Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины



Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины
Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины
Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины
Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины
Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины
Способ управления зазором в вершинах лопаток ротора турбины

 


Владельцы патента RU 2578786:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Предшествующий уровень техники

Настоящее изобретение относится в общем к области турбомашиностроения для авиационных газотурбинных двигателей. Конкретнее оно нацелено на управление зазором между вершинами подвижных лопаток ротора турбины, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины внешнего корпуса, окружающим лопатки.

Существующий зазор между вершинами лопаток турбины и кольцеобразным бандажом, который окружает их, зависит от отличий в изменении размеров между вращающимися частями (диском и лопатками, образующими ротор турбины) и неподвижными частями (внешним корпусом, включающим в себя кольцеобразный бандаж турбины, который он содержит). Эти изменения размеров имеют и тепловое происхождение (связаны с изменениями температуры лопаток, диска и корпуса), и механическое происхождение (в частности связаны с влиянием центробежной силы, приложенной к ротору турбины).

Для того чтобы увеличить производительность турбины, необходимо максимально, насколько это возможно, минимизировать зазор. С другой стороны, во время увеличения скорости, например, при переходе от скорости холостого хода на земле до взлетной скорости в турбомашине для авиационного двигателя центробежная сила, приложенная к ротору турбины, стремится подводить вершины лопаток ближе к кольцеобразному бандажу турбины до того, как кольцеобразный бандаж турбины успеет расшириться под действием увеличения температуры вследствие увеличения скорости. В связи с этим существует риск контакта в этой рабочей точке, называемой точкой зажима.

Известно обращение к системам активного управления для управления зазором в вершинах лопаток турбины турбомашины. Эти системы в общем случае работают посредством направления на внешнюю поверхность кольцеобразного бандажа турбины воздуха, например, взятого из компрессора и/или из вентилятора газотурбинного двигателя. Свежий воздух, посылаемый на внешнюю поверхность бандажа турбины, имеет эффект охлаждения последней и тем самым ограничения ее теплового расширения. Таким образом, зазор минимизируется. Наоборот, горячий воздух повышает тепловое расширение кольцеобразного бандажа турбины, что увеличивает зазор и, например, дает возможность исключения контакта в вышеупомянутой точке зажима.

Такое активное управление регулируется, например, цифровой системой управления двигателем с полной ответственностью (или FADEC) газотурбинного двигателя. Конкретнее скорость потока и/или температура воздуха, направленного на кольцеобразный бандаж турбины, регулируются/ется в зависимости от установленного зазора и от оценки действующего зазора в вершинах бандажа. Более того, зазор в вершинах бандажа не измеряется непосредственно датчиком, в связи с этим он подлежит оценке.

Как объясняется ранее, зазор в вершинах бандажа, в частности, зависит от теплового состояния газотурбинного двигателя.

Например, документ US 6487491 описывает модель оценки зазора турбины при работе посредством теплового моделирования двигателя, основанного на дифференциальных уравнениях. В связи с этим известно, как определять оценку зазора в вершинах бандажа при пуске газотурбинного двигателя в зависимости от теплового состояния газотурбинного двигателя.

В некоторых двигателях тепловое состояние при пуске оценивается согласно времени простоя двигателя. Однако запись времени простоя двигателя является сложной операцией.

В некоторых двигателях турбина оборудована датчиком температуры, измеряющим температуру корпуса, называемую Tcase. Имеются в виду обычные широко известные термопары (т.е. измеряющие температуру материала, а не наружного воздуха) типа К (хромель-алюмель) с пружиной для компенсации относительных расширений и вибраций. Такой датчик, однако, имеет высокую стоимость, высокую массу и большие габариты. Его установка на корпусе с помощью его системы фиксации является сложной. Дополнительно потеря контакта между корпусом и термопарой может искажать измерение температуры.

Сущность изобретения

Главной задачей настоящего изобретения в связи с этим является преодоление таких недостатков.

Эта задача решается с помощью способа 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, а именно в зависимости от оценки указанного зазора. Способ отличается тем, что в нем определяют указанную оценку указанного зазора при пуске авиационного двигателя согласно температуре, измеренной датчиком температуры, включающим в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя.

Если при пуске двигателя воздушный поток не пересекает свободное пространство, тогда температура, измеренная чувствительным элементом датчика температуры, представляет собой температуру его среды, которая измерена с помощью излучения. Зависящее от времени изменение этой температуры во время простоя двигателя на земле может быть воспроизводимым и может быть смоделировано.

Таким образом, зная температуру, измеренную во время пуска двигателя, возможно определять период простоя двигателя без необходимости записывать время остановки двигателя. В связи с этим сложная операция записи исключается. Дополнительно тепловое состояние двигателя при пуске может быть определено без необходимости применять датчик температуры широко известного типа термопары.

В более общем смысле изобретение дает возможность определения оценки зазора при пуске двигателя, при этом извлекая пользу из воспроизводимости зависящего от времени изменения температуры во время простоя двигателя на земле без необходимости записывать время остановки двигателя или какого-либо датчика температуры широко известного типа термопары.

С другой стороны, в варианте выполнения датчик температуры представляет собой датчик, предназначенный для работы посредством всасывания после пуска авиационного двигателя для того, чтобы измерять температуру воздушного потока в канале авиационного двигателя.

Таким образом, датчик температуры может быть одним на несколько функций.

Согласно варианту выполнения способ управления содержит этапы, на которых:

определяют период простоя авиационного двигателя в зависимости от указанной температуры и от модели зависящего от времени изменения с течением времени указанной температуры во время простоя авиационного двигателя на земле,

определяют тепловое состояние авиационного двигателя при пуске в зависимости от определенного периода простоя, и

определяют указанную оценку зазора согласно определенному тепловому состоянию.

Определение теплового состояния авиационного двигателя при пуске в зависимости от периода простоя и определение оценки зазора в зависимости от определенного теплового состояния являются известными и управляемыми операциями. В связи с этим с помощью этапа определения периода простоя авиационного двигателя в зависимости от указанной температуры и от модели зависящего от времени изменения с течением времени указанной температуры во время простоя авиационного двигателя на земле возможно извлекать пользу из этих известных операций.

Соответственно изобретение предлагает блок управления, предназначенный для управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, причем указанный блок управления содержит модуль для управления скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу, причем в зависимости от оценки указанного зазора, отличающийся тем, что содержит модуль оценки, выполненный с возможностью определять указанную оценку указанного зазора при пуске авиационного двигателя в зависимости от температуры, измеренной датчиком температуры, включающим в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя.

Также изобретение предлагает авиационный двигатель, содержащий блок управления согласно изобретению и датчик температуры, включающий в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя, причем указанный датчик температуры предназначен для работы посредством всасывания после пуска авиационного двигателя для того, чтобы измерять температуру воздушного потока в канале авиационного двигателя, причем модуль оценки блока управления способен определять указанную оценку указанного зазора согласно температуре, измеренной указанным датчиком температуры.

Преимущества и признаки, обсуждаемые ранее в связи со способом управления, также применимы к блоку управления и двигателю согласно изобретению.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения станут очевидными из описания, приведенного ниже, со ссылкой на приложенные чертежи, которые иллюстрируют примерный вариант выполнения изобретения без какого-либо ограничения. На этих фигурах:

фиг. 1 - схематический и продольный вид в разрезе участка газотурбинного авиационного двигателя согласно варианту выполнения изобретения;

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

фиг. 3 иллюстрирует датчик температуры двигателя на фиг. 1;

фиг. 4 иллюстрирует в виде функциональных модулей некоторые этапы способа управления согласно варианту выполнения изобретения; и

фиг. 5 иллюстрирует в виде функционального модуля этап способа управления согласно другому варианту выполнения изобретения.

Подробное описание вариантов выполнения

Фиг. 1 схематически иллюстрирует турбореактивный двигатель 10, относящийся к двухконтурному и двухвальному типу, к которому, в частности, применяется изобретение. Разумеется, изобретение не ограничивается этим особым типом газотурбинного авиационного двигателя.

В частности, хорошо известным образом турбореактивный двигатель 10 с продольной осью X-X содержит вентилятор 12, который подает воздушный поток в канал струи первичного потока 14 и в канал струи вторичного потока 16, соосный с каналом первичного потока. В направлении струи потока газа, поперечной ему, сзади вперед канал струи первичного потока 14 содержит компрессор 18 низкого давления, компрессор 20 высокого давления, камеру 22 сгорания, турбину 24 высокого давления и турбину 26 низкого давления.

Как проиллюстрировано конкретнее на фиг. 2, турбина 24 высокого давления турбореактивного двигателя содержит ротор, образованный диском 28, на котором установлено множество подвижных лопаток 30, размещенных в канале струи первичного потока 14. Ротор окружен корпусом 32 турбины, содержащим кольцеобразный бандаж 34 турбины, поддерживаемый внешним корпусом 36 турбины с помощью прокладок 37 крепления.

Кольцеобразный бандаж 34 турбины может быть образован с множеством смежных секторов или сегментов. На внутренней стороне он обеспечен слоем 34а истираемого материала и окружает лопатки 30 ротора, при этом обеспечивая зазор 38 в вершинах 30а последних.

Согласно изобретению предоставлена система, позволяющая управлять зазором 38, изменяя внутренний диаметр внешнего корпуса 36 турбины управляемым образом. С этой целью блок 46 управления управляет скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к внешнему корпусу 36 турбины, в зависимости от оценки зазора 38 и от установленного зазора. Блок 46 управления представляет собой, например, цифровую систему управления двигателем с полной ответственностью (или FADEC) турбореактивного двигателя 10.

С этой целью в проиллюстрированном примере корпус 40 управления размещен вокруг внешнего корпуса 36. Этот корпус 40 принимает свежий воздух посредством воздухопровода 42, ведущего на его заднем конце в канал струи первичного потока в одной из ступеней компрессора 20 высокого давления (например, посредством заборника, известного самого по себе и не проиллюстрированного на фигурах). Свежий воздух, циркулирующий в воздухопроводе, выпускается во внешний корпус 36 турбины (например, с помощью множественной перфорации стен корпуса 40 управления), вызывая охлаждение последнего и в связи с этим уменьшение его внутреннего диаметра. Как проиллюстрировано на фиг. 1, в воздухопроводе 42 размещен клапан 44. Этот клапан управляется блоком 46 управления.

Разумеется, изобретение не ограничивается этим особым типом управления размерами корпуса. Таким образом, другой пример (не показан) заключается во втягивании воздуха в двух различных ступенях компрессора и модулировании скорости потока каждого из этих образцов для регулирования температуры смеси, направляемой во внешний корпус 36 турбины.

Далее описывается определение оценки зазора 38, отмеченного как J блоком 46 управления.

Известным образом блок 46 управления получает сигналы измерения от различных датчиков, расположенных в турбореактивном двигателе 10, в частности:

- наружной температуры T12, и

- температуры T495, измеренной датчиком 1 температуры, предназначенным для измерения температуры в канале струи первичного потока 14 в турбине 26 низкого давления.

Фиг. 3 схематически иллюстрирует датчик 1 температуры, позволяющий измерять температуру T495. Датчик 1 температуры содержит чувствительный элемент 2, расположенный в свободном пространстве 3, пересекаемом во время работы потоком воздуха, обозначенным стрелкой 4.

Работа такого датчика известна специалисту в области техники и не будет описываться подробно. Достаточно напомнить, что этот тип датчика работает посредством всасывания в результате некоторой разницы давления между задней областью и передней областью. В лучшем случае датчик 1 температуры работает в звуковом режиме для данного отношения давлений для того, чтобы гарантировать постоянную скорость потока на чувствительном конце 2. Таким образом, начиная со скорости холостого хода на земле, температура T495, измеренная чувствительным элементом 2 датчика 1 температуры, в связи с этим представляет собой температуру воздушного потока.

Однако для скоростей двигателя ниже скорости холостого хода на земле или при простое двигателя воздушный поток не пересекает свободное пространство 3. Таким образом, в этом случае температура T495, измеренная чувствительным элементом 2 датчика 1 температуры, представляет собой температуру его среды, которая измерена с помощью излучения.

Авторы отмечают, что зависящее от времени изменение температуры T495 во время простоя двигателя на земле было воспроизводимым и детерминированным. Это наблюдение используется для оценки зазора 38 при пуске турбореактивного двигателя 10.

Конкретнее авторы учитывали следующую величину ΔT(t):

где t - время, момент t=0 соответствует моменту времени, следующему за остановкой двигателя, например 150 секунд после остановки двигателя.

Авторы отметили, что величина ΔT(t) была доступна для моделирования следующим образом:

где τ1 и τ2 - постоянные времени.

Постоянные времени τ1 и τ2 могут быть определены эмпирически из испытаний, проведенных на турбореактивном двигателе 10 или на одном или нескольких турбореактивных двигателях одного и того же типа. Первоначальная температура T495(0) может быть отлична от одного испытания к другому. Во время испытаний, проведенных на конкретном двигателе, авторы определили следующие постоянные времени: τ1=758 c и τ2=5450 c.

Зная значение постоянных времени τ1 и τ2, далее возможно определять при пуске двигателя в момент t период простоя двигателя, т.е. определять значение t согласно температурам T495(0), T12(0), T495(t) и T12(t). Температуры T495(0) и T12(0) могут сохраняться в памяти блоком 46 управления при остановке двигателя.

Фиг. 4 иллюстрирует определение оценки J зазора 38 при пуске двигателя в форме функциональных модулей. Эти функциональные модули, например, соответствуют компьютерной программе, выполняемой блоком 46 управления.

На фиг. 4 модуль 5 определения определяет оценку J согласно периоду простоя двигателя, представленному посредством t, и температуре ротора, обозначенной как TR, при остановке ротора: TR(0). Модуль 5 определения содержит два модуля 6 и 7 моделирования.

Модуль 6 моделирования реализует тепловую модель для зависящего от времени изменения температуры ротора TR с течением времени и в связи с этим обеспечивает оценку температуры ротора TR(t) согласно TR(0) и t.

Модуль 7 моделирования реализует тепловую модель турбореактивного двигателя 10 и определяет оценку J зазора 38 в зависимости от температуры TR(t).

Создание модулей 6 и 7 моделирования известно специалисту в области техники и в связи с этим не будет описываться подробно. Например, тепловая модель изменения температуры ротора TR в зависимости от времени может быть моделью первого порядка с постоянной времени 8/3 часа.

После пуска двигателя, например на маршевой скорости, загружается другой модуль определения (не показан) для того, чтобы определять оценку зазора 38. Этот другой модуль также включает в себя определение температуры TR ротора. Температура TR, определенная этим другим модулем определения во время остановки двигателя, может храниться в памяти блоком 46 управления и может быть использована модулем 5 определения в качестве входных данных для температуры TR(0).

Период простоя, представленный временем t, определяют модулем 8 моделирования, который реализует модель зависящего от времени изменения температуры T495 во время стоянки двигателя на земле согласно вышеупомянутому уравнению. Таким образом, модуль 8 моделирования определяет время t в зависимости от температуры T495(0), T12(0), T495(t) и T12(t).

Посредством модуля 8 моделирования возможно определять период простоя двигателя без необходимости записывать время остановки двигателя. В связи с этим сложная операция записи исключается. Дополнительно тепловое состояние двигателя при пуске, представленное здесь как TR(t), может быть определено без необходимости в каком-либо датчике температуры широко известного типа термопары.

На схеме на фиг. 4 переоценка периода простоя ведет к недооценке температуры ротора TR(t) при пуске и в связи с этим переоценке зазора 38 при пуске. Переоценка зазора 38 при пуске складывается из переоценки регулируемого зазора 38, что может вызывать контакт и разрушение лопаток 30.

Когда точность зазора 38 составляет 0,03 мм, переоценка зазора 38 на 0,03 мм является допустимым ограничением. В пределах области изучения конкретного двигателя и конкретного режима регулирования авторы определили, что переоценка зазора 38 на 0,03 мм соответствует недооценке температуры ротора при пуске TR(t) приблизительно на 60K.

Для вышеупомянутых моделей зависящего от времени изменения температуры ротора TR и зависящего от времени изменения температуры T495 во время остановки двигателя на земле в зависимости от времени и вышеупомянутых постоянных значений это соответствует переоценке на 860 секунд (т.е. более чем 14 минут) периода простоя.

Сравнив действующий период простоя с периодом простоя, оцененным моделью зависящего от времени изменения температуры T495, авторы отметили, что модель зависящего от времени изменения температуры T495 дает возможность оценки периода простоя двигателя с достаточной точностью.

Фиг. 5 иллюстрирует альтернативный путь определения оценки J зазора 38 при пуске двигателя, при этом извлекая пользу из воспроизводимости зависящего от времени изменения температуры T495 во время простоя двигателя на земле.

В этой альтернативе модуль 9 определения составляет таблицу соответствия, например, полученную эмпирически из испытаний, которая непосредственно обеспечивает оценку J зазора 38 в зависимости от температуры T495(t).

Изобретение было описано выше со ссылкой на температуру T495. Однако другая температура T может быть использована для определения периода простоя двигателя и оценки J зазора 38. Более того, турбореактивный двигатель 10 содержит другие датчики температуры, включающие в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве турбореактивного двигателя и предназначенный для измерения температуры потока воздуха во время работы турбореактивного двигателя 10. При простое или скорости ниже скорости холостого хода, если воздушный поток не циркулирует в свободном пространстве, чувствительный элемент измеряет температуру T его среды. Зависящее от времени изменение этой температуры T с течением времени во время простоя двигателя на земле может быть смоделировано подобно тому, как было описано выше для температуры T495.

Модель для зависящего от времени изменения температуры T495, описанная выше, нормализуется внешней температурой T12. Альтернативно другая температура, отражающая внешние условия, может быть использована для нормализации температуры T495.

1. Способ управления зазором (38) между вершинами лопаток (30) ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом (34) турбины корпуса (32), окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу (32), а именно в соответствии с оценкой (J) указанного зазора (38), при этом способ содержит:
этап, на котором определяют период останова (t) авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком (1) температуры, включающим в себя чувствительный элемент (2), расположенный в свободном пространстве (3) авиационного двигателя, и модели зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле,
этап, на котором определяют тепловое состояние (TR(t)) авиационного двигателя при пуске авиационного двигателя согласно определенному периоду останова (t), и
этап, на котором определяют указанную оценку (J) указанного зазора (38) согласно определенному тепловому состоянию (TR(t)).

2. Способ по п. 1, в котором указанный датчик температуры (1) представляет собой датчик, предназначенный для работы посредством всасывания после пуска авиационного двигателя для того, чтобы измерять температуру воздушного потока в канале (14) авиационного двигателя.

3. Способ по п. 2, в котором упомянутый датчик температуры (1) работает в звуковом режиме, для данного отношения давлений, для того, чтобы гарантировать постоянную скорость потока на чувствительном элементе (2).

4. Блок (46) управления, предназначенный для управления зазором (38) между вершинами лопаток (30) ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины (34) корпуса (32), окружающим лопатки, с другой стороны, причем указанный блок управления содержит модуль для управления скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу (32), а именно в соответствии с оценкой (J) указанного зазора (38), при этом он содержит:
- модуль (8) для определения периода останова (t) авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком (1) температуры, включающим в себя чувствительный элемент (2), расположенный в свободном пространстве (3) авиационного двигателя, и модели зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле,
- модуль (6) для определения теплового состояния (TR(t)) авиационного двигателя при пуске авиационного двигателя согласно определенному периоду останова (t), и
- модуль (7) для определения указанной оценки (J) указанного зазора (38) согласно определенному тепловому состоянию (TR(t)).

5. Авиационный двигатель, содержащий датчик (1) температуры и блок (46) управления по п. 4.



 

Похожие патенты:

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).

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).

Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки.

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.
Наверх