Двухконтурный газотурбинный двигатель. Газотурбинный двухконтурный двигатель


Двухконтурный газотурбинный двигатель

 

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником. Вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров. Теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами. Изобретение позволяет повысить КПД и расширить диапазон бессрывных режимов. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационных двигателей, преимущественно гражданского назначения, а также для использования в качестве силовых установок на самолетах военно-транспортной авиации.

Из патентной документации известны двухконтурные газотурбинные двигатели, содержащие вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины и реактивные сопла, а также теплообменник, установленный внутри полых обтекателей, расположенных в наружном контуре двигателя (см., например, патент США №5123242 по кл.60-226.1 от 1992 г.).

В таких двигателях теплообменники предназначены для утилизации тепла сжатого воздуха, отбираемого из проточной части компрессора газогенератора и направляемого для использования в различных системах самолета. В качестве хладоносителя в них предполагается использовать низкотемпературный воздух, отбираемый из наружного контура двигателя за его вентилятором.

Благодаря такому теплообмену удается частично компенсировать потери тяги, связанные с отбором высокоэнергетического воздуха из внутреннего контура двигателя, поскольку подогретый воздушный поток направляется на выхлоп и добавляет дополнительный импульс реактивной струе. Очевидно, указанный теплообмен не оказывает ощутимого влияния на процессы сжатия воздуха во внутреннем контуре двигателя и не дает никакого выигрыша в характеристиках его компрессоров.

По мнению авторов, наиболее близким техническим решением заявляемому объекту изобретения является двухконтурный газотурбинный двигатель, описанный в патенте США №5269135 по кл.60-226.1 1992 г.

Этот двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины и реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником.

Согласно описанию в таком двигателе теплообменник предназначен для охлаждения масла, циркулирующего в маслосистеме двигателя. Хладагентом является часть воздуха, отбираемого из наружного контура двигателя за его вентилятором. Идея такой схемы состоит в том, что подогретый в дополнительном контуре воздух направляется на выхлоп и создает дополнительный импульс в реактивной струе. Поскольку теплоресурс охлаждаемого масла невелик, для размещения теплообменника оказывается достаточным использование дополнительного воздушного контура, имеющего малые поперечные габариты в окружном направлении, о чем свидетельствуют иллюстрации, содержащиеся в описании патента.

И в данном случае очевидным недостатком рассматриваемой схемы является то, что теплообменный процесс никак не используется для улучшения процессов сжатия воздуха в компрессорах двигателя.

Предлагаемый двигатель отличается от двигателя-прототипа тем, что вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора и на прилегающих участках стенок наружного и внутреннего контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.

Поставленной задачей предлагаемого изобретения являются:

- повышение коэффициента полезного действия вентилятора;

- повышение КПД компрессора;

- уменьшение энергии, потребляемой компрессором;

- снижение температуры газов перед турбиной, благодаря чему увеличивается эксплуатационный ресурс двигателя.

Технический результат, направленный на решение поставленной задачи, обеспечивается тем, что двигатель содержит вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником, при этом вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.

Особенности описываемого двигателя поясняются следующим фигурами.

На фиг.1 схематически показан его продольный разрез.

Фиг.2 поясняет структуру входного участка дополнительного контура, а на фиг.3 - вид по стрелкам K1, K2 и К3.

На фиг.4 представлено схематическое изображение корпуса компрессора в поперечном сечении.

Двигатель содержит вентилятор 1, оснащенный направляющими аппаратами 2 и 3 в наружном 4 и внутреннем 5 контурах двигателя соответственно, компрессоры низкого 6 и высокого 7 давления внутреннего контура двигателя, камеру сгорания 8, газовые турбины 9 и реактивные сопла 10 и 24.

Помимо традиционных узлов и магистралей, заявляемый двигатель имеет дополнительный воздушный контур 11, вход в который образован перфорацией 12, 13, 14 на торцевых стенках межлопаточных каналов и на примыкающих участках 18, 19, 20, 21 и 22, 23 проточных частей наружного и внутреннего контуров двигателя, как это показано в элементах А, Б, выделенных на фиг.1 и более наглядно изображенных на фиг.2. Из конструктивных соображений в качестве входа в дополнительный воздушный контур может быть использована лишь часть из указанных перфорированных стенок 12, 13 или 14.

Дополнительный контур 11 охватывает компрессоры 6 и 7 внутреннего контура. Часть поверхности проточной части дополнительного контура на участке, охватывающем компрессор высокого давления 7, образована внешней поверхностью корпуса этого компрессора, содержащего ребра 15, условно показанные на фиг.3. Такой корпус компрессора представляет собой теплообменник 16, показанный на схеме фиг.1. Выход из дополнительного контура 11 образован профилированным реактивным соплом 17.

Принцип действия предлагаемого двигателя состоит в следующем.

Воздух, отбираемый из наружного 4 и внутреннего 5 контуров двигателя через перфорацию 12, 18, 19, 13, 20, 21, 14, 22, 23, подается в дополнительный контур 11. Следуя вдоль последнего, этот воздух протекает через теплообменник 16 и далее покидает дополнительный контур через реактивное сопло 17.

Отбор (отсос) воздуха в дополнительный контур 11 через перфорации 12, 18, 19, 13, 20, 21, 14, 22, 23 приводит к ослаблению вторичных течений в межлопаточных каналах направляющего аппаратов 2 и 3, благодаря чему снижаются гидравлические потери в них, а следовательно, повышается КПД вентилятора. Одновременно задерживается момент отрыва потока в направляющих аппаратах, вследствие чего расширяется диапазон бессрывных режимов вентилятора 1.

В теплообменнике 16 происходит отбор тепла из основного потока воздуха в компрессоре высокого давления 7 и соответствующий нагрев воздуха в дополнительном контуре 11.

Благодаря этому достигаются следующие эффекты:

В процессе теплообмена в наибольшей степени охлаждаются струйки тока в пристеночной области, т.е. в пограничном слое. Как известно, при снижении температуры газов снижается их вязкость, благодаря чему снижаются гидравлические потери в проточной части компрессора. Наличие такого эффекта ранее было экспериментально установлено авторами при испытаниях осевого компрессора [1] и подтверждается результатами продувок диффузорных каналов [2].

Из общей термодинамики процессов сжатия известно, что при отводе тепла снижается работа, потребляемая компрессором. Это свойство широко используется в стационарных газотурбинных установках - между каскадами компрессора устанавливаются промежуточные теплообменники.

