Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью заключается в том, что вал охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора с входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью реализуется посредством устройства, которое содержит входной обтекатель компрессора 1 с центральным отверстием 2 отбора воздуха с входа в двигатель во внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3 с уплотнением 4 для прохода воздуха через внутреннюю полость вала 5 в область пониженного давления за срезом реактивного сопла 6 на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода 3 и охлаждения вала 5. Такой способ позволяет улучшить охлаждение вала авиационного ГТД с внутренней полостью, обеспечивая при этом либо увеличение циклической долговечности вала, либо уменьшение его массы, либо возможность использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано в транспортном машиностроении.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В известных конструкциях авиационных ГТД вал ротора, кроме передачи крутящего момента, служит для подачи воздуха с повышенными давлением и, соответственно, температурой на наддув уплотнений масляных полостей и на обогрев защищаемой от обледенения поверхности входного эллипсоидообразного или конического входного обтекателя компрессора (RU 2455511, F02C 7/12, 2012 г.; RU 128247, F02C 7/12, 2013 г.; RU 2550224, F02C 7/14; Иностранные авиационные двигатели, 2000: Справочник/ общая редакция Л.И. Соркина. -. М.: Изд. дом «Авиамир», 2000.; Иностранные авиационные двигатели, 2005: Справочник ЦИАМ/ общая редакция В.А. Скибин, В.И. Солонин. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2005.; Иностранные авиационные двигатели и газотурбинные установки: Справочник (по материалам зарубежных публикаций.) - Вып. 15 (2010). - М.: Изд-во ЦИАМ, 2010).

В современных авиационных ГТД такие конструкции валов характеризуются применением жаропрочных сталей и сплавов для обеспечения их циклической долговечности в условиях повышенной температуры, что усложняет технологию их обработки и увеличивает стоимость их изготовления.

Способ и устройство охлаждения вала авиационного ГТД, представленные в патенте RU 2550224, приняты в качестве прототипа, в котором воздушные полости валов и подшипниковых опор соединены с кольцевыми коллекторами повышенного и пониженного давления воздуха, выполненными с возможностью переключения отбора воздуха с коллектора повышенного на коллектор пониженного давления воздуха, отличающийся тем, что коллектор пониженного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора низкого давления, а коллектор повышенного давления воздуха на входе соединен с проточной частью газотурбинного двигателя за третьей ступенью компрессора высокого давления, причем между коллектором повышенного давления воздуха и воздушными полостями подшипниковых опор и валов установлен воздухо-воздушный теплообменник, размещенный в канале наружного контура газотурбинного двигателя.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

При создании данного изобретения решается задача улучшения охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью при использовании воздуха, отбираемого со входа в двигатель, с соответствующим увеличением либо циклической долговечности вала, либо уменьшением его массы, либо возможностью использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления; технический результат заключается в реализации этого назначения.

Существенные признаки:

ограничительные: способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью, устройство охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью, входной обтекатель компрессора, область пониженного давления за срезом реактивного сопла.

отличительные: вал авиационного ГТД с внутренней полостью охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора со входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖА

На чертеже показана:

Фиг. 1 - схема течения охлаждающего вал авиационного ГТД воздуха.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью осуществляется за счет наличия области пониженного давления за срезом реактивного сопла, при истечении через него продуктов сгорания, что позволяет организовать течение воздуха через внутреннюю полость вала со входа в двигатель в данную область. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью реализуется посредством устройства (Фиг. 1), которое содержит входной обтекатель компрессора 1 с центральным отверстием 2 отбора воздуха со входа в двигатель во внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3 с уплотнением 4 для прохода воздуха через внутреннюю полость вала 5 в область пониженного давления за срезом реактивного сопла 6 на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода 3 и охлаждения вала 5.

