Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон. Двигатель также содержит систему низкого давления (30) для контроля за средой летательного аппарата. Упомянутая система (30) содержит отвод высокого давления (34) в области высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления (32) в области низкого давления. Отвод низкого давления (32) связан с первым воздуховодом (36), ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению (54) турбокомпрессора (42). Отвод высокого давления (34) ведет в турбинное отделение (52) турбокомпрессора (42) так, что воздух в отводе высокого давления (34) приводит турбинное отделение (52), которое, в свою очередь, приводит компрессорное отделение (54) турбокомпрессора. Объединенный выход (44) компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивает и пропускает выходной поток для доставки и использования его на борту воздушного судна. Система также содержит клапан (38), расположенный между отводом низкого давления (32) и компрессорным отделением (54) турбокомпрессора (42). Изобретение повышает эффективность двигателя. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к авиационной системе кондиционирования воздуха, которая отводит сжатый воздух высокого и низкого давления для использования на воздушных судах.

Системы кондиционирования воздуха, связанные с воздушными суднами, известны. Обычно, эти системы отводят воздух от газотурбинного двигателя воздушного судна и направляют его в кабину воздушного судна, а также для другого использования воздуха на воздушных судах.

Системы, как правило, отводят сжатый воздух низкого давления из области компрессора низкого давления, а сжатый воздух высокого давления из области компрессора высокого давления. Второе используется в определенные моменты во время работы газотурбинного двигателя, в зависимости от потребности, и доступного воздуха.

В известном уровне техники, при отведении воздуха высокого давления, он имеет очень высокую температуру. То есть необходимо осуществлять охлаждение воздуха. Таким образом, обычным является наличие в некоторой форме промежуточного охладителя или теплообменника.

К тому же, сжатый воздух высокого давления уже был сжат более уровня сжатого воздуха низкого давления. Чем больше сжатого воздуха высокого давления отводится от потребности двигателя, тем ниже эффективность двигателя.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В известном варианте реализации изобретения газотурбинный двигатель содержит вентиляторное отделение, поставляющее воздух в главное компрессорное отделение. Главное компрессорное отделение сжимает воздух и поставляет воздух в камеру сгорания. Продукты горения проходят от камеры сгорания через турбинное отделение для привода вентиляторного отделения и главных компрессорных отделений. Редуктор приводится в движение турбиной отделения для привода вентиляторного отделения. Газотурбинный двигатель удерживается пилоном. Система кондиционирования воздуха содержит отвод высокого давления в область наличия высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления в область низкого давления. Область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления. Отвод низкого давления связан с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора. Отвод высокого давления ведет в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит в движение турбинное отделение, приводящее, в свою очередь, компрессорное отделение турбокомпрессора. Пилон содержит нижнюю поверхность, однако отвод высокого давления не пролегает по плоскости, в том числе, по нижней плоскости. Объединенный выхлоп компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивается и направляется ниже для доставки и использования воздушным судном.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с предшествующим вариантом реализации изобретения редуктор обеспечивает передаточное отношение по меньшей мере около 2,0.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любым из предшествующих вариантов реализации изобретения турбинное отделение содержит приводную турбину вентилятора, которая приводит в движение редуктор и одну из главных компрессорных отделений.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, причем первое компрессорное отделение содержит по меньшей мере четыре (4) ступени и не более чем семь (7) ступеней.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения отбираемый воздух берется из по меньшей мере четвертой ступени первого компрессорного отделения.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения турбинное отделение содержит первое турбинное отделение, приводящее компрессор высокого давления, среднее турбинное отделение, приводящее компрессор низкого давления, и третье турбинное отделение, приводящее вентиляторное отделение.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, причем первое компрессорное отделение содержит по меньшей мере три (3) ступени и не более чем восемь (8) ступеней.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения обтираемый воздух берется из по меньшей мере третьей ступени первого компрессорного отделения.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится управляющий клапан, гидравлически связанный с входом в компрессор турбокомпрессора.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится датчик, генерирующий данные о скорости турбины турбокомпрессора.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в соответствии с определением условий превышения скорости.

В другом известном варианте реализации изобретения авиационная система кондиционирования воздуха содержит отвод высокого давления для связи с областью высокого давления в главном компрессорном отделении, связанном с двигателем воздушного судна, причем отвод низкого давления связывается с областью низкого давления в главном компрессорном отделении. Область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления. Отвод низкого давления связывается с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию, и компрессорному отделению турбокомпрессора. Отвод высокого давления ведет в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит в движение турбинное отделение, которое, в свою очередь, приводит в движение компрессорное отделение турбокомпрессора. Отвод высокого давления располагается ниже плоскости, включая нижнюю поверхность пилона, удерживающего главное компрессорное отделение, связанное с двигателем воздушного судна. Объединенный выхлоп компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивается и направляется ниже для доставки и использования в нуждах воздушного судна.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с предшествующим вариантом реализации изобретения обратный клапан располагается в первом воздуховоде, связанном с отводом низкого давления.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения управляющий клапан располагается на отводе высокого давления и может быть закрыт для пропуска воздуха через первый воздуховод, связанный с отводом низкого давления, или для сохранения прохода воздуха через компрессорное отделение турбокомпрессора при открытом управляющем клапане.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения предусматривается резервный клапан, который закроется, если управляющий клапан, связанный с отводом высокого давления, выйдет из строя.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения резервный клапан позиционируется на выходном потоке в области, в которой первый воздуховод и объединенный выхлоп объединяются в общий воздуховод.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится управляющий клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится датчик, генерирующий данные о скорости турбинного отделения турбокомпрессора.

В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в соответствии с условиями превышения скорости.

Хотя различные примеры имеют определенные компоненты, показанные в иллюстрациях, варианты реализации изобретения настоящего описания не ограничиваются этими отдельными комбинациями. Возможно использование некоторых компонентов или деталей из одного примера в комбинации с деталями или компонентами из некоторого другого примера.

Эти и другие особенности, описанные здесь, могут быть наилучшим образом понятны из последующего описания и иллюстраций, следующее из которых является кратким описанием.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ

Фигура 1А схематически иллюстрирует вариант реализации изобретения газотурбинного двигателя.

Фигура 1Б схематически иллюстрирует другой газотурбинный двигатель.

Фигура 2 иллюстрирует вариант реализации изобретения авиационной системы кондиционирования воздуха.

Фигура 3 иллюстрирует схему системы по Фигуре 2.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Газотурбинный двигатель 210 проиллюстрирован на Фигуре 1А. Как показано, двигатель 210 содержит вентилятор 250 (который содержит множество лопастей вентилятора 20), главное компрессорное отделение 254 (которое содержит компрессор низкого давления 256 и компрессор высокого давления 258), камеру сгорания 260 и турбинное отделение 262 (которое содержит турбину высокого давления 264 и турбину низкого давления 266). Компрессор высокого давления 258 приводится в движение при помощи первого шкива 268 турбиной высокого давления 264. Компрессор низкого давления 256 приводится вторым шкивом 270, турбиной низкого давления 266. Также турбиной низкого давления 266 приводятся лопасти вентилятора 20 вентилятора 250, поскольку вентилятор связан со вторым шкивом 270 при помощи редукторной конструкции 272.

Вентиляторное отделение 250 направляет воздух по байпасу линии потока B, в то время как компрессорное отделение 254 затягивает воздух вдоль центральной линии потока C, в котором воздух сжат и соединяется с отделением камеры сгорания 260. В отделение камеры сгорания 260 воздух смешивается с топливом и поджигается для генерирования потока выхлопных газов высокого давления, который распространяется через турбинное отделение 262, в котором отбирается энергия и используется для привода вентиляторного отделения 250 и компрессорного отделения 254.