Благодаря уменьшению работы, потребляемой компрессором, снижается мощность приводящей его газовой турбины. При одном и том же перепаде давлений соответственно снижается температура газа перед ней, что является одним из наиболее существенных факторов увеличения эксплуатационного ресурса и повышения надежности работы двигателя.

Теплота, подведенная к потоку воздуха в дополнительном контуре, утилизируется в виде дополнительной тяги, поскольку обеспечивается увеличение скорости реактивной струи в связи с повышением его температуры.

Источники изобретения

1. Технический отчет ЦИАМ. Инв. №4231, 1983.

2. Захаров Н.Н. Влияние теплообмена на характеристики дозвуковых диффузоров. ЦИАМ, Техн. справка №6659, 1970.

Формула изобретения

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, компрессоры, камеру сгорания, турбины, реактивные сопла, а также дополнительный воздушный контур с теплообменником, отличающийся тем, что вход в дополнительный контур выполнен в виде перфорации на стенках межлопаточных каналов направляющих аппаратов вентилятора наружного и внутреннего контуров и на прилегающих к ним участках стенок этих контуров, а теплопередающей поверхностью теплообменника является корпус компрессора, оснащенный ребрами.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

www.findpatent.ru

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок. Транзитные трубки установлены во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединены входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости. Питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением. В качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора. Подсоединение полости отбора охлаждающего воздуха к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан. Изобретение позволяет изменять расход охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, в зависимости от режима работы двигателя. 3 з. п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением (смотри патент РФ №2414615, МПК F02C 7/12, опубл. 2011 г.).

Основным недостатком вышеуказанного технического решения является то, что применительно к высокотемпературным турбинам охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления производится с постоянным расходом охлаждающего воздуха на всех режимах эксплуатации, величина которого определяется максимальной температурой газа перед турбиной на максимальных режимах, в то время как основным самым протяженным по времени режимом для двигателя является крейсерский режим, который характеризуется умеренными температурами газа, обтекающего сопловые лопатки. Надо отметить, что при дросселировании двигателя по частоте вращения ротора в сторону ее уменьшения процент охлаждающего воздуха остается постоянным. В этом случае уровень подаваемого на охлаждение воздуха является избыточным, что приводит к ухудшению экономичности двигателя.

Другим недостатком прототипа является то обстоятельство, что при наличии одного питающего коллектора канала охлаждения междисковой полости и внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток недопустимо уменьшать подачу охлаждающего воздуха на охлаждение внутренних полостей сопловых лопаток, так как при этом уменьшится расход охлаждающего воздуха и в междисковую полость, что может вызвать подсос горячего газа в нее, а также в сопряженные с ней предмасляные и масляные полости турбин. Необходимо решение, в котором при уменьшении расхода воздуха на охлаждение внутренних полостей сопловых лопаток турбины низкого давления расход воздуха на наддув междисковой полости оставался бы неизменным.

Задача изобретения - получение возможности изменения расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления в зависимости от режима работы двигателя независимо от потребностей наддува междисковой полости.

Технический результат изобретения - создание независимого от магистрали наддува междисковой полости канала охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением, в нем в качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора, ее подсоединение к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан.

Кроме того, возможно, что:

- подвижное уплотнение выполнено щеточным;

- питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя;

- соединяющая магистраль выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя;

Подсоединение внутренних полостей сопловых лопаток, турбины низкого давления, примыкающих к их стенкам, не к думисной полости, как в прототипе, а к полости камеры сгорания или полости одной из ступеней компрессора, позволяет сделать независимым охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления от наддува междисковой полости. При этом выбор в качестве полости отбора охлаждающего воздуха полости камеры сгорания или полости одной из ступеней компрессора позволяет наиболее оптимально выбрать источник охлаждающего воздуха и по давлению, и по температуре.

Наличие соединяющей магистрали и дополнительного питающего коллектора позволяет выполнять подсоединение внутренних полостей сопловых лопаток, турбины низкого давления, примыкающих к их стенкам для подачи туда охлаждающего воздуха из полости камеры сгорания или к полости одной из ступеней компрессора независимо от наддува междисковой полости. Наличие дополнительного питающего коллектора ставит все сопловые лопатки в более или менее равные условия по расходу охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления и позволяет четко развести два потока воздуха, а именно, охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение самой сопловой лопатки турбины и воздуха, идущего на наддув междисковой полости турбины.

Установка регулирующего клапана на соединяющей магистрали позволяет регулировать расход охлаждающего воздуха на охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления в самом широком диапазоне.

Выполнение подвижного уплотнения щеточным позволяет минимизировать расход воздуха из уплотнения в количестве, необходимом для наддува междисковой полости.

Установка на питающем коллекторе магистрали наддува междисковой полости воздухо-воздушного теплообменника, установленного во втором контуре двигателя, позволяет подавать в междисковую полость более холодный охлаждающий воздух.

Установка на соединяющей магистрали дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленного во втором контуре двигателя, позволяет подавать к внутренним полостям сопловых лопаток турбины низкого давления, примыкающим к их стенкам, более холодный охлаждающий воздух.

На фиг. 1 показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя;

На фиг.2 показано щеточное подвижное уплотнение - элемент А.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления 3, турбину низкого давления 4 с сопловым аппаратом 5, у охлаждаемых сопловых лопаток 6 которого внутренние полости 7, примыкающие к стенкам 8, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха 9 и отделены от магистрали наддува междисковой полости 10 с помощью транзитных трубок 11, установленных во внутренних полостях 7 сопловых лопаток 6 с зазором относительно их стенок 8 и соединенных входом 12 с питающим коллектором 13, а выходом 14 - с магистралью наддува междисковой полости 10, Питающий коллектор 13 магистрали наддува междисковой полости 10 сообщен с думисной полостью 15 компрессора высокого давления 16, отделенной от выхода проточной части компрессора 17 подвижным уплотнением 18. Полость 19 камеры сгорания 2, выбранная в качестве полости отбора охлаждающего воздуха, подсоединена к внутренним полостям 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, примыкающим к стенкам 8, через соединяющую магистраль 20, на которой установлен регулирующий клапан 21. Питающий коллектор 13 сообщен с думисной полостью 15 компрессора 1 через воздухо-воздушный теплообменник 22, установленный во втором контуре 23 двигателя. Соединяющая магистраль 20 выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 24, установленный во втором контуре 23 двигателя. Подсоединение соединяющей магистрали 20 к внутренним полостям 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления, примыкающим к их стенкам 8, выполнено через дополнительный питающий коллектор 25. Полость коллектора 13 и полость дополнительного коллектора 25 отделены друг от друга.

При работе двигателя воздух из проточной части 17 компрессора высокого давления 16 поступает с одной стороны в камеру сгорания 2, а с другой стороны через подвижное уплотнение 18 - в думисную полость 15.

Из полости 19 камеры сгорания 2 воздух поступает в дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 24, где происходит его охлаждение за счет обдува более холодным воздухом второго контура 23. После охлаждения воздух поступает в регулирующий клапан 21 и далее через дополнительный питающий коллектор 25 - во внутренние полости 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, охлаждая эти сопловые лопатки.

В свою очередь воздух из думисной полости 15 компрессора высокого давления 16 через воздухо-воздушный теплообменник 22, установленный во втором контуре 23, поступает в питающий коллектор 13 и далее через транзитные трубки 11 - в междисковую полость 10, обеспечивая ее наддув.

Наличие регулирующего клапана 21 позволяет подвергать глубокому дросселированию по режимам работы двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, примыкающие к их стенкам 8, при этом расход охлаждающего воздуха, идущего через транзитные трубки 11 в междисковую полость 10, остается постоянным на всех режимах работы двигателя, что обеспечивает стабильный наддув междисковой полости 10 на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.

Таким образом, обеспечивается автономность охлаждения самой сопловой лопатки 6 турбины низкого давления 4 и наддува междисковой полости 10 путем создания независимого от магистрали наддува междисковой полости канала охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и, тем самым, оптимизируется расход охлаждающего воздуха в широком диапазоне регулирования по оборотам двигателя, что позволяет повысить экономичность двигателя в целом.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением, отличающийся тем, что в качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора, ее подсоединение к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что подвижное уплотнение выполнено щеточным.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя.

4. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что соединяющая магистраль выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя.

www.findpatent.ru

Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины. Использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины. Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, охлаждаемую турбину. Статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 15 ил.

 

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, имеющим два контура, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.

Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.

Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.

Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.

Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 11/24, прототип способа и устройства.

Этот способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение и/или нагрев ротора и/или статора.

Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевая вставка над рабочими колесами закреплена на промежуточном и внешнем корпусах.

Недостатки способа и устройства - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является поддержание радиальных зазоров постоянными на всех режимах работы турбины.

Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям.

Задачи создания изобретения: эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины.

Решение указанных задач достигнуто в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и по меньшей мере, один ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, один корпус турбины и кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора, тем, что согласно изобретению статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура, при этом система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, привод регулятора расхода, и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Кольцевая вставка может быть выполнена пустотелой. Внутренняя полость вставки может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом.

Решение указанных задач достигнуто в способе регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура, тем, что согласно изобретению для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контра, который отбирают используя воздухозаборник и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины, измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, а использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-15), где:

- на фиг.1 приведена схема ГТД,

- на фиг.2 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,

- на фиг.3 представлена вторая схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,

- на фиг.4 приведен вид вставки,

- на фиг.5 приведен вид А,

- на фиг.6 приведена схема охлаждения корпуса с одной стороны,

- на фиг.7 приведена схема охлаждения корпуса с двух сторон,

- на фиг.8 приведена кольцевая вставка с ребрами,

- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с турбулизаторами,

- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала,

- на фиг.11 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,

- на фиг.12 приведен внешний вид воздухозаборника,

- на фиг.13 приведен вид В,

- на фиг.14 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,

- на фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.

Конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя представлена на чертежах фиг. 1-15. Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, вентилятор 3, основной корпус 4, сопло 5, компрессор 6, камеру сгорания 7 с корпусом 8, жаровой трубой 9 и форсунками 10, турбину 11, валы 12 и 13, опоры 14…17 (фиг.1). Валов в турбине 11 может быть не только два, но и один или три.

Компрессор 6 содержит корпус 18, по меньшей мере, одну ступень 19, которая, в свою очередь, содержит направляющий аппарат 20 и рабочие лопатки 21 и диски 22.

Турбина 11 содержит по меньшей мере один ротор 23 и статор 24. Турбина 11 имеет, по меньшей мере, одну ступень 25. На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 26, рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. Ступеней 25 турбины 11 может быть и одна или более двух. Сопловой аппарат 26 и рабочие лопатки 28 выполнены охлаждаемыми, например, перфорированными. Диск 29 имеет с обеих сторон передний и задний дефлекторы 30 и 31. Ступеней 25 турбины 11, как упоминалось ранее, может одна, три или сколько угодно, а средство регулирования радиального зазора применено на одной или нескольких или всех ступенях 25 турбины 11. Наиболее эффективно применение средства регулирования радиального зазора на первых ступенях турбины 11 из-за высокого перепада давления на них.

Двухконтурный газотурбинный двигатель имеет два контура: первый 32 и второй 33. (фиг.1). Воздух второго контура 33 имеет более низкую температуру, чем воздух в компрессоре 6 из-за того, что при сжатии воздуха его температура возрастает Вследствие этого использовать воздух второго контура 33 для управления радиальными зазорами в турбине 11 предпочтительнее.

Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора. Средство регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора δ. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной (фиг.5) или пустотелой, (фиг.6), т.е. содержать полость 35. Полость 35 может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом 36. Теплоаккумулирующее вещество 36 - это материал, имеющий высокую теплоемкость и теплоту фазового перехода, например, на основе ацетата натрия.

Далее изобретение описано на примере одной первой ступени 25 турбины высокого давления (первой), но может быть применено и на других (всех) ступенях 25 турбины 11.

Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…15 не показан). Рабочие лопатки 28 содержат замковую часть 37. В диске 29 выполнены отверстия 38 для подвода к рабочим лопаткам 28 охлаждающего воздуха. Передний дефлектор 30 уплотнен относительно вала 8 и статорных деталей уплотнениями 39 и 40. В переднем дефлекторе 30 выполнены отверстия 41 для подвода охлаждающего воздуха.

Система охлаждения ротора 23 турбины 11 содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, внутреннюю полость 44, отверстие 45, внутреннюю полость 46 соплового аппарата 26, отверстия 47, верхнюю полость 48 втулки 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6.

