2566510:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Настоящее изобретение относится к общей области турбин турбомашин для самолетных газотурбинных двигателей. Более точно, оно относится к регулированию зазора между, с одной стороны, кромками поворотных лопаток ротора турбины и, с другой стороны, бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки.

Для увеличения производительности турбины известная практика состоит в том, чтобы минимизировать до возможной степени зазор, существующий между кромкой лопаток турбины и бандажом, который окружает их. Этот зазор кромки лопатки является зависящим от разброса размеров между вращающимися частями (диском и лопатками, составляющими ротор турбины) и неподвижными частями (наружным кожухом, включающим в себя бандаж турбины, который является его частью). Эти разбросы размеров имеют как тепловое происхождение (связанное с колебаниями температуры лопаток, диска и кожуха), так и механическое происхождение (в частности, связанное с центробежной силой, прикладываемое к ротору турбины).

Чтобы минимизировать этот зазор, известная практика состоит в том, чтобы прибегать к системам активного регулирования. Эти системы обычно действуют, направляя на наружную поверхность бандажа турбины воздух, отбираемый от компрессора и/или от вентилятора газотурбинного двигателя. Холодный воздух, подаваемый на наружную поверхность бандажа турбины, обладает эффектом охлаждения последнего и, таким образом, ограничения его теплового расширения. Такое активное регулирование, например, управляется посредством полнофункциональной системы 46 управления (или FADEC) газотурбинного двигателя и является функцией его разных рабочих уровней.

Документ EP 1,860,281 описывает пример системы активного регулирования, в которой воздух, отбираемый от вентилятора газотурбинного двигателя, охлаждает бандаж турбины во время фаз крейсерского полета. Такая система, однако, проявляет многочисленные недостатки, такие как ее значительное использование пространства внутри гондолы газотурбинного двигателя, сильная зависимость ее эффективности от воздушно-тепловых условий, существующих внутри гондолы, и потери производительности, связанные с отведением потока воздуха от вентилятора, который не содействует выдаче тяги.

Еще одна система активного регулирования состоит из отведения воздуха на двух разных ступенях компрессора газотурбинного двигателя и модулирования подачи каждого из этих отведенных потоков для регулирования температуры смеси, которая должна направляться на наружную поверхность бандажа турбины. Хотя и эффективна, такая система проявляет недостаток обращения к сложному и громоздкому клапану для модулирования потока охлаждающего воздуха. В частности, в случае применения малогабаритного газотурбинного двигателя, использование такого клапана не является оптимальным в показателях массы и стоимости.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение, поэтому, имеет своей главной целью исправить такие недостатки, предлагая решение активного регулирования, которое минимизирует в показатели массы и стоимости.

Эта цель достигается способом для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток ротора турбины самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки, способ содержит управление, согласно рабочему числу оборотов двигателя, клапаном, расположенным в воздушном канале, открывающемся в ступени компрессора двигателя и ведущем в корпус управления, расположенный вокруг наружной поверхности бандажа турбины, при этом упомянутый корпус управления питается воздухом, отбираемым исключительно от упомянутой ступени компрессора. В соответствии с изобретением, клапан открывается для охлаждения бандажа турбины наружного кожуха во время рабочей фазы с высоким числом оборотов, соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов, сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.

Аналогичным образом, изобретение предусматривает систему для регулирования зазора между кромками лопаток ротора турбины самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки, система содержит воздушный канал, предназначенный для открывания в ступени компрессора двигателя и для ведения в корпус управления, расположенный вокруг наружной поверхности бандажа турбины и предназначенный для питания воздухом, отведенным из упомянутой ступени компрессора, клапан, расположенный в воздушном канале, и схему, выполненную с возможностью управления клапаном, с тем чтобы открывать его во время рабочей фазы с высоким числом оборотов, соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов, сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.

Под фазой с высоким числом оборотов подразумевается фаза с числом оборотов, более высокая, чем фаза с номинальным числом оборотов, газотурбинного двигателя. В самолетном газотурбинном двигателе, фаза с номинальным числом оборотов является крейсерской фазой полета, которая выбрана в течение большей части полета, а фаза с высоким числом оборотов является фазой, более высокой, чем крейсерская фаза полета, в частности, используемой во время фаз взлета и набора высоты самолета.

Изобретение, в частности, примечательно тем, что оно использует одиночный воздушный отвод в компрессоре, который гарантирует достаточный перепад давления для обеспечения подачи холодного воздуха на бандаж турбины (корпус управления представляет всего лишь одиночный и уникальный источник подачи воздуха). В дополнение, этот воздух, отведенный в компрессоре, подается только в корпус управления и не подается ни в какие другие компоненты двигателя. К тому же, когда клапан закрыт, воздух фактически не отводится от компрессора, что ограничивает потерю напора внутри такового. Таким образом, можно минимизировать воздушные каналы и воздушные отводы в двигатели и применять простейший возможный клапан (в показателях конструкции и управления). Результатом является система регулирования низкой стоимости с малой массой.

Предпочтительно, клапан закрыт во время фазы полета с числом оборотов холостого хода, сопровождающей фазу с номинальным числом оборотов и соответствующей фазе захода на посадку самолета перед приземлением.

К тому же, предпочтительно, клапан закрыт во время наземной фазы с числом оборотов холостого хода, предшествующей фазе с номинальным числом оборотов и соответствующей фазе руления самолета перед взлетом.

Фаза с числом оборотов холостого хода является уровнем, более низким, чем фаза с номинальным числом оборотов, турбомашины. В самолетном газотурбинном двигателе фаза с числом оборотов холостого хода, поэтому, является фазой, более низкой, чем крейсерская фаза полета.

Преимущественно, подача воздуха, ведущая к наружной поверхности бандажа турбины, постепенно уменьшается во время перехода между фазой с высоким числом оборотов и фазой с номинальным числом оборотов. В случае клапана с переменным положением, такое постепенное уменьшение подачи воздуха может получаться постепенным закрыванием клапана. В случае двухпозиционного клапана, постепенное уменьшение подачи воздуха может получаться чередованием открытой и закрытой фаз клапана.

Изобретение также предусматривает самолетный газотурбинный двигатель, имеющий систему регулирования зазора, как определенная ранее.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут следовать из описания, приведенного ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют вариант его осуществления, который, по сути, не является ограничивающим. На фигурах:

- фиг.1 - схематический вид в продольном разрезе газотурбинного авиационного двигателя, оборудованного системой регулирования согласно изобретению;

- фиг.2 - увеличенный вид двигателя по фиг.1, показывающий, в частности, его турбину высокого давления;

- фиг.3 показывает кривые, иллюстрирующие одно изменение рабочего уровня и соответствующие изменения радиального размера ротора и статора в газотурбинном авиационном двигателе; и

- фиг. с 4A по 4C показывают кривые, представляющие примеры управления двухпозиционным клапаном, используемым в варианте осуществления системы регулирования согласно изобретению.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ОДНОГО ИЗ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Фиг.1 схематически показывает турбореактивный двигатель 10 байпасного двухроторного типа, к которому в частности применяется изобретение. Конечно, изобретение не ограничено этим конкретным типом газотурбинного авиационного двигателя.

Хорошо известным образом, турбореактивный двигатель 10 с продольной осью X-X, в частности, включает в себя вентилятор 12, который подает поток воздуха в проток 14 первичного потока и в проток 16 вторичного потока, соосный с протоком первичного потока. От выше по потоку до ниже по потоку в направлении течения газового потока, проходящего через него, проток 14 первичного потока включает в себя компрессор 18 низкого давления, компрессор 20 высокого давления, камеру 22 сгорания, турбину 24 высокого давления и турбину 26 низкого давления.

Как точнее показано посредством фиг. 2, турбина 24 высокого давления турбореактивного двигателя включает в себя ротор, состоящий из диска 28, на котором установлено множество поворотных лопаток 30, расположенных в протоке первичного потока 14. Ротор окружен кожухом 32 турбины, включающим в себя бандаж 34 турбины, несомый наружным кожухом 36 турбины через монтажные скобы 37.

Бандаж 34 турбины может быть сформирован из множества смежных секторов или сегментов. На внутренней стороне, он снабжен слоем 34a истираемого материала и окружает лопатки 30 ротора, оставляя зазор 38 с их кромками 30a.

В соответствии с изобретением, предложена система, которая предоставляет возможность регулирования зазора 38 посредством уменьшения, регулируемым образом, внутреннего диаметра наружного кожуха 36 турбины.

Для этой цели корпус 40 управления расположен вокруг наружного кожуха 36 турбины. Этот корпус принимает холодный воздух посредством воздушного канала 42, открывающегося на своем конце выше по потоку в проток первичного потока в одной из ступеней компрессора 20 высокого давления (например, посредством заборного сопла, которое известно само по себе, а потому, не показано на фигурах). В частности, корпус управления питается воздухом только этого одиночного отвода в компрессоре (нет других источников воздуха, питающих корпус).