Второй шкив 270 в общем содержит внутренний вал 240, который соединяет вентилятор 250 и компрессорное отделение низкого давления (или первое) 256 с турбинным отделением низкого давления (или первым) 266. Турбина низкого давления 266 также упоминается как приводная турбина вентилятора, поскольку она приводит вентилятор 250 напрямую или, как проиллюстрировано, через редукторную конструкцию 272. Внутренний вал 240 приводит вентилятор 250 через устройство изменения скорости, такое как редукторная конструкция 272, для приведения вентилятора 250 в движение на меньшей скорости, чем низкоскоростной шкив 270. Высокоскоростной шкив 268 содержит внешний вал 242, связывающий компрессорное отделение высокого давления (или второе) 258 и турбинное отделение высокого давления (или второе) 264. Внутренний вал 240 и внешний вал 242 являются концентричными и вращаются при помощи подшипниковой системы, расположенной относительно центральной продольной оси A двигателя.

Обратимся к Фигуре 1Б, другой описываемый примерный газотурбинный двигатель 215 содержит средний или третий шкив 248. Двигатель 215 содержит структуры, подобные к описанным и проиллюстрированным по отношению к двигателю 210, проиллюстрированному на Фигуре 1А так, что подобные структуры представлены с теми же номерами ссылок. Средний шкив 248 содержит турбину среднего давления 246. Компрессор низкого давления 256 приводится средним шкивом 248 через средний вал 244, соединенный с турбиной среднего давления 246. Средний вал 244 является концентричным с внутренним валом 240 второго шкива и внешним валом 242 первого шкива 268. Турбина низкого давления 266 приводит лопасти 20 вентилятора вентиляторного отделения 250. В этом примере турбина низкого давления 256 приводит внутренний вал 240 только для приведения редукторной конструкции 272, которая, в свою очередь, приводит вентиляторное отделение 250. Должно быть очевидно, что турбина низкого давления 256 может также напрямую приводить вентиляторное отделение без уменьшения скорости, обеспечиваемой редукторной конструкцией 272.

Описанные газотурбинные двигатели 210, 215 в одном примере являются авиационными двигателями с высокой степенью двухконтурности. В еще одном примере газотурбинные двигатели 210, 215 содержат степень двухконтурности, большую чем примерно шесть (6), с примерным вариантом реализации изобретения, большим чем примерно десять (10). Примерная редукторная конструкция 272 является планетарным редуктором, таким как авиационная редукторная система, звездная редукторная система или другая известная редукторная система, с передаточным числом, большим чем примерно 2,0.

В описанных вариантах реализации изобретения газотурбинные двигатели 210, 215 имеют степень двухконтурности, большую чем около десяти (10:1), и диаметр вентилятора значительно больше, чем внешний диаметр компрессора низкого давления 256. Должно быть понятно, однако, что приведенные выше параметры являются исключительно примерными вариантами реализации изобретения газотурбинного двигателя, содержащего редукторную конструкцию, и то, что настоящее описание применимо к другим газотурбинным двигателям.

Значительно количество крутящего момента предоставляется байпасным потоком B вследствие высокой степени двухконтурности. Вентиляторное отделение 250 сконструировано для конкретных полетных условий - обычного полета при примерно 0.8 Маха и примерно 35,000 футов. Полетные условия при 0,8 Маха и 35,000 футов с двигателем с его наилучшим потреблением топлива, также известным как "наивыгоднейшая скорость удельного расхода топлива на кг тяги в час ('TSFC')" - являются промышленным стандартным параметром фунтов-массы (lbm) сжигаемого топлива на фунт-силу (lbf) тяги, производимой двигателем в этой точке минимума.

"Степень повышения давления вентилятора низкого давления" - это степень повышения давления отдельно на лопасти вентилятора, без системы выходных направляющих лопаток вентилятора ("FEGV"). Степень повышения давления вентилятора низкого давления, как показано здесь в соответствии с одним не ограничивающим вариантом реализации изобретения, является меньшей, чем примерно 1,50. В другом неограничивающем варианте реализации изобретения степень повышения давления вентилятора низкого давления менее чем примерно 1,45.

"Скорректированная скорость края лопатки вентилятора низкого давления" является фактической скоростью края лопатки вентилятора в фут/с, разделенной на корректировочный коэффициент промышленного стандарта [(Tram°R)/(518,7°R)]0,5. "Скорректированная скорость края лопатки вентилятора низкого давления", как показано здесь в соответствии с одним неограничивающим вариантом реализации изобретения, является меньшей чем примерно 1150 фут/с.

Примерное компрессорное отделение низкого давления 256 содержит по меньшей мере 4 ступени. В одном описанном варианте реализации изобретения компрессор низкого давления 256 содержит семь (7) ступеней. В другом описанном варианте реализации изобретения компрессор низкого давления содержит по меньшей мере четыре (4) и до семи (7) ступеней. В другом описанном варианте реализации изобретения примерное компрессорное отделение низкого давления 256 содержит по меньшей мере четыре (4) ступени и до примерно восьми (8) ступеней. В еще одном примерном описанном варианте реализации изобретения компрессор низкого давления 256 содержит восемь (8) ступеней.

Система кондиционирования воздуха (ECS) 30, предназначенная для использования воздушным судном, получает воздух от участков компрессора 254. В этом примере ECS система 30 получает воздух от части компрессора низкого давления 256 и компрессора высокого давления 258.

Обратимся к Фигуре 2 с продолжающимся обращением к Фигурам 1А и 1Б, иллюстрирующим ECS 30, предназначенную для использования на воздушном судне. Область сжатия высокого давления 134 имеет отвод 34, как проиллюстрировано на Фигуре 2. Другой отвод 32 находится в области низкого давления 132. Области 132 и 134 обе могут находиться в компрессоре высокого давления 258 или одна может быть в компрессорном отделении низкого давления 256. Однако отвод 34 находится ниже по потоку от отвода 32 и в области высокого давления.

Компрессорное отделение 254, камера сгорания 260 и турбинное отделение 262 располагаются в центральном обтекателе, схематически обозначенном как 212. Центральный обтекатель 212 расположен над центральными деталями двигателя. Двигатели 210, 215 удерживаются на воздушном судне пилоном 214 (проиллюстрирована на Фигуре 2), который задает нижнюю поверхность 216, также упоминается как плоскость. Нижняя плоскость 216 является нижним продолжением пилона 214 в направлении двигателя 210, 215. Приведенная в качестве примера ECS 30 содержит турбокомпрессор 42 (описан ниже), расположенный в полости двигателя, сформированной в центральном обтекателе 212.

Обратимся к Фигуре 3 с продолжающимся обращением к Фигуре 2, отвод 32 ведет к первому воздуховоду 36, содержащему обратный клапан 38, а также в компрессорное отделение 54 турбокомпрессора 42. Отвод высокого давления 34 ведет в турбинное отделение 52 турбокомпрессора 42. Выходы компрессорного отделения 54 и турбинного отделения 52 турбокомпрессора 42 направляются в общий выход 44.

Выход 44 соединяется с первым воздуховодом 36 и оба проходят через клапан 50 в общем выходе 37, ведущем к потребителю 152 воздушного судна.

Как проиллюстрировано на Фигуре 3, отвод 32 альтернативно ведет к компрессорному отделению 54 или в первый воздуховод 36, ведущий к объединенному выходу 37. Обратный клапан 38 позволяет протекание потока от отвода 32 к первому воздуховоду 36 в одном направлении. Он также обеспечивает некоторое сопротивление потоку в этом направлении. Отвод 34 ведет через модулирующий и отсечной клапан 40, который может быть открыт или закрыт контроллером 41, что проиллюстрировано схематически. Воздух из области высокого давления на отводе 34 проходит через турбинное отделение 52 к выходу 44. В одном примере воздух высокого давления передается от компрессора высокого давления 258 к отводу 34.

Отвод 34 соединяет воздух высокого давления и температуры с турбокомпрессором 42 и не проходит через плоскость 216, сформированную нижним участком пилона 214.

Воздух высокого давления и температуры из отвода 34 приводит в движение турбинное отделение 52, которое приводит компрессорное отделение 54 для сжатия воздуха из отвода 32 и увеличивает давление потока воздуха в объединенный выход 37. Выходы турбинного отделения 52 и компрессорного отделения 54 смешиваются на выходе 44 и проходят к объединенному выходу 37. Когда компрессорное отделение 54 приводится турбинным отделением 52, применяется всасывание первым воздуховодом 36 и отводом 32, и таким образом обратный клапан 38 останется закрытым.