Кроме того, средство регулирования радиального зазора имеет установленные во втором контуре 33 над статором 24 турбины 11 воздухозаборники 52. Каждый воздухозаборник 52 имеет патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54. Воздухозаборники 52 установлены во втором контуре 33 и предназначены для дозированного забора охлаждающего воздуха из второго контура 33. Всего может быть применено от 2-х до 12 воздухозаборников 52. Долее детально конструкция воздухозаборников 52 приведена на фиг.4, 14 и 15.

Воздухозаборник 52 кроме патрубка забора воздуха 53 и регулятора расхода 54 с приводом 55 содержит корпус 56, выполненный концентрично статору 24 турбины 11 и образующий полость 57 и выходной патрубок 58 для сброса воздуха. Наличие выходного патрубка 58 не обязательно. Такой вариант будет описан далее. Для интенсификации охлаждения на статоре 24 могут быть выполнены продольные ребра 59.

Статор 24 содержит корпус 60 с фланцем 61, кольцевую вставку 34, внутреннюю оболочку 62 и коническую оболочку 63, имеющую фланец 64 и радиальную стенку 65, соединенный с фланцами 61 и 66 корпуса 8 камеры сгорания 7. Соединение фланцев 61, 64 и 66 выполнено болтами 67.

Второй вариант исполнения схемы охлаждении статора 24 турбины 11 приведен на фиг 8 и 9. Для реализации этого способа в корпусе 60 выполнены отверстия 68, соединяющие полость 57 с полостью 69 между корпусом 60 и кольцевой вставкой 34.

Корпус 60 имеет радиальную перегородку 70 с отверстиями 71, которая содержит «омега-образную» часть 72, которая сварочным швом 73 соединена с радиальной перегородкой 70. С другой стороны (внутренней) «омега-образной» части 72 радиальной перегородки 70 сварочным швом 74 приварена кольцевая деталь 75 с кольцевым пазом 76 для размещения в нем кольцевого выступа 77, имеющегося на кольцевой вставке 34 для ее центрирования.

Теплоаккумулирующий материал 36, это как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.

Теплофизические свойства этого материала:

- теплота плавления 220 кДж/кг,

- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,

- теплоемкость жидкой фазы 2, 8 кДж/кг.

Аккумулирование тепла осуществляется, как правило, за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла 36 можно сделать одинаковыми время прогрева диска 29 и корпуса 60 турбины 11 и кольцевой вставки 34, и как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.

Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 78 и бортового компьютера 79, соединенных электрическими связями 80. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора 78, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.

На фиг.6 и 7 приведены две схемы охлаждения корпуса. На фиг.8 приведена кольцевая вставка 34 с ребрами 81 на кольцевой вставке 34 и/или 82 - на корпусе 60 с внутренней стороны. Применение ребер 81 и 82 интенсифицирует охлаждение кольцевых вставок 34. На фиг.9 приведена кольцевая вставка 34 с турбулизаторами 83, выполненными также на внешней поверхности кольцевой вставки 34. Турбулизаторы 83 могут быть выполнены в виде цилиндров небольшого размера или любой другой формы.

На внутренней поверхности кольцевых вставок 34 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 84, например, графит (фиг.10) или прикреплены вставки сотового уплотнения 85 (фиг.11).

На фиг.12 и 13 приведена конструкция воздухозаборника 52, который содержит патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54, корпус 55 с полостью 57, которая отверстиями 68 соединена с полостью 57. Корпус 55 имеет два кронштейна 86, которыми он крепится при помощи болтов 87 к фланцу 88 корпуса 8 камеры сгорания 7. Регулятор расхода 54 может быть любой конструкции. Для примера приведен регулятор расхода 54 в виде цилиндра 89 с прямоугольными отверстиями 90. К цилиндру 89 присоединен вал 91 с приводом 55. Привод 55 электрической связью 79 соединен с бортовым компьютером 80. (фиг.14) и закреплен кронштейном 92 на корпусе 60.

При этом целесообразно скорость движения воздуха в полости 57 увеличить по сравнению со скоростью воздуха во втором контуре 33. Это увеличит интенсивность теплообмена. Достигается этот результат уменьшением площади поперечного сечения зазора 57 по сравнению с площадью входа воздухозаборного патрубка 63.

На фиг.14 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11 поз.93 в зависимости от температуры перед турбиной - Тг, из которого следует, что расход воздуха g1, охлаждающего ротор 23 турбины 11, должен увеличиваться с ростом температуры продуктов сгорания перед турбиной Тг. Эта зависимость может быть линейной, например, как показано на фиг.14. На фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД. Для наглядности приведены расчетные расходы охлаждающего воздуха g2, для охлаждения статора турбины 11 на трех участках работы ГТД (на режиме форсирования 94…96). Позициями 97…99 показано реальное изменение расхода воздуха g2.

Во внутренней оболочке 62 могут быть выполнены отверстия 100, соединяющие полость 101 для подачи охлаждающего воздуха в полость 102 за турбиной 11 (фиг.4).

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…15).

При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 50, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры 8 в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает. При этом прогреваются корпуса турбины 57…59 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 57…59, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие пустотелой кольцевой вставки 34, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 34 и корпуса 60 и кольцевой вставки 34, что предотвратит увеличение радиального зазора.

Проходящий по трубопроводу высокого давления 50 через регулятор расхода 51 охлаждающий воздух охлаждает диск 29 турбины 11 и рабочие лопатки 28.

При этом изменение расхода охлаждающего воздуха через регулятор расхода 51 осуществляют только в зависимости от режима работы двигателя Тг, и изменением расхода этого воздуха не управляют радиальным зазором, так как увеличение расхода этого воздуха уменьшает КПД турбины 11. При этом трубопровод высокого давления 50 может быть подключен только к выходу из компрессора 6 (т.е. за его последней ступенью, в противном случае давления охлаждающего воздуха будет недостаточно для охлаждения перфорированного соплового аппарата 26 и перфорированных рабочих лопаток 28 турбины 11.

Охлаждающий воздух из второго контура 33, проходящий через воздухозаборник 52 и регуляторы расхода 54, поступает в кольцевой коллектор 47, потом через втулки 46 в полость 45 и далее через отверстия 66 в полости 47 и 49 и охлаждает корпуса 38…40 и кольцевую вставку 34. При этом для того чтобы эффективность работы системы была максимальной необходимо применять относительно «холодный» воздух, который следует отбирать из-за промежуточной ступени компрессора 12 (фиг.1). Регуляторы расхода 51 и приводы 55 регуляторов расхода 54 электрическими связями 80 соединены с бортовым компьютером 79 для управления расходами охлаждающего воздуха g1 и g2 (фиг.11 и 12)

Применение теплоаккумулирующего материала 36 выравнивает тепловые инерции ротора 23 и статора 24, При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 78 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 79 по каналу связи 80 подает команду на привод 55 регулятора расхода 54 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела, наоборот, расход охлаждающего воздуха уменьшают. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах.

Применение группы изобретений позволило:

1. Обеспечить эффективное плавное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.

2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах.

3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды, т.е. в условиях, когда взлетная тяга ГТД уменьшается.

5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного или стационарного двигателя с крейсерского на форсажный режим. Это особенно важно для военных самолетов.

6. Упростить конструкцию элементов системы регулирования радиального зазора, уменьшить ее вес и разместить вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит надежность турбины.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и по меньшей мере один ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере один корпус турбины и кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора, отличающийся тем, что статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура, при этом система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, привод регулятора расхода, и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внутренняя полость вставки заполнена теплоаккумулирующим веществом.

4. Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя по любому из пп.1…3, включающий охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура, отличающийся тем, что для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины, измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, а использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины.

www.findpatent.ru

Двухконтурный газотурбинный двигатель

В двухконтурном газотурбинном двигателе с приводом вентилятора через простой соосный редуктор вентилятор выполнен биротативным. Первое по потоку воздуха рабочее колесо биротативного вентилятора выполнено с возможностью вращения от первой по потоку промежуточной шестерни редуктора. Изобретение защищает величины отношений ширины зубчатого венца ведущей шестерни редуктора к ширине зубчатого венца ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора, числа зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней внутреннего зацепления простого соосного редуктора, к числу зубьев шестерни внутреннего зацепления простого соосного редуктора, числа зубьев ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора к числу зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней простого соосного редуктора. Изобретение направлено на снижение уровня шума за счет выполнения вентилятора с неподвижными относительно диска рабочими лопатками, а также на повышение надежности путем упрощения конструкции, уменьшения числа деталей и веса. 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям сверхвысокой степени двухконтурности авиационного применения.

Известен газотурбинный двигатель с приводом биротативного вентилятора от биротативной турбины [ЕР 1340903 А2, F04К 3/072, 2004 г.]. Недостатком такой конструкции является низкая надежность, так как через газогенератор двигателя проходят два высоконагруженных вала от биротативной турбины, что способствует снижению надежности валов биротативной турбины и подшипников газогенератора.

Наиболее близким к заявляемому является двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом однорядного вентилятора через простой соосный редуктор [RU 2238418 С2, F02К 3/04, 2004 г.). Недостатком известной конструкции является повышенный уровень шума, создаваемый однорядным вентилятором, а также пониженная надежность рабочих лопаток однорядного вентилятора, работающих при повышенных окружных скоростях.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в снижении уровня шума за счет выполнения вентилятора с неподвижными относительно диска рабочими лопатками, а также в повышении надежности путем упрощения конструкции, уменьшения числа деталей и веса.

Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном газотурбинном двигателе с приводом вентилятора через простой соосный редуктор согласно изобретению вентилятор выполнен биротативным, первое по потоку воздуха рабочее колесо которого выполнено с возможностью вращения от первой по потоку промежуточной шестерни редуктора, причем H/h=1,1...1,5; z3/z2=2,5...4 и z5/z4=2,5...4, где

Н - ширина зубчатого венца ведущей шестерни редуктора;

h - ширина зубчатого венца ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора;

z2 - число зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней внутреннего зацепления простого соосного редуктора;

z3 - число зубьев шестерни внутреннего зацепления простого соосного редуктора;

z5 - число зубьев ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора;

z4 - число зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней простого соосного редуктора с числом зубьев z5.

Выполнение вентилятора газотурбинного двигателя биротативным, т.е. с двумя вращающимися в противоположные стороны рабочими колесами, позволяет существенно снизить окружную скорость вращения каждого из рабочих колес вентилятора, что приводит к существенному снижению веса и уровня шума, генерируемого лопатками вентилятора, так как необходимая степень сжатия воздуха реализуется в двух ступенях, что требует меньшей окружной скорости каждой из ступеней по сравнению с однорядным вентилятором.

Выполнение первого по потоку воздуха рабочего колеса с возможностью вращения от первой по потоку промежуточной шестерни позволяет выполнить редуктор с фиксированным передаточным отношением от турбины низкого давления к первому и второму рабочим колесам биротативного вентилятора, т.е. выполнить вентилятор с неподвижными относительно диска рабочими лопатками с соответствующим снижением веса втулки вентилятора и повысить надежности из-за существенного снижения сложности конструкции.

В простом соосном редукторе для привода биротативного вентилятора окружная скорость в зацеплении для шестерни, установленной на валу первого по потоку рабочего колеса вентилятора, существенно меньше окружной скорости в зацеплении ведущей шестерни на входе в редуктор, что существенно снижает динамические нагрузки в зацеплении и позволяет выполнить при примерном равенстве окружных усилий шестерню на валу первого колеса вентилятора меньшей по ширине зубчатого венца по сравнению с ведущей шестерней.

При H/h<1,1 существенно увеличится вес редуктора и газотурбинного двигателя в целом, а при H/h>1,5 снизится надежность редуктора из-за повышенных контактных и изгибных напряжений зубьев у шестерни на валу первого рабочего колеса вентилятора.

Для снижения веса и количества деталей газотурбинного двигателя важным является передаточное число редуктора: при высоком передаточном числе возможно увеличение оборотов турбины низкого давления с соответствующим уменьшением количества ступеней этой турбины, однако при этом уменьшается количество промежуточных шестерен, которые можно разместить в окружном направлении в простом соосном редукторе с внутренним зацеплением, что приводит к повышению нагрузки на зуб для всех шестерен с соответствующим снижением надежности.

При z3/z2<2,5 уменьшается количество размещенных по окружности промежуточных шестерен, что приводит к повышению напряжений в зубьях шестерен и к снижению надежности редуктора.