Холодный воздух, циркулирующий в воздушном канале 42, полностью выпускается на наружный кожух 36 турбины (например, посредством многочисленных перфораций стенок корпуса 40 управления), побуждая его охлаждаться, а отсюда, уменьшая его внутренний диаметр. В частности, воздух, отведенный на ступени компрессора высокого давления, не питает никакие иные компоненты, нежели корпус управления.

Как показано на фиг. 1, клапан 44 расположен в воздушном канале 42. Этот клапан управляется полнофункциональной системой 46 управления (или FADEC) турбореактивного двигателя в зависимости от рабочих уровней турбореактивного двигателя.

Посредством управления клапаном 44 в качестве функции разных фаз полета самолета, таким образом, можно менять в ходе полетного задания внутренний диаметр наружного кожуха 36 турбины - а отсюда, внутренний диаметр бандажа 34 турбины - а следовательно, регулировать зазор, существующий между бандажом турбины и кромкой лопаток 30 ротора турбины высокого давления.

Фиг. 3 показывает изменение этого зазора 38 в ходе типичного полетного задания самолета, которое получается системой и способом регулирования согласно изобретению.

На этой фигуре показаны разные кривые, а именно: кривая 100, иллюстрирующая частоту вращения ротора высокого давления турбореактивного двигателя, кривая 200, иллюстрирующая наружный диаметр ротора турбины высокого давления (диска 28 и лопаток 30), кривая 300, иллюстрирующая внутренний диаметр статора турбины высокого давления (наружного кожуха 36 турбины и бандажа 23 турбины), который регулируется системой регулирования согласно изобретению, и кривая 300a (пунктирная), иллюстрирующая внутренний диаметр статора, как он был бы в отсутствие регулирования.

Эти разные кривые показаны согласно разным фазам работы турбореактивного двигателя, представляющим типичное полетное задание, а именно: наземную фазу GI с числом оборотов холостого хода (соответствующую фазе руления самолета перед взлетом), сопровождаемую фазой TO+CL с высоким числом оборотов (соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета), сопровождаемой фазой CR с номинальным числом оборотов (соответствующей крейсерской фазе самолета), сопровождаемой фазой FI полета с числом оборотов холостого хода (соответствующей заходу на посадку самолета перед приземлением), сопровождаемой фазой REV реверса тяги (соответствующей торможению самолета на земле), сопровождаемой еще одной наземной фазой GI с числом оборотов холостого хода.

Как показано кривой 100, будет отмечено, что фаза TO+CL с высоким числом оборотов имеет место на числе оборотов, более высоком, чем номинальное число оборотов турбореактивного двигателя (фазе CR). Фазы с числом оборотов холостого хода (на земле и в полете) имеют место при числах оборотов, более низких, чем номинальное число оборотов турбореактивного двигателя, фаза FI полета с числом оборотов холостого хода, имеет число оборотов, которое также является более низким, чем у наземной фазы GI с числом оборотов холостого хода. Также будет отмечено, что фаза CR с номинальным числом оборотов принимается в течение большей части полетного задания.

Управление клапаном 44 согласно изобретению является следующим:

- Во время наземной фазы GI с числом оборотов холостого хода, клапан закрыт, и внутренний диаметр статора остается по существу неизменным. Во время переходной фазы между фазой GI и фазой TO+CL, клапан по-прежнему закрыт, и статор волен расширяться под влиянием горячего воздуха в протоке первичного потока. Во время этой же самой переходной фазы, будет отмечено, что ротор начинает механически расширяться под влиянием центробежной силы.

- Во время фазы TO+CL с высоким числом оборотов, клапан 44 открыт, что охлаждает статор, а следовательно, уменьшает его внутренний диаметр. Зазор невелик и значительно уменьшен по сравнению с тем, каким он был бы в отсутствие регулирования. Результатом является серьезный выигрыш в производительности на этой фазе. Точнее будет отмечено, что открывание клапана происходит после того, как пройдена точка защемления, то есть, как только достигнута точка перехода между фазой механического расширения ротора и фазой теплового расширения ротора.

- Во время фазы CR с номинальным числом оборотов, клапан 44 удерживается открытым для охлаждения статора и, таким образом, для получения небольшого зазора, что является благотворным для производительности двигателя.

Будет отмечено, что в конце фазы TO+CL, во время перехода в фазу CR с номинальным числом оборотов, подача воздуха, направленного на статор, постепенно уменьшается. Также будет отмечено, что, во время фазы CR, эта же самая подача воздуха может быть большей или меньшей в зависимости от высоты полета. Разные способы получения уменьшения подачи воздуха будут детализированы позже в связи с фиг. 4.