В одном примере отбираемый воздух берется из четвертой ступени компрессора низкого давления 256 и поставляется в отвод 32. Воздух из отвода 32 используется в основном исключительно при определенных условиях, если тепло, которое необходимо отвести, является максимальным. В качестве примера, поток воздуха будет стремиться пройти от отвода 32 через обратный клапан 38 к первому воздуховоду 36 во время набора высоты и полета. В это время клапан 40 поддерживается закрытым для ограничения отвода сжатого воздуха.

Однако при определенных условиях, например спуске, клапан 40 открывается и турбинное отделение 52 приводится и воздух из отвода 32 проходит в компрессорное отделение 54. Прохождение воздуха высокой температуры и давления от отвода 34 через турбинное отделение 52 понижает его температуру. Дополнительно, смешивание его со сжатым воздухом низкого давления из отвода 32, даже при сжимании до высокого давления компрессорным отделением 54, может устранить необходимость в отдельном теплообменнике на выходе 44. Смешанный воздух может быть полезной температуры, когда он достигает объединенного выхода 37. Для достижения этого количество воздуха из двух отводов может меняться.

Клапан 50 является управляющим клапаном, который может быть закрыт в случае отказа клапана 40. В такой момент времени может быть более желательно не поставлять воздух в систему 152, чем иметь открытый байпас от отвода 34.

Предусматривается наличие клапана 100 до компрессорного отделения 54 и его управление контроллером 41. Клапан 100 приводится в движение для перекрывания потока от компрессора низкого давления 256 для управления и модулирования потока воздуха низкого давления в компрессор 54.

Предусматривается наличие датчика 102, генерирующего данные о скорости турбины, которые передаются с помощью линии связи 101 в контроллер 41. Датчик 102 выполнен с возможностью предоставления информации об условиях превышения скорости турбины. Контроллер 41 будет активирован и/или закроет клапана 100, 40 и 50 в предпочитаемой комбинации для предотвращения повреждения системы. В одном примере, контроллер 41 будет получать от датчика 102 индикацию начала или актуальных условий превышения скорости турбины 52. Контроллер 41 использует по меньшей мере данные от датчика 102 наряду с другими доступными данными о работе двигателя для распознавания текущих или потенциальных условий скорости турбины, которые могут заставить применить отключение или другие способствующие действия. Контроллер 41 может закрыть клапан 40 для предотвращения потока воздуха высокого давления, который приводит турбину 52. Тормоз 104 также может быть применен для остановки турбины 52 в случае обнаружения или отображения условий превышения скорости турбины или других нежелательных рабочих условий.

Устранение необходимого теплообменника и использование меньшего количества воздуха от области высокого сжатия особенно ценно в сочетании с системой, содержащей редукторный привод для турбовентилятора, такого как проиллюстрированный на 272 в Фигурах 1А и 1Б.

Хотя был описан примерный вариант реализации изобретения, специалист в данной области техники поймет, что определенные модификации будут попадать в объем настоящего изобретения. С этой целью последующая формула изобретения должна быть изучена для определения настоящего объема и содержания этого изобретения.

1. Газотурбинный двигатель в сборе, содержащий:

вентиляторное отделение, поставляющее воздух в главное компрессорное отделение, причем главное компрессорное отделение сжимает воздух и поставляет воздух в камеру сгорания, продукты сгорания проходят от камеры сгорания по турбинному отделению для привода вентиляторного отделения и главного компрессорного отделения, причем редуктор приводится турбинным отделением для приведения вентиляторного отделения;

пилон, удерживающий газотурбинный двигатель;

систему низкого давления для контроля за средой летательного аппарата, содержащую отвод высокого давления в области высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления в области низкого давления, причем область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления;

отвод низкого давления, связанный с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора;

отвод высокого давления, ведущий в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит турбинное отделение, которое, в свою очередь, приводит компрессорное отделение турбокомпрессора, причем пилон содержит нижнюю плоскость, и отвод высокого давления не выступает за пределы плоскости, включающей указанную нижнюю плоскость;

объединенный выход компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора, перемешивающий и пропускающий выходной поток для передачи в целях использования воздушным судном;

и клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.

2. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором редуктор обеспечивает передаточное отношение, по меньшей мере, около 2,0.

3. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором турбинное отделение содержит отделения приводной турбины вентилятора, которая приводит редуктор, и одного из главных компрессоров.

4. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, при этом первое компрессорное отделение содержит, по меньшей мере, четыре (4) ступени и не более чем семь (7) ступеней.

5. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 4, в котором отбираемый воздух берется из, по меньшей мере, четвертой ступени первого компрессорного отделения.

6. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором турбинное отделение содержит первое турбинное отделение, приводящее компрессор высокого давления, среднее турбинное отделение, приводящее компрессор низкого давления, и третье турбинное отделение, приводящее вентилятор.

7. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, а первое компрессорное отделение содержит, по меньшей мере, три (3) ступени и не более чем восемь (8) ступеней.

8. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 7, в котором отбираемый воздух берется от, по меньшей мере, третьей ступени первого компрессорного отделения.

9. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, содержащий управляющий клапан, гидравлически связанный с входом компрессора турбокомпрессора.

10. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, содержащий датчик, генерирующий данные, отображающие скорость турбины турбокомпрессора.

11. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 10, содержащий тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в случае обнаружения превышения предельной скорости турбины.

12. Система низкого давления для контроля за средой летательного аппарата, содержащая:

отвод высокого давления, связанный с областью высокого давления в главном компрессорном отделении, связанном с двигателем воздушного судна, и отвод низкого давления для связи с областью низкого давления в главном компрессорном отделении, причем область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления;

отвод низкого давления, связанный с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора;

отвод высокого давления, ведущий в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит турбинное отделение, в свою очередь, приводящее компрессорное отделение турбокомпрессора, при этом отвод высокого давления расположен ниже плоскости, включающей самую нижнюю поверхность пилона, удерживающего главное компрессорное отделение, связанное с двигателем воздушного судна;

объединенный выход компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора, смешивающий и пропускающий выходной поток для доставки в целях его использования на борту воздушного судна;

и управляющий клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.

13. Система по п. 12, в которой обратный клапан, расположенный в первом воздуховоде, связан с отводом низкого давления.

14. Система по п. 12, в которой управляющий клапан расположен на отводе высокого давления и может быть закрыт для направления воздуха через первый воздуховод, связанный с отводом низкого давления, или для обеспечения воздушного протока через компрессорное отделение турбокомпрессора, если управляющий клапан открыт.

15. Система по п. 12, в которой предусмотрено наличие резервного клапана, который должен закрыться, если управляющий клапан, связанный с отводом высокого давления, выйдет из строя.

16. Система по п. 15, в которой резервный клапан располагается так, чтобы выходной поток области первого воздуховода и объединенного выхода перемешивался в общем протоке.

17. Система по п. 12, содержащая датчик, генерирующий данные о скорости турбинного отделения турбокомпрессора.

18. Система по п. 17, содержащая тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в случае превышения предельной скорости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Узел турбомашины содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, промежуточный корпус, размещенный между ними, клапан перепуска воздуха и приводной силовой гидроцилиндр клапана перепуска воздуха.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, две горелки, камеру сгорания, расположенную ниже по потоку за указанными горелками, турбину, два температурных датчика ниже по потоку за указанной камерой сгорания.

Изобретение касается газовой турбины, а также способа ее эксплуатации. Газовая турбина имеет компрессор для подготовки воздуха, камеру сгорания с горелкой и турбину для сброса давления.

Исполнительное устройство содержит: неподвижную часть, образующую корпус, содержащий вход для прохождения текучей среды, главный выход и второй выход отбора и возвратные средства, действующие механическим усилием на подвижную часть; подвижную часть, содержащую затвор, содержащий шток, перемещающийся между положением открывания и положением закрывания; термостатическое устройство, содержащее переворотный конусный диск, при этом переворот диска при значении сверх известной критической температуры приводит к перемещению затвора в его положение закрывания; устройство управления, обеспечивающее создание силы удержания затвора, при этом устройством управления управляют таким образом, чтобы при значении ниже критической температуры открывание или закрывание затвора происходило в результате равновесия сил между удерживающей силой и механическим усилием.

Предложен способ отслеживания КПД прямого вытеснения высоконапорного насоса в гидравлической системе регулирования турбомашины. Способ включает в себя следующие этапы, на которых: запускают двигатели упомянутой турбомашины на низкой скорости N0 двигателя, при этом упомянутый клапан закрыт; используют компьютер для осуществления движения исполнительного механизма; постепенно увеличивают скорость N двигателя, пока упомянутая производительность Q не достигает заранее определенного значения Q0, которое достаточно для открывания клапана; запоминают в компьютере, во-первых, положение исполнительного механизма, а во-вторых, скорость N двигателя, соответствующую открыванию клапана; повторяют предыдущие этапы в последовательные моменты времени t1, t2, …, tn в течение срока службы упомянутых двигателей турбомашины; и заменяют упомянутый высоконапорный поршневой насос прямого вытеснения, когда упомянутая скорость N двигателя превышает заранее определенное значение Nпредел.

Компрессор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит решетку (2) неподвижных лопаток и систему для отбора воздуха на уровне проходов (5) между двумя лопатками (3) через щели (6), выполненные в упомянутой стенке (4).

Изобретение относится к энергетике. Способ управления заклиненным сопловым аппаратом, установленным между первой и второй турбинами, соединенными последовательно с компрессором.

Газотурбинный двигатель, например двухконтурный турбореактивный двигатель, включает промежуточный кожух, содержащий выполненную в виде тела вращения внутреннюю стенку, ограничивающую с наружной стороны канал течения первичного потока воздуха и средства отбора воздуха.

Изобретение относится к коробке передач для турбовентиляторных реактивных двигателей. Коробка передач имеет основное устройство и вспомогательное устройство, содержащие соответствующие корпусы зубчатых передач и соответствующие полые валы, соединенные с помощью приводного вала.

Коробка приводов содержит картер, образующий камеру для размещения смазываемых маслом вращающихся элементов, трубчатую муфту, соединяемую с вращающимися элементами и выполненную с возможностью приведения во вращение вала, а также средства сбора масла для смазки вращающихся элементов и доставки масла за счет стекания к шлицам с целью их смазки.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к авиадвигателестроению. Техническим результатом является увеличение жесткости соединения, что приводит к повышению прочности и надежности узла соединения в случае динамической нагруженности, а именно при воздействии вибраций, а также снижение массы узла соединения в целом.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы роторов высокого давления (РВД) и роторов низкого давления (РНД) модуля газогенератора и вал ротора модуля силовой турбины.

Система передачи мощности для турбомашины содержит передаточный вал, связанный с валом двигателя с помощью средств соединения и приводящий в действие оборудование или вспомогательные средства.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД модуля газогенератора и вал ротора модуля силовой турбины, каждый из которых сообщен через приводы по крутящему моменту со своими агрегатами и датчиками.

Шестеренчатая коробка передач газотурбинного двигателя для приведения в действие его вспомогательного оборудования содержит корпус, кинематическую цепь внутри корпуса, ряд зубчатых передач, а также механизм отбора мощности, предназначенный для зацепления с передаточным валом газотурбинного двигателя.

Коробка приводов для приведения в действие вспомогательного устройства газотурбинного двигателя содержит корпус, кинематическую цепь внутри корпуса, а также элемент отбора мощности, предназначенный для зацепления с передаточным валом газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двухвального, двухконтурного авиационного ТРД, имеющего газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД, включает соединенные с РВД с возможностью передачи агрегатам крутящего момента от турбины высокого давления ЦКП и кинематически соединенные с ней редукторы приводов КДА и КСА.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Коробка двигательных агрегатов КДА ТРД содержит корпус и крышку.

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон. Двигатель также содержит систему низкого давления для контроля за средой летательного аппарата. Упомянутая система содержит отвод высокого давления в области высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления в области низкого давления. Отвод низкого давления связан с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора. Отвод высокого давления ведет в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит турбинное отделение, которое, в свою очередь, приводит компрессорное отделение турбокомпрессора. Объединенный выход компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивает и пропускает выходной поток для доставки и использования его на борту воздушного судна. Система также содержит клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора. Изобретение повышает эффективность двигателя. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх