×
29.03.2019
219.016.f5ee

Результат интеллектуальной деятельности: ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным и содержит компрессор высокого давления с ротором, статором, примыкающую к компрессору думисную полость, камеру сгорания и оснащенные дисками с охлаждаемым сопловым аппаратом, включающим охлаждаемые сопловые лопатки, турбины высокого и низкого давления с проточной частью, междисковой полостью и каналом охлаждения междисковой полости, сообщенным с питающим коллектором на входе. Канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором. Питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и теплообменник второго контура двигателя. Сопловые лопатки выполнены с внутренними полостями, сообщенными с системой охлаждения. Коллектор канала охлаждения междисковой полости отделен от внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток и соединен с входным коллектором системы охлаждения указанных лопаток через транзитные трубки, установленные во внутренних полостях лопаток с зазором относительно их стенок. Транзитные трубки содержат участки с калиброванным проходным сечением. Сопловые лопатки сгруппированы в блоки, а транзитные трубки установлены, по меньшей мере, по одной на каждый блок и каждая содержит участок с калиброванным проходным сечением, расположенный у входа в транзитную трубку. Изобретение повышает надежность и долговечность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам охлаждения газотурбинных двигателей с помощью воздуха.

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания и двухступенчатую турбину с охлаждаемым сопловым аппаратом между ступенями турбины и каналом охлаждения междисковой полости, питающий воздуховод которого через теплообменник, установленный во втором контуре двигателя, и внутренние полости охлаждаемых сопловых лопаток соединен с полостью компрессора высокого давления (см. патент РФ №459986, МПК F02C 7/18, опубл. 08.12.1976 г.). Недостатком такого решения является использование для охлаждения междисковой полости очень дорогого воздуха, отбираемого перед камерой сгорания.

Этот недостаток устранен в другом техническом решении, наиболее близком к предлагаемому нами, а именно в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбины высокого и низкого давлений с охлаждаемым сопловым аппаратом турбины низкого давления и каналом охлаждения междисковой полости с питающим коллектором на входе, причем канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором, а питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток и теплообменник, установленный во втором контуре двигателя, соединен с думисной полостью компрессора высокого давления (см. патент РФ №2200859, МПК F02C 7/12, опубл. 20.03.2003 г.).

Однако охлажденный в теплообменнике охлаждающий воздух, проходя через внутренние полости сопловых лопаток, нагревается там и поступает на охлаждение междисковой полости нагретым до такой степени, что становится непригодным для эффективного охлаждения боковых поверхностей дисков турбины.

Задача изобретения состоит в повышении надежности и долговечности двигателя путем понижения температуры рабочих элементов турбины за счет снижения температуры охлаждающего воздуха, поступающего в междисковую полость для охлаждения дисков и лопаток турбин.

Поставленная задача решается за счет того, что газотурбинный двигатель, согласно изобретению, выполнен двухконтурным, содержит компрессор высокого давления с ротором, статором, примыкающую к компрессору думисную полость, камеру сгорания и оснащенные дисками с охлаждаемым сопловым аппаратом, включающим охлаждаемые сопловые лопатки, турбины высокого и низкого давления с проточной частью, междисковой полостью и каналом охлаждения междисковой полости, сообщенным с питающим коллектором на входе, причем канал охлаждения междисковой полости отделен от проточной части турбины лабиринтным уплотнением и щелевым зазором, а питающий коллектор канала охлаждения междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через входной коллектор системы охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и теплообменник второго контура двигателя, при этом сопловые лопатки выполнены с внутренними полостями, сообщенными с упомянутой системой охлаждения, коллектор канала охлаждения междисковой полости отделен от внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток и соединен с входным коллектором системы охлаждения указанных лопаток через транзитные трубки, установленные для этого во внутренних полостях лопаток с зазором относительно их стенок, при этом транзитные трубки содержат участки с калиброванным проходным сечением, причем сопловые лопатки сгруппированы в блоки, а транзитные трубки установлены, по меньшей мере, по одной на каждый блок и каждая содержит участок с калиброванным проходным сечением, расположенный у входа в транзитную трубку.

При этом канал охлаждения междисковой полости может включать систему последовательно расположенных полостей, по меньшей мере, одна из которых предназначена преимущественно для охлаждения центральной части, а другая - для охлаждения прикорневой части дисков турбин высокого и низкого давлений, разделенных лабиринтным уплотнением.

По меньшей мере, лопатки, в которых установлены транзитные трубки, могут быть снабжены перфорированным дефлектором, при этом перфорация дефлектора выполнена с возможностью равномерного охлаждения стенок лопаток.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, заключается в повышении надежности и долговечности двигателя путем предложенной в изобретении системы смывания рабочих элементов турбины воздухом с пониженной температурой за счет разделения потоков охлаждающего воздуха по двум контурам двигателя и подачи менее нагретого воздуха в междисковую полость турбины, а также за счет устранения избыточного нагрева воздуха в дефлекторных полостях соплового аппарата турбин.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя;

на фиг.2 - поперечный разрез транзитной трубки в районе калиброванных отверстий;

на фиг.3 - поперечный разрез пера лопатки с дефлектором в ней;

на фиг.4 - поперечный разрез соплового аппарата для случая, когда транзитная трубка размещена в средней сопловой лопатке.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор 1 высокого давления, думисную полость 2 с лабиринтным уплотнением 3 между ней и последней ступенью компрессора высокого давления 1, камеру 4 сгорания и турбину 5 высокого давления, турбину 6 низкого давления с охлаждаемым сопловым аппаратом 7 и каналом 8 охлаждения междисковой полости, выполненным в виде последовательно расположенных питающего коллектора 9, полости 10 охлаждения центральной зоны диска 11 турбины 5 высокого давления и полости 12 охлаждения корневой части диска 11 турбины 5 высокого давления и диска 13 турбины 6 низкого давления, отделенных друг от друга лабиринтным уплотнением 14. От проточной части 15 турбины полость 10 охлаждения отделена лабиринтным уплотнением 16, а полость 12 охлаждения - щелевым зазором 17.

Питающий коллектор 9 через входной коллектор 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19 и теплообменник 20, установленный во втором контуре 21 двигателя, соединен с думисной полостью 2 компрессора 1 высокого давления. Питающий коллектор 9 отделен от внутренних полостей 22 охлаждаемых сопловых лопаток 19 стенкой 23 и соединен с входным коллектором 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19 транзитными трубками 24, установленными во внутренних полостях 22 сопловых лопаток 19 с зазором относительно их стенок 25. Транзитные трубки 24 снабжены калиброванными участками 26 на их входе.

Для сопловых аппаратов 7, состоящих из блоков 27 сопловых лопаток 19, в каждом блоке выполнена одна транзитная трубка 24, размещенная в средней лопатке 19. Между стенкой 25 сопловых лопаток 19 и транзитной трубкой 24 размещены дефлекторы 28 с перфорационными отверстиями 29 для охлаждения стенок 25 сопловых лопаток 19.

Думисная полость 2 соединена с входным коллектором 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19 воздуховодом 30.

Предлагаемый двигатель работает следующим образом.

Воздух от компрессора 1 высокого давления через лабиринтное уплотнение 3 поступает в думисную полость 2, откуда через стойки камеры 4 сгорания по воздуховоду 30 через теплообменник 20, установленный во втором контуре 21 двигателя, - во входной коллектор 18 системы охлаждения сопловых лопаток 19. Из входного коллектора 18 воздушный поток разветвляется на два направления: одно -через внутренние полости 22 охлаждаемых сопловых лопаток 19 охлаждаемого соплового аппарата 7 и через заднюю кромку лопатки 19 в проточную часть 15 турбин 5 и 6 соответственно высокого и низкого давления, а второе - через калиброванные входы 26 транзитных трубок 24 в питающий коллектор 9 канала 8 охлаждения междисковой полости и из нее в полость 10 для охлаждения центральной зоны диска 11 турбины 5 высокого давления и далее через лабиринтное уплотнение 14 в полость 12 для охлаждения центральной части диска 11 турбины 5 высокого давления и диска 13 турбины 6 низкого давления и через щелевой зазор 17 в проточную часть 15 турбины, омывая и охлаждая боковые поверхности дисков 11 и 13. Охлаждающий воздух, вытекающий через лабиринтное уплотнение 16 из полости 10 в проточную часть 15 турбины, омывает периферийную зону диска 11 турбины 5 высокого давления, охлаждая эту часть диска.

Для сопловых аппаратов 7, состоящих из блоков 27 по три сопловых лопатки 19 в каждом блоке, воздух в полости 10 и 12 каждого блока 27 поступает только через одну транзитную трубку 24, размещенную в средней лопатке 19 блока 27.

Для соплового аппарата 7, в сопловых лопатках 19 которого размещены дефлекторы 28, охлаждающий воздух из внутренних полостей 22 поступает через перфорационные отверстия 29 на стенки 25, а далее вытекает через выходные кромки в проточную часть 15 турбин.

Транспортировка охлаждающего воздуха в междисковую полость через транзитные трубки значительно уменьшает поверхность соприкосновения этого охлаждающего воздуха со стенками лопатки, в результате чего уменьшается его подогрев, снижается его температура, а так как этот воздух омывает поверхность конструкции междисковой полости, включая диски турбин, то через это снижается температура и собственно дисков.

Дополнительное снижение подогрева охлаждающего воздуха в транзитных трубках происходит за счет снижения контактной поверхности теплоподвода от стенки лопаток к транзитной трубке, когда последние размещены только в средних лопатках сопловых блоков.

Следующее снижение температуры дисков происходит, когда транзитная трубка размещена внутри дефлектора с перфорационными отверстиями, так как в этом случае снижается подогрев воздуха, находящегося внутри дефлектора, за счет того, что между стенкой лопатки и дефлектором существует зазор, через который циркулирует охлаждающий воздух.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет уменьшить подогрев воздуха, поступающего в междисковую полость, снизить температуру охлаждающего воздуха, поступающего к конструкции турбин, и, в частности, температуру дисков со стороны междисковой полости.

Источник поступления информации: Роспатент

Showing 101-102 of 102 items.
10.07.2019
№219.017.ad9b

Реактивное сопло с управляемым вектором тяги для турбореактивного двигателя

Реактивное сопло с управляемым вектором тяги относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Реактивное сопло с управляемым вектором тяги для турбореактивного двигателя содержит корпус, сходящиеся и расходящиеся створки и управляющее кольцо,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002375599
Дата охранного документа: 10.12.2009
10.07.2019
№219.017.b045

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит валы компрессоров высокого и низкого давления, вал турбины низкого давления, контровочную трубу, промежуточный вал, установленный на валу компрессора низкого давления, и межвальный шарикоподшипник. Вал турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002405955
Дата охранного документа: 10.12.2010
Showing 131-140 of 309 items.
27.03.2016
№216.014.c90f

Масляная система авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистеме авиационного газотурбинного теплонапряженного двигателя. В магистраль суфлирования маслобака установлен дополнительный теплообменник, выход из которого подключен к входу в суфлер-сепаратор, а выход из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002578784
Дата охранного документа: 27.03.2016
20.06.2016
№217.015.04a9

Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления

Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002587509
Дата охранного документа: 20.06.2016
20.04.2016
№216.015.3523

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581990
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3566

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581987
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3600

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581980
Дата охранного документа: 20.04.2016
20.04.2016
№216.015.3663

Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002581981
Дата охранного документа: 20.04.2016
10.05.2016
№216.015.3d0c

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включает сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002583318
Дата охранного документа: 10.05.2016
27.08.2016
№216.015.4e1f

Камера сгорания газотурбинного двигателя с регулируемым распределением воздуха

Камера сгорания газотурбинного двигателя с регулируемым распределением воздуха содержит корпус, размещенную в ней жаровую трубу с форсунками и завихрителем с входным коническим участком, состоящую из двух телескопически соединенных между собой передней и задней частей. Каждая из частей жаровой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002595287
Дата охранного документа: 27.08.2016
12.01.2017
№217.015.592c

Приводной осевой центробежный суфлер

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается элементов системы суфлирования авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Перед опорным подшипником установлен через радиальное отверстие в валу стопор в виде цилиндрического штифта так, что выступающие за пределы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002588307
Дата охранного документа: 27.06.2016
12.01.2017
№217.015.6093

Жаропрочный никелевый сплав для получения изделий методом металлургии гранул

Изобретение относится к области металлургии, а именно к жаропрочным никелевым сплавам для получения изделий, производимых методом металлургии гранул и предназначенных для работы при высоких нагрузках и температурах, например в газотурбинных двигателях. Сплав содержит, мас. %: углерод -...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002590792
Дата охранного документа: 10.07.2016
+ добавить свой РИД