- Во время фазы FI полета с числом оборотов холостого хода, клапан 44 вновь закрывается, так чтобы статор мог расширяться под влиянием горячего воздуха, протекающего в протоке первичного потока. Зазор раскрывается во время этой фазы захода на посадку самолета перед приземлением, для того чтобы предусмотреть непредвиденное обстоятельство, требующее, чтобы самолет вновь взлетал (а отсюда, возобновления высокого числа оборотов).

- В заключение, во время фазы реверса тяги, REV, и наземной фазы с числом оборотов холостого хода, GI, клапан 44 поддерживается закрытым.

Разные конструкции клапана могут использоваться для реализации такого регулирования зазора. Клапан 44 может иметь тип регулируемой подачи (под управлением FADEC), который содействует регулированию подачи воздуха, направленной на статор, особенно в конце фазы TO+CL и в фазе CR.

Однако, по причинам стоимости и надежности, полезно прибегать к клапану двухпозиционного типа. Чтобы получать модуляцию подачи воздуха, направляемой на статор, с этим типом клапана, можно чередовать фазы открывания и закрывания клапана.

Фиг. с 4A по 4C показывают разные подачи, которые могут получаться с этим типом управления двухпозиционным клапаном. На этих фигурах показаны прямоугольные импульсные сигналы, иллюстрирующие, по ординате, положение клапана (0 = открытый клапан, 1 = закрытый клапан), а по абсциссе, время t. Кривые с Ca по Cc иллюстрируют среднюю подачу воздуха, подводимую клапаном в зависимости от разных моментов времени его открывания: чем в большей степени продолжительнее открыт клапан (в каждом цикле открывания), тем более высокая средняя подача воздуха подводится клапаном (и наоборот).

Таким образом, понятно, что оперируя, с одной стороны, частотой открывания, а с другой стороны, соотношением циклического открывания/закрывания клапана, можно получать изменение средней подачи воздуха, направленного на статор.

Разные клапаны двухпозиционного типа хорошо известны специалистам в данной области техники, а потому здесь описаны не будут. Предпочтительно, будет выбран электрически управляемый клапан, который будет оставаться в закрытом положении в отсутствие подачи электрической мощности (таким образом, гарантируя, что клапан будет оставаться закрытым в случае отказа системы управления).

1. Способ регулирования зазора между кромками поворотных лопаток ротора турбины самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки, в соответствии с которым управляют, согласно рабочему числу оборотов двигателя, клапаном, расположенным в воздушном канале, открывающемся в ступень компрессора двигателя и ведущем в корпус управления, расположенный вокруг наружной поверхности бандажа турбины, при этом корпус управления питается воздухом, поступающим только из упомянутой ступени компрессора, при этом клапан открывают для охлаждения бандажа турбины наружного кожуха во время рабочей фазы с высоким числом оборотов, соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов, сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.

2. Способ по п.1, в котором клапан закрывают во время фазы полета с числом оборотов холостого хода, сопровождающей фазу с номинальным числом оборотов и соответствующей фазе захода на посадку самолета перед приземлением.

3. Способ по п.1 или 2, в котором клапан закрывают во время наземной фазы с числом оборотов холостого хода, предшествующей фазе с номинальным числом оборотов и соответствующей фазе руления самолета перед взлетом.

4. Способ по п.1, в котором подача воздуха, ведущая к наружной поверхности бандажа турбины, постепенно уменьшается во время перехода между фазой с высоким числом оборотов и фазой с номинальным числом оборотов.

5. Способ по п.4, в котором клапан является клапаном с настраиваемым положением, и постепенное уменьшение подачи воздуха, ведущей к наружной поверхности турбины, во время перехода обеспечивают постепенным закрыванием клапана.

6. Способ по п.4, в котором клапан является двухпозиционным клапаном, и постепенное уменьшение подачи воздуха, ведущей к наружной поверхности бандажа турбины, во время перехода обеспечивают чередованием фаз открывания и закрывания клапана.

7. Система регулирования зазора между кромками поворотных лопаток ротора турбины самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки, содержащая:
воздушный канал, открывающийся в ступени компрессора двигателя и проходящий в корпус управления, окружающий наружную поверхность бандажа турбины, и предназначенный для питания воздухом, поступающим только из упомянутой ступени компрессора;
клапан, расположенный в воздушном канале; и
схему, выполненную с возможностью управления клапаном для его открывания во время фазы с высоким числом оборотов, соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов, сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.

8. Система по п.7, в которой клапан является клапаном с настраиваемым положением.

9. Система по п.7, в которой клапан является двухпозиционным клапаном.

10. Самолетный газотурбинный двигатель, содержащий систему регулирования зазора по п.7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей.

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.

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).

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.

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.

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.

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