×
10.04.2019
219.017.0124

Результат интеллектуальной деятельности: ДВУХВАЛЬНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002250386
Дата охранного документа
20.04.2005
Аннотация: Двухвальный газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления с силовым разделительным корпусом и компрессор высокого давления с поворотным входным направляющим аппаратом и с ротором, установленным на подшипнике со стороны первого рабочего колеса компрессора высокого давления. На выходе из разделительного корпуса, на его втулке, выполнена конусная поверхность, обращенная к проточной части компрессора высокого давления и образующая с передним козырьком кольца внутреннего входного направляющего аппарата компрессора высокого давления щелевую полость, соединенную на выходе через межлабиринтную полость и через лабиринтные уплотнения с масляной полостью и с промежуточной полостью на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления. Угол образующей конуса конусной поверхности втулки силового разделительного корпуса равен 10...40°. Отношение высоты лопатки поворотного входного направляющего аппарата компрессора высокого давления по ее входной кромке к высоте щелевой полости между конусной поверхностью втулки силового разделительного корпуса и козырьком внутреннего кольца поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления составляет 30...70. Изобретение позволяет повысить надежность двухвального газотурбинного двигателя за счет повышения ресурса уплотнения масляной опоры переднего подшипника компрессора высокого давления при одновременном исключении утечек масла из масляной опоры, а также за счет повышения газодинамической устойчивости компрессора. 2 ил.

Изобретение относится к двухзальным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен двухвальный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и компрессор высокого давления, а также разделительный корпус между ними [1].

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за утечек масла из масляной полости переднего подшипника компрессора высокого давления.

Наиболее близким к заявляемой конструкции является двухвальный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор, силовой разделительный корпус и компрессор высокого давления, масляная полость переднего подшипника которого уплотнена с помощью контактного графитового уплотнения [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность из-за низкого ресурса контактных графитовых уплотнений вследствие их износа во время работы газотурбинного двигателя.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности двухвального газотурбинного двигателя за счет повышения ресурса уплотнения масляной опоры переднего подшипника компрессора высокого давления при одновременном исключении утечек масла из масляной опоры, а также за счет повышения газодинамической устойчивости компрессора.

Сущность технического решения заключается в том, что в двухвальном газотурбинном двигателе с компрессором низкого давления, с силовым разделительным корпусом и с компрессором высокого давления с поворотным входным направляющим аппаратом и с ротором, установленным на подшипнике со стороны первого рабочего колеса компрессора высокого давления, согласно изобретению на выходе из разделительного корпуса, на его втулке, выполнена конусная поверхность, обращенная к проточной части компрессора высокого давления и образующая с передним козырьком кольца внутреннего входного направляющего аппарата компрессора высокого давления щелевую полость, соединенную на выходе через межлабиринтную полость и через лабиринтные уплотнения с масляной полостью и с промежуточной полостью на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления, причем α=10...40° и H/h=30...70, где

α - угол образующей конуса конусной поверхности втулки силового разделительного корпуса;

Н - высота лопатки поворотного входного направляющего аппарата компрессора высокого давления по ее входной кромке;

h - высота щелевой полости между конусной поверхностью втулки силового разделительного корпуса и козырьком внутреннего кольца поворотного направляющего аппарата компрессора высокого давления.

В современных двухвальных газотурбинных двигателях на пониженных режимах работы, например, при переходе на малый газ, для обеспечения необходимых запасов газодинамической устойчивости компрессора высокого давления его входной направляющий аппарат прикрывается, что приводит к увеличению гидравлических потерь при обтекании его лопаток и к снижению давления воздуха за ним, в результате чего возможен выброс частиц масла из масляной полости через ее лабиринтное уплотнение в газовоздушный тракт компрессора высокого давления с последующим пожаром. Контактное графитовое уплотнение обеспечивает герметичное уплотнение, но его ресурс в отличие от лабиринтного уплотнения ограничен вследствие износа графитового кольца, например, из-за попадания пыли и посторонних частиц в зону контакта графитовое кольцо - контртело. Поэтому для обеспечения повышенного давления воздуха перед лабиринтным уплотнением масляной опоры на всех режимах работы двигателя на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления образуется межлабиринтная полость, соединенная на выходе через лабиринтные уплотнения с масляной полостью и с промежуточной полостью на входе в первое рабочее колесо компрессора высокого давления, а на входе - с щелевой полостью, образованной конусной поверхностью на выходе втулки разделительного корпуса и передним козырьком внутреннего кольца входного направляющего аппарата компрессора высокого давления, что позволяет забирать давление воздуха на выходе из разделительного корпуса близким к полному давлению, т.е. с учетом скоростной составляющей воздушного потока. При течении потока воздуха по проточной части разделительного корпуса на втулочной его части происходит накопление пограничного слоя, который сливается в щелевую полость на наддув лабиринтного уплотнения масляной полости, что повышает газодинамическую устойчивость компрессора высокого давления, так как пограничный слой не поступает на вход в компрессор.

При α<10° снижается надежность двухвального газотурбинного двигателя из-за уменьшения площади щелевой полости и выброса масла в проточную часть компрессора высокого давления.

При α>40° снижается надежность из-за уменьшения давления отбираемого воздуха вследствие уменьшения скоростной составляющей и выброса масла из масляной полости в проточную часть компрессора высокого давления.

Высота h щелевой кольцевой полости зависит от размерности газотурбинного двигателя, т.е. от высоты Н лопатки поворотного входного направляющего аппарата по ее входной кромке.

При Н/h<30 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за турбулизации потока воздуха на входе в компрессор высокого давления передним козырьком внутреннего кольца входного направляющего аппарата.

При Н/h>70 снижается надежность из-за уменьшения давления воздуха в межлабиринтной полости и выброса масла из масляной полости на вход в рабочее колесо компрессора высокого давления.

На фиг.1 изображен продольный разрез двухвального газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Двухвальный газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с компрессором низкого давления 3, силового разделительного корпуса 4, на выходе из которого установлен компрессор высокого давления 5 с поворотным входным направляющим аппаратом 6, а также камеры сгорания 7, турбины высокого давления 8, которая служит для привода компрессора высокого давления 5 и турбины низкого давления 9, которая служит для привода вентилятора 2 с компрессором низкого давления 3. Ротор 10 компрессора 5 с первым рабочим колесом 11 установлен на переднем роликовом подшипнике 12, масляная полость 13 которого отделена от межлабиринтной воздушной полости 14 с помощью лабиринта 15 и фланца лабиринта 16, образующих лабиринтное уплотнение 17 масляной полости 13. Межлабиринтная полость 14 отделена от промежуточной полости 18 на входе в первое рабочее колесо 11 с помощью фланца лабиринта 19 и лабиринта 20, образующих воздушное лабиринтное уплотнение 21. На выходе из криволинейного канала 22 проточной части разделительного корпуса 4, на его втулке 23, выполняется конусная поверхность 24 под углом α к оси компрессора и обращенная к проточной части 25 компрессора высокого давления 5. Поверхность 24 совместно с передним козырьком 26 внутреннего кольца 27 входного направляющего аппарата 6 образует щелевую кольцевую полость 28, на выходе соединенную через межлабиринтную полость 14 и лабиринтные уплотнения 17 и 21 с масляной полостью 13 переднего роликоподшипника 12 и с промежуточной полостью 18 на входе в первое рабочее колесо 11 ротора 10 компрессора 5. Пограничный слой 29 воздушного потока из компрессора низкого давления 3 поступает на вход в щелевую полость 28 перед входными кромками 30 лопаток 31 входного направляющего аппарата 6, что способствует снижению гидравлических потерь и повышению давления воздуха в межлабиринтной полости 14.

Работает устройство следующим образом. При работе двухвального газотурбинного двигателя 1 на пониженных режимах для сохранения газодинамической устойчивости компрессора высокого давления 5 лопатки 31 входного направляющего аппарата 6 поворачиваются, уменьшая площадь проточной части на выходе, что приводит к повышению гидравлических потерь при их обтекании и к снижению давления на входе в первое рабочее колесо 11 ротора 10 компрессора высокого давления 5. Такое снижение давления могло бы привести к выбросу частиц масла из масляной полости подшипника 12 через лабиринтные уплотнения 17 и 21 на вход в рабочее колесо 11. Однако этого не происходит, так как в межлабиринтной полости 14 поддерживается повышенное давление воздуха, не зависящее от поворота лопаток входного направляющего аппарата и превышающее давление воздуха в масляной полости 13. Одновременно происходит слив пограничного слоя 29 воздушного потока на входе в компрессор высокого давления 5, что повышает его газодинамическую устойчивость и надежность.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр.64, рис.3.8 г.

2. С.А.Вьюнов, стр.109, рис.3.46 - прототип.

Двухвальныйгазотурбинныйдвигательскомпрессоромнизкогодавления,ссиловымразделительнымкорпусомискомпрессоромвысокогодавлениясповоротнымвходнымнаправляющимаппаратомисротором,установленнымнаподшипникесостороныпервогорабочегоколесакомпрессоравысокогодавления,отличающийсятем,чтонавыходеизразделительногокорпусанаеговтулкевыполненаконуснаяповерхность,обращеннаякпроточнойчастикомпрессоравысокогодавленияиобразующаяспереднимкозырькомкольцавнутреннеговходногонаправляющегоаппаратакомпрессоравысокогодавлениящелевуюполость,соединеннуюнавыходечерезмежлабиринтнуюполостьичерезлабиринтныеуплотнениясмаслянойполостьюиспромежуточнойполостьюнавходевпервоерабочееколесокомпрессоравысокогодавления,причемα=10...40°иН/h=30...70,гдеα-уголобразующейконусаконуснойповерхностивтулкисиловогоразделительногокорпуса;Н-высоталопаткиповоротноговходногонаправляющегоаппаратакомпрессоравысокогодавленияпоеевходнойкромке;h-высотащелевойполостимеждуконуснойповерхностьювтулкисиловогоразделительногокорпусаикозырькомвнутреннегокольцаповоротногонаправляющегоаппаратакомпрессоравысокогодавления.
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 66 items.
20.01.2013
№216.012.1d3f

Болтовое соединение вращающихся деталей

Изобретение относится к области машиностроения и авиадвигателестроения и может быть использовано для соединения вращающихся деталей ротора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения. Болтовое соединение вращающихся деталей, объединенных в пакет, с расположенными по окружности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472981
Дата охранного документа: 20.01.2013
10.03.2013
№216.012.2d8c

Способ изготовления полой вентиляторной лопатки

Изобретение может быть использовано в авиационном двигателестроении при изготовлении полой лопатки вентилятора газотурбинного двигателя, состоящей из выполненных из титанового сплава обшивок и заполнителя. Способ предполагает использование диффузионной сварки для соединения обшивок и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477191
Дата охранного документа: 10.03.2013
20.04.2015
№216.013.43b8

Способ изготовления полого изделия типа вентиляторной лопатки

Изобретение относится к области обработки металлов давлением, более конкретно к способам изготовления с использованием диффузионной сварки полого изделия. Изготавливают заготовки обшивок и заполнителя, при этом на внешней поверхности одной или обеих заготовок обшивок выполняют отдельные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548834
Дата охранного документа: 20.04.2015
10.07.2015
№216.013.5cb5

Способ изготовления полой вентиляторной лопатки

Изобретение относится к области обработки металлов давлением. С использованием диффузионной сварки и сверхпластической формовки собирают заготовки обшивок и заполнителя в пакет. Предварительно на участки контактирующих поверхностей заготовок обшивок и заполнителя по заданному трафаретному...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555274
Дата охранного документа: 10.07.2015
20.02.2019
№219.016.bcac

Осевой компрессор турбомашины

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей турбомашин преимущественно наземного применения. Техническая задача заключается в повышении надежности и к.п.д. компрессора за счет снижения погрешности установки углов поворотных направляющих лопаток на всех режимах работы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002267656
Дата охранного документа: 10.01.2006
20.02.2019
№219.016.c46f

Компрессор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. Технический результат заключается в повышении надежности за счет исключения сварных и клепаных соединений фланцев клапанов перепуска с наружным корпусом компрессора, а также снижения вибро- и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02175405
Дата охранного документа: 27.10.2001
20.02.2019
№219.016.c4ca

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит ротор с промежуточным элементов между дисками ротора. Промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков. Промежуточные диски установлены с упругой деформацией полотен в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002193091
Дата охранного документа: 20.11.2002
01.03.2019
№219.016.ca23

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель включает входной кок, вал двигателя и вал привода внешней нагрузки со стороны входного корпуса двигателя. Во внутренней полости кока между валами двигателя и привода внешней нагрузки размещена гибкая муфта. Отношение наружного диаметра гибкой муфты к расстоянию от муфты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002204036
Дата охранного документа: 10.05.2003
01.03.2019
№219.016.d119

Ротор двухступенчатой турбины

Ротор двухступенчатой турбины содержит два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольными частями. Отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцом соседнего рабочего диска к длине консольной части...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02163669
Дата охранного документа: 27.02.2001
11.03.2019
№219.016.d638

Свеча зажигания

Изобретение относится к системам зажигания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Свеча зажигания содержит корпус с центральным электродом и боковой электрод в виде втулки с центральным цилиндрическим каналом, а также кожух, охватывающий корпус с образованием охлаждающей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002277278
Дата охранного документа: 27.05.2006
Showing 1-10 of 46 items.
20.02.2019
№219.016.c46f

Компрессор газотурбинного двигателя

Изобретение относится к производству газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. Технический результат заключается в повышении надежности за счет исключения сварных и клепаных соединений фланцев клапанов перепуска с наружным корпусом компрессора, а также снижения вибро- и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02175405
Дата охранного документа: 27.10.2001
20.02.2019
№219.016.c4ca

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит ротор с промежуточным элементов между дисками ротора. Промежуточный элемент выполнен из двух закрепленных на валу ротора с помощью фланца промежуточных дисков. Промежуточные диски установлены с упругой деформацией полотен в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002193091
Дата охранного документа: 20.11.2002
01.03.2019
№219.016.ca23

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель включает входной кок, вал двигателя и вал привода внешней нагрузки со стороны входного корпуса двигателя. Во внутренней полости кока между валами двигателя и привода внешней нагрузки размещена гибкая муфта. Отношение наружного диаметра гибкой муфты к расстоянию от муфты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002204036
Дата охранного документа: 10.05.2003
01.03.2019
№219.016.d0ff

Лабиринтное уплотнение

Изобретение относится к области машиностроения. Лабиринтное уплотнение между статором и ротором турбомашины включает лабиринтные гребешки и ответную им цилиндрическую поверхность. Лабиринтные гребешки выполнены на фланце статора, а на цилиндрическую поверхность лабиринта ротора нанесено...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02168089
Дата охранного документа: 27.05.2001
01.03.2019
№219.016.d119

Ротор двухступенчатой турбины

Ротор двухступенчатой турбины содержит два промежуточных диска, размещенных между рабочими дисками и имеющих полотна и ободы с опорной и консольными частями. Отношение длины опорной части обода промежуточного диска между полотном диска и торцом соседнего рабочего диска к длине консольной части...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02163669
Дата охранного документа: 27.02.2001
08.03.2019
№219.016.d5bd

Электромагнитный трал

Изобретение относится к области военно-инженерного дела, в частности к устройствам для траления мин. Трал позволяет уменьшить шунтирующее влияние на магнитное поле оболочки электромагнитов и корпуса базовой машины, улучшить защищенность электромагнитов от воздействия взрыва, обеспечить контроль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 02167382
Дата охранного документа: 20.05.2001
11.03.2019
№219.016.d6be

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Камера сгорания содержит, по меньшей мере, в двух головках жаровых труб две свечи зажигания. При этом жаровые трубы со свечами расположены выше оси камеры сгорания под углом α=15...85° к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002247282
Дата охранного документа: 27.02.2005
11.03.2019
№219.016.d73d

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину низкого давления и турбину высокого давления. Ротор турбины высокого давления соединен межвальным соединением с ротором компрессора и установлен консольно на радиальном роликоподшипнике. Внутреннее кольцо радиального...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002204042
Дата охранного документа: 10.05.2003
11.03.2019
№219.016.d79a

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит диск турбины, на котором установлен покрывной дефлектор диска, состоящий из ступицы и полотна. Полотно дефлектора выполнено с радиальной внешней и наклонной от диска внутренней стенками. Наклон внутренней стенки выполнен от ступицы дефлектора к его периферии....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002224893
Дата охранного документа: 27.02.2004
11.03.2019
№219.016.d7b8

Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания и турбину привода компрессора, консольный ротор которого установлен в переднем радиально-упорном и заднем радиальном подшипниках. Опоры подшипников закреплены на внутреннем корпусе камеры сгорания. Между валами компрессора и турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002225523
Дата охранного документа: 10.03.2004
+ добавить свой РИД