При z3/z2>4 снижается передаточное отношение редуктора, что ведет к увеличению числа ступеней турбины низкого давления и увеличению числа деталей и веса газотурбинного двигателя.

В случае, когда z5/z4<2,5, повышаются окружные скорости первого рабочего колеса вентилятора с соответствующим повышением уровня шума, генерируемого вентилятором.

При z5/z4>4 излишне снижаются окружные скорости первого рабочего колеса вентилятора, что приводит к снижению напорности первой ступени биротативного вентилятора и уменьшению тяги двигателя.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.

На фиг.1 показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из биротативного вентилятора 2, редуктора 3, компрессора низкого давления 4, компрессора высокого давления 5, камеры сгорания 6, турбины высокого давления 7 и турбины низкого давления 8, которая через редуктор 3 приводит во вращение первое 9 и второе 10 по потоку воздуха 11 рабочие колеса биротативного вентилятора 2. Для повышения надежности, снижения числа деталей и веса конструкции рабочие лопатки 12 и 13 рабочих колес 9 и 10 вентилятора 2 выполнены фиксированными, т.е. неповоротными относительно дисков 14 и 15, на которых они установлены.

Простой соосный редуктор 3 с внутренним зацеплением состоит из ведущей шестерни 16, которая установлена на валу 17 турбины низкого давления 8, а также из находящихся в зацеплении с шестерней 16 задними по потоку 11 промежуточных шестерен 18, которые в свою очередь находятся в зацеплении с шестерней внутреннего зацепления 19, установленной на валу 20 второго рабочего колеса 10 вентилятора 2.

На одном валу 21 с задней промежуточной шестерней 18 установлена передняя промежуточная шестерня 22, которая находится в зацеплении с ведомой шестерней внешнего зацепления 23, установленной на валу 24 первого рабочего колеса 9 вентилятора 2.

Числа зубьев 25 шестерен 16, 18, 19, 22 и 23 выбираются таким образом, чтобы передаточные числа от турбины низкого давления 8 к рабочим колесам 9 и 10 биротативного вентилятора 2 были примерно одинаковыми.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе двухконтурного газотурбинного двигателя 1 мощность от турбины низкого давления 8 передается через соосный простой редуктор 3 на биротативный вентилятор 2, который благодаря фиксированному для рабочих колес 9 и 10 оптимальному передаточному числу редуктора 3 и минимальным окружным скоростям рабочих лопаток 12 и 13 генерирует минимальный уровень шума, при этом уровень напряжений от центробежных сил в рабочих лопатках 12 и 13 также минимален, что способствует повышению надежности двигателя 1.

Так как степень сжатия потока воздуха 11 в каждом из рабочих колес 9 и 10 вентилятора 2 минимальна, то и количество рабочих лопаток 12 и 13 минимально, что способствует снижению количества деталей и веса двигателя 1.

Двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом вентилятора через простой соосный редуктор, отличающийся тем, что вентилятор выполнен биротативным, первое по потоку воздуха рабочее колесо которого выполнено с возможностью вращения от первой по потоку промежуточной шестерни редуктора, причем H/h=1,1...1,5; z3/z2=2,5...4 и z5/Z4=2,5...4,

где Н - ширина зубчатого венца ведущей шестерни редуктора;

h - ширина зубчатого венца ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора;

z2 - число зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней внутреннего зацепления простого соосного редуктора;

z3 - число зубьев шестерни внутреннего зацепления простого соосного редуктора;

z5 - число зубьев ведомой шестерни, расположенной на валу первого рабочего колеса биротативного вентилятора;

z4 - число зубьев промежуточной шестерни, находящейся в зацеплении с шестерней простого соосного редуктора с числом зубьев z5.

www.findpatent.ru

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода, с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода, с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям (ГТД), имеющим дна контура, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24, опубл. 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221, МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.

Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.

Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.

Тем не менее это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.

Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 11/04, прототип устройства.

Этот способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение и/или нагрев ротора и/или статора.

Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени турбины, при этом кольцевая вставка над рабочими колесами закреплена на промежуточном и внешнем корпусах.

Недостатки способа и устройства - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является поддержание радиальных зазоров постоянными на всех режимах работы турбины.

Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям.

Задачи создания изобретения: эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины.

Решение указанных задач достигнуто в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полосами над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, тем, что согласно изобретению полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода, с выходом из компрессора, а одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода, с промежуточной ступенью компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиальною зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-16), где:

- на фиг.1 приведена схема ГТД,

- на фиг.2 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,

- на фиг.3 приведен вид А,

- на фиг.4 приведен разрез Б-Б,

- на фиг.5 приведена схема установки кольцевой вставки,

- на фиг.6 приведена пустотелая вставка,

- на фиг.7 приведена вставка с теплоаккумулирующим наполнителем,

- на фиг.8 приведен вид кольцевой вставки с отверстиями в ней,

- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с ребрами,

- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с турбулизаторами,

- на фиг.11 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.12 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,

- на фиг.13 приведен внешний вид воздухозаборника,

- на фиг.14 приведен вид В,

- на фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,

- на фиг.16 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.

Конструкция газотурбинного двигателя представлена на чертежах фиг.1-16. Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, вентилятор 3, основной корпус 4, сопло 5, компрессор 6, камеру сгорания 7 с корпусом 8, жаровой трубой 9 и форсунками 10, турбину 11, валы 12 и 13, опоры 14…17 (фиг.1). Валов в турбине 11 может быть не только два, но и один или три.

Компрессор 6 содержит корпус 18 по меньшей мере одну ступень 19, которая в свою очередь направляющий аппарат 20, рабочие лопатки 21 и диски 22.

Турбина 11 содержит по меньшей мере один ротор 23 и статор 24. Турбина 11 имее по меньшей мере одну ступень 25. На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, каждая из которых в свою очередь содержит сопловой аппарат 26 и рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. Ступеней 25 турбины 11 может быть и одна более двух. Сопловой аппарат 26 и рабочие лопатки 28 выполнены охлаждаемыми, например перфорированными. Диск 29 имеет с обеих сторон передний и задний дефлекторы 30 и 31. Ступеней 25 турбины 11, как упоминалось ранее, может быть одна, три или сколько угодно, а средство регулирования радиального зазора применено на одной, или нескольких, или всех ступенях 25 турбины 11. Наиболее эффективно применение средства регулирования радиального зазора на первых ступенях турбины из-за высокого перепада давления на них.

Двухконтурный газотурбинный двигатель имеет два контура: первый 32 и второй 33 (фиг.1). Воздух второго контура имеет более низкую температуру, чем воздух в компрессоре из-за того, что при сжатии воздуха его температура возрастает. Вследствие этого использовать воздух второго контура для управления радиальными зазорами в турбине предпочтительнее.

Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора. Средство регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора δ. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной (фиг.5) или пустотелой (фиг.6), т.е. содержать полость 35. Полость 35 может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом 36. Теплоаккумулирующее вещество 36 - это материал, имеющий высокую теплоемкость и теплоту фазового перехода, например, на основе ацетата натрия.

Далее изобретение описано на примере одной первой ступени 25 турбины высокого давления, но может быть применено и на других (всех) ступенях 25 турбины 11.

Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…16 не показан). Рабочие лопатки 28 содержат замковую часть 37. В диске 29 выполнены отверстия 38 для подвода к рабочим лопаткам 28 охлаждающего воздуха. Передний дефлектор 30 уплотнен относительно вала 8 и статорных деталей уплотнениями 39 и 40. В переднем дефлекторе 30 выполнены отверстия 41 для подвода охлаждающего воздуха.

Средство регулирования радиального зазора кроме перечисленных ранее средств содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, внутреннюю полость 44, отверстии 45, внутреннюю полость 46 соплового аппарата 26, отверстия 47, верхнюю полость 48 внутри кольцевого коллектора 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода воздуха 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6.

Кроме того, средство регулирования радиального зазора имеет воздухозаборники 52. Каждый воздухозаборник 52 имеет патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54. Воздухозаборники 52 установлены во втором контуре 33 и предназначены для дозированного забора охлаждающего воздуха из второго контура 33. Всего может быть применено от 2-х до 12-ти воздухозаборников 52. Далее детально конструкция воздухозаборников 52 приведена на фиг.13 и 14. Воздухозаборники 52 соединены втулками 55 с основной полостью 56. Из основной полости 56 производится распределение воздуха для охлаждения статора 24 турбины 11 (фиг.2).

Вал 8, диск 26 с дефлекторами 30 и 31 и рабочим колесом 29 образуют ротор 23 турбины 11 (фиг.2). Турбина 11, как указывалось ранее, имеет статор 24. Статор 24 содержит несколько корпусов (от двух и более). Далее приведено описание турбины 11 с тремя корпусами: внешним корпусом 57, внутренним корпусом 58 и установленным между ними промежуточным корпусом 59. При этом промежуточный корпус 59 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 60, соединенным с фланцем 61 внешнего корпуса 57. Кроме того, промежуточный корпус 59 имеет переднюю радиальную перегородку 62, установленную с кольцевым зазором 63 внутри внешнего корпуса 57 Внешний корпус 57 имеет первую радиальную перегородку 64 с прямоугольными окнами 65 и вторую радиальную перегородку 66 с отверстиями 67 для сброса воздуха (фиг.1 и 2), охлаждающего статор 24 турбины 11 (фиг.2 и 5). В результате в статоре 24 турбины 11 образованы четыре полости 68, 69, 70 и 71.

Первая радиальная перегородка 64 содержит «омего-образную» часть 72, которая сварочным швом 73 соединена с первой радиальной перегородкой 64. С другой стороны (внутренней) «омего-образной» части 72 первой радиальной перегородки 64 сварочным швом 74 приварена кольцевая деталь 75 с кольцевым пазом 76 для размещения в нем кольцевого выступа 77, имеющегося на кольцевой вставке 34 для ее центрирования.

Теплоаккумулирующий материал 36 - это, как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.

Теплофизические свойства этого материала:

- теплота плавления 220 кДж/кг,

- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,

- теплоемкость жидкой фазы 2,8 кДж/кг.

Аккумулирование тепла осуществляется как правило за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла 36 можно сделать одинаковым время прогрева диска 29 и корпусов турбины 57…59 и, как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.

Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 78 и бортового компьютера 79, соединенных электрическими связями 80. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора 77, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.

На фиг.4 представлен вариант сборки статора 23 турбины 11 ГТД. В конструкции статора 21 турбины 11 могут быть применены отверстия 81, выполненные в промежуточном корпусе 59 и 82, выполненные в кольцевой вставке 34.

На фиг.7 приведена кольцевая вставка 34 с ребрами 83, применение которых интенсифицирует охлаждение кольцевых вставок 34. На фиг.8 приведена кольцевая вставка 34 с турбулизаторами 84, выполненными также на внешней поверхности кольцевой вставки 34. Турбулизаторы 84 могут быть выполнены в виде цилиндров небольшого размера.

На внутренней поверхности кольцевых вставок 34 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 85, например графит (фиг.11), или прикреплены вставки сотового уплотнения 86 (фиг.12).

На фиг.13 и 14 приведена конструкция воздухозаборника 52, который содержит патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54, коллектор 87 с полостью 88, которая втулками 55 соединена с полостью 56. Коллектор 87 имеет два кронштейна 89, которыми он крепится при помощи болтов 90 к фланцу 91 корпуса 8 камеры сгорания 4. Регулятор расхода 54 может быть любой конструкции. Для примера приведен регулятор расхода 54 в виде цилиндра 92 с прямоугольными отверстиями 93. К цилиндру 92 присоединен вал 94 с приводом 95. Привод 95 электрической связью 80 соединен с бортовым компьютером 79 (фиг.14).

На фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11 поз.96 в зависимости от температуры перед турбиной - Тг, из которого следует, что расход воздуха g1, охлаждающего ротор 23 турбины 11 должен увеличиваться с ростом температуры продуктов сгорания перед турбиной Тг. Эта зависимость может быть линейной, например, как показано на фиг.15. На фиг.16 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД. Для наглядности приведены расчетные расходы охлаждающего воздуха g2 для охлаждения статора турбины 11 на трех участках работы ГТД (на режиме форсирования 97, 98 и 99). Позициями 100,101 и 102 показано реальное изменение расхода воздуха g2.

В промежуточном корпусе 39 выполнены отверстия 103, соединяющие полости 69 и 56, для подачи охлаждающего воздуха в полости 68, 69 и 70 (фиг.4).

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…16).

При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор δ0 имеет расчетное значение, а на форсажном (максимальном) режиме радиальные зазоры (в первоначальный момент) при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает.При этом прогреваются корпуса турбины 57…59 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 57...59, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие пустотелой кольцевой вставки 34, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 34 и корпусов 57…59, что предотвратит увеличение радиального зазора.

Проходящий по трубопроводу высокого давления 50 через регулятор расхода 51 охлаждающий воздух охлаждает диск 29 турбины 11 и рабочие лопатки 28.

При этом изменение расхода охлаждающего воздуха через регулятор расхода 51 осуществляют только в зависимости от режима работы двигателя Тг и изменением расхода этого воздуха не управляют радиальным зазором, так как увеличение расхода этого воздуха уменьшает КПД турбины 11. При этом трубопровод высокого давления 50 может быть подключен только к выходу из компрессора 6 (т.е. за его последней ступенью в противном случае давления охлаждающего воздуха будет недостаточно для охлаждения перфорированного соплового аппарата 26 и перфорированных рабочих лопаток 28 турбины 11.

Охлаждающий воздух из второго контура 33, проходящий через воздухозаборник 52 и регуляторы расхода 54 поступает в кольцевой коллектор 47, потом через втулки 46 в полость 45 и далее через отверстия 66 в полости 47 и 49 и охлаждает корпуса 38...40 и кольцевую вставку 29. При этом для того, чтобы эффективность работы системы была максимальной, необходимо применять относительно «холодный» воздух, который следует отбирать из-за промежуточной ступени компрессора 12 (фиг.1). Регуляторы расхода 61 и 63 электрическими связями 37 соединены с бортовым компьютером 36 для управления расходами охлаждающего воздуха g1 и g2 (фиг.11 и 12)

Применение теплоаккумулирующего материала 51 выравнивает тепловые инерции ротора 19 и статора 21. При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 35 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 36 по каналу связи 37 подает команду второму регулятору расхода 63 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела, наоборот, расход охлаждающего воздуха уменьшают. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах.

Применение группы изобретений позволило:

1. Обеспечить эффективное плавное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.

2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах.

3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора, без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды, т.е. в условиях, когда взлетная тяга ГТД уменьшается.

5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим. Это особенно важно для военных самолетов.

6. Упростить конструкцию элементов системы регулирования радиального зазора, уменьшить ее вес и разместить вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит надежность турбины.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, отличающийся тем, что полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, а одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внутренняя полость вставки заполнена теплоаккумулирующим веществом.

www.findpatent.ru

Двухконтурный газотурбинный двигатель

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.

www.findpatent.ru

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, турбину низкого давления. Думисная полость компрессора отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением. Магистраль охлаждения рабочих лопаток через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания. Турбина низкого давления выполнена с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. Полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки, объединена с думисной полостью компрессора. На магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент. Магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран. Воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно. Изобретение позволяет уменьшить расход охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы. 1 ил.

 

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

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. При этом, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки отделена от думисной полости компрессора лабиринтным уплотнением, (см. патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубл. 20.09.2004 г.).

Недостатком известного решения является пониженный уровень экономичности двигателя, обусловленный тем, что расход охлаждающего воздуха из думисной полости на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя, что приводит к невозможности уменьшения удельного расхода топлива двигателя за счет уменьшения расхода воздуха, идущего на охлаждение.

Техническим результатом изобретения является возможность уменьшения расхода охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен из воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.

Объединение полости, примыкающей к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки с думисной полостью компрессора, позволяет на режимах работы двигателя, при которых осуществляется частичное отключение охлаждающего воздуха, использовать думисный воздух для охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления путем его подсасывания напрямую из думисной полости.

Отделение магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления от магистрали наддува междисковой полости, имеющие источником воздух из думисной полости, дает возможность автономного управления расходом охлаждающего воздуха, идущего на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления.

Наличие на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления регулируемого крана позволяет на режимах работы с частичным отключением охлаждающего воздуха автономно отключать охлаждающий воздух, поступающий на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, при этом наддув междисковой полости, осуществляемый по магистрали наддува междисковой полости остается постоянным, что обеспечивает на всех режимах работы двигателя надежный наддув междисковой полости.

Установка на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления управляющего расходом элемента также позволяет автономно регулировать расход охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления, что значительно повышает экономичность двигателя на режимах с частичным отключением охлаждающего воздуха.

На чертеже показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления 1, у которого думисная полость 2 отделена от проточной части компрессора 3 лабиринтным уплотнением 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 с охлаждаемыми рабочими лопатками 7, магистраль охлаждения 8 которых через аппарат закрутки 9, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11 турбины высокого давления 6 и воздухо-воздушный теплообменник 12 турбины высокого давления 6 соединена с воздушной полостью 13 камеры сгорания 5. У турбины низкого давления 14 магистраль наддува 15 междисковой полости 16, соединена с думисной полостью 2 через ее воздухо-воздушный теплообменник 17, а магистраль охлаждения 18 ее сопловых лопаток 19, соединена с думисной полостью 2 компрессора 1 через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 и регулируемый кран 21, при этом магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 отделена от магистрали наддува 15 междисковой полости 16. Полость 22, примыкающая к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 объединена с думисной полостью 2 компрессора 1. На магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 установлен управляющий расходом элемент 26, выполненный в виде крана.

Устройство работает следующим образом:

Воздух от компрессора 1 поступает с одной стороны в камеру сгорания 5, а с другой стороны, через лабиринтное уплотнение 4 поступает в думисную полость 2.

В свою очередь воздух из думисной полости 2 через магистраль наддува 15 поступает в междисковую полость 16, причем расход его остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.

С другой стороны, воздух из думисной полости 2 через магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 турбины низкого давления 14, регулируемый кран 21 и внутренние полости сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает на охлаждение сопловых лопаток 19.

Регулируемый кран 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 позволяет частично или полностью перекрывать охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, в этом случае воздух из думисной полости 2, идущий на охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает в полость 22, примыкающую к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 и далее через магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.

Также воздух из воздушной полости 13 камеры сгорания 5 через воздухо-воздушный теплообменник 12, управляющий расходный элемент 26, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11, аппарат закрутки 9, магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.

При этом наличие управляющего расходом элемента 26 на магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 позволяет одновременно или автономно от регулируемого крана 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 частично или полностью перекрывать охлаждение рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.

В результате уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления и на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным отключением охлаждения уменьшается удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом.

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, отличающийся тем, что полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления, со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.

www.findpatent.ru