После запуска авиационного ГТД под действием перепада давления между входом в двигатель и областью пониженного давления за срезом реактивного сопла воздух с минимальной температурой в термодинамическом цикле авиационного ГТД, проходя через центральное отверстие 2 входного обтекателя компрессора 1, внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3, охлаждает вал 5 авиационного ГТД до минимально возможной температуры, что позволяет обеспечить либо увеличение циклической долговечности вала ГТД, либо уменьшение его массы, либо возможность использования менее жаропрочного (более дешевого) материала для его изготовления.

Дополнительный эффект применения такого способа охлаждения вала авиационного ГТД заключается в переносе наиболее подверженной обледенению центральной части входного обтекателя компрессора во внутреннюю полость вала компрессора при введении центрального отверстия обтекателя компрессора, что обеспечивает сокращение количества воздуха, отбираемого из компрессора на его обогрев, и уменьшение вероятности повреждения лопаток компрессора частицами льда.

1. Способ охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя с внутренней полостью, отличающийся тем, что вал охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора с входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла.

2. Устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя с внутренней полостью, отличающееся тем, что содержит входной обтекатель компрессора с центральным отверстием отбора воздуха с входа в двигатель во внутреннюю полость вала и трубопровод с уплотнением для прохода воздуха через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода и охлаждения вала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Труба распределения горячего воздуха по кромке носка воздухозаборника включает кольцевой патрубок (1) с отверстиями и кронштейны (4) для крепления кольцевого патрубка к перегородке.

Изобретение относится к области теплоэнергетики и предназначено для использования на тепловых электростанциях. Тепловая электрическая станция содержит парогазовую установку с газовой турбиной, компрессором газотурбинной установки, камерой сгорания, котлом-утилизатором, паровой турбиной с конденсатором, к которому подключены трубопроводы охлажденной и нагретой циркуляционной воды.

При подавлении льдообразования на поверхности конструкции турбомашины во время ее работы осуществляют пьезоэлектрическое преобразование механической энергии колебаний конструкции в электрическую энергию.

Разделитель потока газа, способный разделять поток газа на первый поток и второй поток, содержит переднюю кромку разделителя и устройство для предотвращения обледенения передней кромки.

Изобретение относится к устройствам для очистки забираемого из атмосферы воздуха и подготовки его для подачи в компрессор газотурбинного двигателя. Воздухоочистительное устройство содержит воздухоприемную камеру, в которой ярусами установлены блоки комбинированной системы фильтрации, включающие влагоотделители и фильтры грубой очистки, осадкозадерживающие козырьки, систему подогрева циклового воздуха, включающую закольцованный отводящий трубопровод с патрубками и отверстиями.

Носовая часть рассекателя осевой турбомашины, предназначенная для разделения потока, поступающего в турбомашину, на внутренний контур и наружный контур, содержит, по сути, круговую переднюю кромку, кольцевую стенку, проходящую от передней кромки и ограничивающую наружный контур, по меньшей мере один канал для противообледенительной текучей среды для носовой части рассекателя, проходящий по существу в осевом направлении вдоль стенки и открывающийся во внутренний контур.

Противообледенительная система газоперекачивающего агрегата с газотурбинным приводом содержит газовоздухопровод, транспортирующий смесь горячего воздуха и выхлопных газов в воздухозаборный тракт, соединенный с одной стороны с входным направляющим аппаратом осевого компрессора, а с другой - с воздухоочистительным устройством.

Изобретение относится к газоочистным устройствам и может быть использовано для очистки забираемого из атмосферы воздуха и подготовке его к подаче в компрессор газотурбинного двигателя и защиты газовоздушного тракта газотурбинного двигателя от попадания пыли, осадков и обледенения.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Изобретение относится к твердым телам, имеющим искусственные пористые структуры, и касается низкопористого ауксетического листового материала. Конструкционный материал содержит конструкцию из структур с продолговатыми порами, причем каждая из структур с продолговатыми порами включает в себя одну или более субструктур, первое множество первых структур с продолговатыми порами и второе множество вторых структур с продолговатыми порами, причем каждая из первых и вторых структур с продолговатыми порами имеет большую ось и малую ось, большие оси первых структур с продолговатыми порами перпендикулярны большим осям вторых структур с продолговатыми порами, первые и вторые множества структур с продолговатыми порами расположены в матрице рядов и столбцов, при этом каждый из рядов и каждый из столбцов выполнен чередующимся между первыми и вторыми структурами с продолговатыми порами, первые и вторые структуры с продолговатыми порами выполнены в форме двутавровых щелевых отверстий, так что пористость структур с продолговатыми порами ниже значения около 10%, и конструкция из структур с продолговатыми порами определяет элементарные ячейки, которые в качестве реакции на одноосное напряжение обеспечивают демонстрацию листовым материалом поведения с отрицательным коэффициентом Пуассона.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

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.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к способу регулирования охлаждения масла и к устройству охлаждения масла в лопаточной машине. Способ регулирования охлаждения масла внутри устройства и устройство охлаждения масла лопаточной машины содержат первый теплообменник, установленный последовательно со вторым теплообменником.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная установка, содержащая соединенные по ходу рабочего тела цикла Брайтона компрессор, камеру сгорания и турбину, выходной вал которой соединен с электрогенератором, статорные обмотки которого соединены с энергосистемой, дополнительно снабжена электрическим нагревателем и блоком питания электрического нагревателя, при этом электрический нагреватель расположен последовательно в контуре для нагрева рабочего тела цикла Брайтона, силовые входы электрического нагревателя соединены с силовыми выходами блока питания электрического нагревателя, силовой вход блока питания электрического нагревателя соединен с цепью статорной обмотки электрогенератора.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) авиационного и наземного применения, в частности к опорам между роторами высокого и низкого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение надежности работы опоры за счет исключения перекоса колец подшипника и снижение контактных напряжений между роликами и кольцами, следовательно, повышение грузоподъемности подшипника за счет полного контакта роликов с кольцами.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Изобретение относится к воздушному блокировочному кольцу в сборе и, в частности, к воздушному блокировочному кольцу в сборе, имеющему радиальное крепление. Воздушное блокировочное кольцо (40) в сборе содержит ближний конец и дальний конец, блокировочное кольцо, имеющее выступ, и опору блокировочного кольца, имеющую участок стенки.

Изобретение относится к энергетике. Система содержит смесительный узел, выполненный с возможностью смешивания жидкого топлива и воды с созданием топливной смеси.

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала. Во внутреннем контуре расположен турбокомпрессор, во внешнем - теплообменник, охлаждающий воздух высокого давления, используемый для охлаждения турбокомпрессора. На выходе из внешнего контура установлена свободная турбина, на выходе из внутреннего контура - газовый канал, в котором расположены два теплообменника, преобразующие энергию выхлопных газов в энергию пара. Рабочим телом первого теплообменника является вода, второго - фреон. Водяной пар подается в камеру смешения, расположенную между камерой сгорания и турбиной турбокомпрессора. Это позволяет поддерживать в камере сгорания стехиометрический состав топливовоздушной смеси. Парообразный фреон подается в паровую турбину, которая является элементом замкнутого контура паросиловой установки. Изобретение позволяет повысить эффективный кпд установки. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью заключается в том, что вал охлаждается воздухом, отбираемым через центральное отверстие обтекателя компрессора с входа в двигатель и проходящим через внутреннюю полость вала в область пониженного давления за срезом реактивного сопла. Способ охлаждения вала авиационного ГТД с внутренней полостью реализуется посредством устройства, которое содержит входной обтекатель компрессора 1 с центральным отверстием 2 отбора воздуха с входа в двигатель во внутреннюю полость вала 5 и трубопровод 3 с уплотнением 4 для прохода воздуха через внутреннюю полость вала 5 в область пониженного давления за срезом реактивного сопла 6 на расстоянии ~0,75-1,5 диаметра d трубопровода 3 и охлаждения вала 5. Такой способ позволяет улучшить охлаждение вала авиационного ГТД с внутренней полостью, обеспечивая при этом либо увеличение циклической долговечности вала, либо уменьшение его массы, либо возможность использования менее жаропрочного материала для его изготовления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх