Газотурбинный двигатель



Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2567890:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (МИНПРОМТОРГ РОССИИ) (RU)

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор. В двухступенчатой турбине внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха. Двухступенчатая турбина также снабжена системой обдува внешней поверхности ее наружного корпуса. Система обдува на входе подключена к механизму переключения потоков воздуха, вход которого соединен с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность газотурбинного двигателя за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины. 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, в котором воздушные полости подшипниковых опор через механизм переключения отборов воздуха соединены с коллектором пониженного давления воздуха или с коллектором повышенного давления воздуха с возможностью их переключения (патент RU №2324063, F02C 7/06, 7/047, опубл. 10.05.2008 г).

Недостатком известной конструкции является ее пониженная экономичность.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, включающий компрессор и турбину, в которой внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха (патент RU №2439348, F02C 7/12, опубл. 10.01.2012 г.). При этом Fзасл.взл./Fзасл.кр.=3,5, где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме; Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме.

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая экономичность и надежность из-за увеличенных радиальных зазоров между статором и ротором турбины.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и экономичности газотурбинного двигателя за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины.

Указанный технический результат достигается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем компрессор и двухступенчатую турбину, в которой внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, согласно изобретению содержит компрессор низкого давления, установленный на выходе компрессора, а двухступенчатая турбина снабжена системой обдува внешней поверхности наружного корпуса двухступенчатой турбины, при этом система обдува на входе подключена к механизму переключения потоков воздуха, вход которого соединен с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления.

Установка компрессора низкого давления на выходе компрессора газотурбинного двигателя, а также снабжение двухступенчатой турбины (выше и ниже по потоку газа в проточной части сопловой лопатки второй ступени) системой обдува внешней поверхности наружного корпуса, вход которой подключен к механизму переключения потоков воздуха, на входе соединенному с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления, позволяет минимизировать радиальные зазоры между статором и ротором по рабочим лопаткам первой и второй ступени, а также по сопловой лопатке второй ступени, что повышает КПД турбины и улучшает экономичность газотурбинного двигателя, а также повышает надежность турбины и двигателя за счет снижения температуры газа перед турбиной при заданной тяге газотурбинного двигателя.

Такая конструкция обеспечивает одновременное срабатывание механизма переключения потоков воздуха на обдув корпусов турбины и заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени, что упрощает систему автоматического управления газотурбинным двигателем, повышая его надежность.

На фиг. 1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с компрессором 3 низкого давления, на выходе 4 из которого установлен компрессор 5 газотурбинного двигателя, камера сгорания 6 и двухступенчатая турбина 7, на охлаждение второй сопловой лопатки 8 которой используется охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени 9 компрессора 5, расход которого в зависимости от режима работы двигателя 1 регулируется с помощью заслонки 10 регулирования расхода охлаждающего воздуха.

Турбина 7 (выше и ниже по потоку 11 газа в проточной части 12 турбины 7 сопловой лопатки 8 второй ступени) оборудована системой 13 обдува (струйного) внешней поверхности 14 наружного корпуса 15 турбины 7. Система 13 обдува соединена на входе с механизмом 16 переключения потоков воздуха, который в свою очередь на входе соединен с выходом 4 компрессора 3 низкого давления и с выходом 17 компрессора 5. Система 13 обдува выполнена с возможностью подключения к выходу 17 компрессора 5 на взлетном режиме и возможностью подключения к выходу 4 компрессора низкого давления 3 на крейсерском режиме.

Работа заслонки 10 и механизма переключения потоков 16 синхронизированы между собой по режимам работы газотурбинного двигателя 1, что способствует улучшению экономичности газотурбинного двигателя 1 как за счет уменьшения радиальных зазоров между статором 18 и рабочими лопатками первой 19 и второй 20 ступеней ротора 21 турбины 7, а также между внутренней полкой 22 второй сопловой лопатки 8 и промежуточным диском 23 ротора 21, так и за счет уменьшения отбора охлаждающего воздуха из-за промежуточной ступени 9 компрессора 5.

Работает заявленное устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя 1 на взлетном режиме рабочие лопатки первой и второй ступеней 19 и 20 под действием центробежных сил и из-за интенсивного разогрева газовым потоком 11 удлиняются в направлении к статору 18, что могло бы привести к задеванию лопаток 19, 20 о статор 18 и поломке турбины 7. Однако этого не происходит, так как на взлетном режиме работы газотурбинного двигателя 1 механизм 16 подключает выход 17 компрессора 5 к системе обдува 13 внешней поверхности 14 наружного корпуса 15 турбины 7, в результате чего корпус 15 интенсивно обдувается и разогревается горячим воздухом с выхода 17 компрессора 5, что приводит к увеличению радиальных зазоров между статором 18 и ротором 21 турбины 7.

На взлетном режиме из-за повышенных оборотов ротора 21 и увеличенной центробежной силы также увеличивается наружный диаметр промежуточного диска 23, что могло бы привести к задеванию промежуточного диска 23 о внутреннюю полку 22 второй сопловой лопатки 8 и повреждению турбины 7. Однако этого не происходит, поскольку на взлетном режиме с помощью заслонки 10 подается увеличенный расход охлаждающего воздуха из-за промежуточной ступени 9 компрессора 5 на охлаждение второй сопловой лопатки 8, что приводит к уменьшению радиальной длины лопатки 8 и к увеличению радиального зазора между сопловой лопаткой 8 и промежуточным диском 23 турбины 7.

При переходе на крейсерский режим работы газотурбинного двигателя 1 температура газа перед турбиной 7 и обороты ротора 21 уменьшаются, что приводит к уменьшению радиальной длины рабочих лопаток 19, 20 и к увеличению радиальных зазоров между лопатками 19, 20 и статором 18. Для получения максимального КПД турбины 7 и улучшения экономичности газотурбинного двигателя 1 система обдува 13 соединяется механизмом 16 переключения с выходом 4 компрессора 3 низкого давления. В результате обдува холодным воздухом поверхности 14 наружного корпуса 15 турбины 7 радиальные размеры статора 18 уменьшаются, что способствует минимизации радиальных зазоров между статором 18 и ротором 21 и повышению КПД турбины 7.

Газотурбинный двигатель, включающий компрессор и двухступенчатую турбину, в которой внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, отличающийся тем, что содержит компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор, а двухступенчатая турбина снабжена системой обдува внешней поверхности наружного корпуса двухступенчатой турбины, при этом система обдува на входе подключена к механизму переключения потоков воздуха, вход которого соединен с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования помпажа для газотурбинного двигателя, включающий в себя предоставление газотурбинного двигателя, имеющего компрессор, камеру сгорания, ниже по потоку от компрессора, с трактом горячих газов, турбину ниже по потоку от камеры сгорания, с трактом горячих газов, причём регулируют выпускной поток из компрессора, на основании контроля в целях регулирования для исключения условия помпажа, и направление выпускного потока по меньшей мере к одному из трактов горячих газов, чтобы обходить по меньшей мере часть камеры сгорания.

Противообледенительная система газотурбинного двигателя содержит теплообменник, установленный в проточной части двигателя перед входом в компрессор двигателя. Воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, через теплообменник подается в систему охлаждения 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 статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент.

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

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.

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой. .

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). .

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в агрегатах, использующих в качестве привода газотурбинную установку. .

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям, а именно к системе охлаждения турбин этих двигателей. .

Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины содержит аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал. Входная часть приемного канала, расположенного в ножке хвостовика каждой охлаждаемой рабочей лопатки, выполнена между радиальными стенками ножки хвостовика этой лопатки, расположенными со стороны корыта и спинки, и окружными стенками ножки хвостовика этой лопатки. Выходная часть приемного канала сопряжена с каналами охлаждения этой лопатки. Такая конструкция позволяет осуществить подвод охладителя в каналы охлаждения рабочих лопаток с уменьшением гидравлических потерь и подогрева охладителя, обеспечивая увеличение эффективности охлаждения рабочих лопаток. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11). Лопатка в области своей задней кромки (16) на своей напорной стороне (18) имеет по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда может вытекать изнутри направляющей лопатки (11) в главное течение. Устройство (19-24) подачи охлаждающей среды имеет устройство (20) управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, с помощью которого массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды в режиме частичной нагрузки газовой турбины (1) может увеличиваться по сравнению с режимом полной нагрузки газовой турбины (1). Достигается усиление действия направляющих лопаток при частичных нагрузках. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх