Двухконтурный газотурбинный двигатель


 


Владельцы патента RU 2596896:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха. Двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через' подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения и форсажную камеру, согласно изобретению содержит систему последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляную полость компрессора низкого давления и предмасляную полость компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектор, содержащий эжектируемую и эжектирующую полости и камеру смешения, при этом эжектируемая полость своим входом сообщена с предмасляной полостью турбины, а выходом - с входом камеры смешения, эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом - с входом камеры смешения, причем выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры. Источником питания может служить вторичная зона камеры сгорания или промежуточная ступень компрессора высокого давления. Технический результат - повышение ресурса и надежности работы подвижных уплотнений маслосистемы, повышение экономичности двигателя и уменьшение негативного влияния на окружающую среду. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха.

Двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, и форсажную камеру.

/RU №2153590, МПК F02C 7/06, опубл. 27.07.2000 г./

Основным недостатком здесь является то, что в атмосферу выбрасывается горячий воздух с парами масла, что, во-первых, является неэффективным с точки зрения термодинамики двигателя, поскольку «выброшенный» воздух не участвует в работе цикла двухконтурного газотурбинного двигателя, во-вторых, является источником загрязнения окружающей среды парами масла, особенно на режимах с низкими высотами полета.

Задача изобретения - разработка двигателя с повышенной эффективностью.

Ожидаемый технический результат - повышение ресурса и надежности работы подвижных уплотнений маслосистемы, повышение экономичности двигателя и уменьшение негативного влияния на окружающую среду.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения и форсажную камеру, согласно изобретению содержит систему последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляную полость компрессора низкого давления и предмасляную полость компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектор, содержащий эжектируемую и эжектирующую полости, и камеру смешения, при этом эжектируемая полость своим входом сообщена с предмасляной полостью турбины, а выходом - с входом камеры смешения, эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом - с входом камеры смешения, причем выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры. Источником питания может служить вторичная зона камеры сгорания или промежуточная ступень компрессора высокого давления.

Наличие системы последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляных полостей компрессора низкого давления и предмасляной полости компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины позволяет выполнить единую систему суфлирования предмасляных полостей двигателя, что делает ее более управляемой.

Наличие эжектора, содержащего эжектирующую полость и камеру смешения, позволяет использовать его основные свойства, а именно увеличение полного давления потока с низким давлением (эжектируемого) под действием струи другого потока с более высоким давлением (эжектирующего) для того, чтобы суфлировать воздух с низким давлением из предмасляных полостей двигателя в область с более высоким давлением внутри двигателя, исключая тем самым выброс этого воздуха в атмосферу. Сообщение входа эжектируемой полости с предмасляной полостью турбины позволяет по основному свойству эжекции, при сохранении низкого давления в предмасляных полостях двигателя на всем протяжении системы последовательно сообщенных друг с другом предмасляных полостей компрессоров низкого и высокого давлений и турбины, суфлировать этот воздух в область с более высоким давлением, одновременно обеспечивая ресурс и надежную работу подвижных уплотнений маслосистемы двигателя и минимальные утечки воздуха в маслосистему двигателя.

Сообщение входа эжектирующей полости (высоконапорной полости) с источником питания обеспечивает требуемый уровень давления для осуществления эжекции эжектируемого потока.

Сообщение выхода эжектируемой и эжектирующей полостей с входом камеры смешения позволяет эжектирующему потоку истекать в камеру смешения, создавая на входе камеры смешения статическое давление, которое ниже полного давления эжектируемого потока.

Под действием разности давлений эжектируемый поток устремляется в камеру смешения и в конечном итоге эжектируемый и эжектирующий потоки смешиваются с выравниванием параметров по сечению камеры смешения. Сообщение выхода камеры смешения с входной полостью форсажной камеры обеспечивает, с одной стороны, отсутствием выбросов воздуха из предмасляных полостей двигателя, не загрязняя окружающую среду и не являясь источником инфракрасного излучения, а с другой стороны, воздух из предмасляных полостей двигателя участвует в работе цикла двухконтурного газотурбинного двигателя в форсажной камере сгорания.

На чертеже показан продольный разрез двигателя.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления 1 с передней 2 и задней 3 опорами, компрессор высокого давления 4 с передней опорой 5, турбину 6 с опорами 7, полости наддува 8 и 9 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 10 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и полости наддува 11 опор 7 турбины 6. Полости наддува 8, 9, 10, 11 сообщены через подвижные уплотнения 12, 13, 14, 15с газовоздушным трактом двигателя 16 и через подвижные уплотнения 17, 18, 19, 20 - с полостями 21, 22, 23 маслосистемы 24, которая дополнительно оснащена предмасляными полостями 25, 26, 27, 28, которые сообщены с одноименными полостями наддува 8, 9, 10, 11 и полостями 21, 22, 23 маслосистемы 24 через подвижные уплотнения 17, 18, 19, 20, 29, 30, 31, 32. Предмасляные полости 25 и 26 компрессора низкого давления 1 сообщены посредством системы воздуховодов 33 и 34 с предмасляной полостью 27 компрессора высокого давления 4 и одновременно сообщены с предмасляной полостью 28 турбины 6. Эжектор 35 содержит эжектируемую полость 36, эжектирующую полость 37 и камеру смешения 38, при этом эжектируемая полость 36 своим входом 39 сообщена с предмасляной полостью 28 турбины 6, а выходом 40 - с входом 41 камеры смешения 38, эжектирующая полость 37 своим входом 42 сообщена с источником питания 43, а выходом 44 - с входом 41 камеры смешения 38, выход 45 камеры смешения 38 сообщен с входной полостью форсажной камеры 46.

Двигатель работает следующим образом.

При работе двигателя на рабочих режимах в полости наддува 8 и 9 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1 и в полость наддува 10 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 поступает воздух с давлением, обеспечивающим наддув полостей 8, 9, 10, обеспечивая при этом непопадание масла из маслосистемы 24 в газовоздушный тракт двигателя 16. Далее воздух, с одной стороны, через подвижные уплотнения 12, 13, 14 поступает в газовоздушный тракт двигателя 16, а, с другой стороны, через подвижные уплотнения 29, 30, 31 поступает в предмасляные полости 25 и 26 компрессора низкого давления 1 и предмасляную полость 27 компрессора высокого давления 4, обеспечивая оптимальный перепад давления на подвижных уплотнениях 17, 18, 19. В свою очередь, воздух из предмасляных полостей 25 и 26 компрессора низкого давления 1 посредством воздуховодов 33 и 34 поступает в предмасляную полость 27 компрессора высокого давления 4 и далее в полость наддува 11 турбины 6, которая через подвижное уплотнение 32 соединена с предмасляной полостью 28 турбины 6. Воздух, направляясь таким образом в предмасляную полость 28, также обеспечивает оптимальный перепад давления на подвижных уплотнениях 20 и непопадание масла из маслосистемы 24 в газовоздушный тракт двигателя 16. Из предмасляной полости 28, отделенной от газовоздушного тракта двигателя 16 подвижным уплотнением 15, воздух поступает на вход 39 в эжектируемую полость 36 эжектора 35. Одновременно от источника питания 43 воздух с высоким давлением поступает на вход 42 эжектирующей полости 37, где при его истечении из выхода 44 эжектирующей полости 37, на входе 41 камеры смешения 38 устанавливается статическое давление, которое всегда ниже полного давления воздуха, поступающего на вход 39 эжектируемой полости 36 из предмасляной полости 28 турбины 6. Поскольку выход 40 эжектирумой полости 36 и выход 44 эжектирующей полости 37 одновременно соединены со входом 41 камеры смешения 38, то под действием разности давлений между воздухом, истекающим из выхода 44 эжектирующей полости 37, и воздухом, истекающим из выхода 40 эжектируемой полости, воздух с низким давлением из предмасляной полости 28 устремляется на вход 41 камеры смешения 38, где происходит смешение потоков с выравниванием параметров воздуха по длине камеры смешения 38. Далее воздух суфлируется во входную полость форсажной камеры 46, где он участвует в рабочем цикле двухконтурного газотурбинного двигателя.

Реализация этого изобретения позволяет, с одной стороны, сохранить оптимальный перепад давлений на подвижных уплотнениях маслосистемы двигателя, а, с другой стороны, суфлировать воздух из предмасляных полостей двигателя в область внутри двигателя, при этом обеспечивается ресурс и надежная работа подвижных уплотнений маслосистемы, повышается экономичность двигателя и уменьшается негативное влияние на окружающую среду, поскольку воздух не выбрасывается в атмосферу, сохраняется оптимальный перепад давлений на подвижных уплотнениях маслосистемы двигателя, улучшаются характеристики самого летательного аппарата.

1. Двухроторный газотурбинный двигатель, содержащий полость наддува опоры компрессора низкого давления, полость наддува опоры компрессора высокого давления и полость наддува опоры турбины, сообщенные через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с полостями маслосистемы, предмасляные полости, сообщенные с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения и форсажную камеру, отличающийся тем, что он содержит систему последовательно сообщенных друг с другом посредством воздуховодов предмасляную полость компрессора низкого давления и предмасляную полость компрессора высокого давления, одновременно сообщенных с предмасляной полостью турбины, эжектор, содержащий эжектируемую и эжектирующую полости и камеру смешения, при этом эжектируемая полость своим входом сообщена с предмасляной полостью турбины, а выходом - с входом камеры смешения, эжектирующая полость своим входом сообщена с источником питания, а выходом с входом камеры смешения, причем выход камеры смешения сообщен с входной полостью форсажной камеры.

2. Двухроторный газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что источником питания является вторичная зона камеры сгорания.

3. Двухроторный газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, то источником питания является промежуточная ступень компрессора высокого давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и касается предохранительного клапана двойного действия, используемого в системе суфлирования масляных полостей подшипниковых опор ротора авиационного газотурбинного двигателя для поддержания заданных режимов давления воздуха в масляных полостях.

Изобретение относится к области пленок демпфирующих жидкостей направляющего подшипника вала турбомашины и, более конкретно, относится к регулированию толщины такой пленки демпфирующей жидкости.

Упругодемпферная опора ротора тяжелой турбомашины относится к ГТД авиационного и наземного применения, а именно к конструкции упругодемпферной опоры компрессора мощной турбомашины наземного применения или мощного ГТД тяжелого самолета, не летающего в перевернутом полете.

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области авиационного двигателестроения. Магистрали откачки масла насосов, подключенных к масляным полостям подшипниковых опор ротора, сообщены с магистралью откачки масла насоса масляной полости коробки привода агрегатов через обратный клапан, подпружиненный в сторону магистралей откачки насосов масляных полостей подшипниковых опор ротора, сопротивление которого близко к разности напоров давления, создаваемых насосами откачки масла масляных полостей подшипниковых опор ротора и коробки привода агрегатов.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к маслобаку системы смазки авиационного двигателя, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Перед опорным подшипником установлен через радиальное отверстие в валу стопор в виде цилиндрического штифта так, что выступающие за пределы боковой поверхности вала цилиндрические участки штифта расположены перед торцом внутренней обоймы опорного подшипника, зафиксированной относительно корпуса.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе, что характерно для авиационных газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок.

Упругодемпферная опора ротора турбомашины с демпфером с дроссельными канавками, содержащая корпус, втулку, закрепленную в корпусе, упругое кольцо с равномерно чередующимися наружными и внутренними выступами, выполненными соответственно на наружной и внутренней поверхностях кольца, подшипник качения, форсуночное кольцо с форсунками и уплотнение масляной полости опоры.

Изобретение относится к технике, применяемой при транспорте газа по магистральным газопроводам, и может быть использовано в газотранспортной отрасли промышленности для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей (далее - ГТД) неработающих (находящихся в резерве) газоперекачивающих агрегатов, установленных в компрессорных цехах компрессорных станций магистральных газопроводов.

Изобретение относится к энергетике. Предложена опора турбины высокого давления, содержащая корпус подшипника с силовыми спицами, закрепленными на корпусе турбины, наружное кольцо подшипника, установленное в корпусе между упорным буртом и гайкой, и роликоподшипник, взаимодействующий с ротором турбины. При этом опора снабжена промежуточным кольцом из материала с твердостью, соизмеримой с твердостью наружного кольца подшипника, на одном из торцов промежуточного кольца выполнены выступы, а в упорном бурте выполнены ответные выступам пазы, промежуточное кольцо установлено между корпусом и наружным кольцом, при этом выступы кольца входят в пазы в упорном бурте. Изобретение позволяет обеспечить бесперебойную работу газотурбинной установки, исключить возникновение критических вибраций после нескольких возникающих в процессе эксплуатации и плановых остановок и увеличить межремонтный ресурс на 50000 часов. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и касается элементов систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора, воздухоотделителя в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а также в других устройствах для отделения жидкости от газожидкостной смеси. Крыльчатка выполнена составной конструкции и смонтирована внутри установленной на конце вала цилиндрической камеры. Боковые торцы лопаток крыльчатки упираются в ее заднюю стенку, внешние кромки лопаток по наружному диаметру крыльчатки прилегают к боковой стенке камеры. В проточную часть крыльчатки установлена поперек лопаток по меньшей мере одна пара разделительных перегородок, одна из которых перекрывает межлопаточное пространство крыльчатки в центральной зоне проточной части на выходе из крыльчатки, а другая перегородка перекрывает его в периферийной зоне проточной части на выходе из крыльчатки. При этом подвод газожидкостной смеси на вход суфлера выполнен осевым со стороны передней стенки камеры, отвод чистого газа выполнен со стороны задней ее стенки через полый вал, а возврат уловленной суфлером жидкости в картер суфлируемой полости выполнен через радиальные каналы в боковой стенке камеры, на внешней стороне которой выполнен зубчатый венец. Такое выполнение приводного центробежного суфлера позволит обеспечить интенсификацию отделения жидкости в нем за счет разделения траекторий двух потоков - газожидкостной смеси, поступившей на вход суфлера для очистки, и потока уловленных частиц жидкости, возвращающихся в картер суфлируемой полости для повторного использования.1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к малоразмерным газотурбинным двигателям с системой смазки и охлаждения подшипников. Малоразмерный газотурбинный двигатель содержит систему топливопитания и смазки подшипников ротора со смесителем, обеспечивающим создание рабочего тела путем перемешивания топливомасляной смеси с воздухом, отбираемым из кольцевого коллектора компрессора через наклонные пазы, направление которых совпадает с направлением потока воздуха в месте его отбора. Смеситель выполнен в виде тройника, имеющего входной канал подачи сжатого воздуха, входной канал подачи топливомасляной смеси, полость смешивания и выходной канал подачи рабочего тела на подшипники. Подшипники установлены с предварительным натягом в осевом направлении, обеспеченным пружиной. Такое выполнение системы смазки позволит снизить газодинамические потери при отборе воздуха из компрессора, уменьшить тепловыделение на подшипниках за счет исключения проскальзывания шариков по беговым дорожкам, уменьшить износ и нагрев подшипников, повысить эффективность системы смазки и охлаждения. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх