×
12.09.2019
219.017.ca6b

Результат интеллектуальной деятельности: Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей. Известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того, возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата. Применение изобретения обеспечивает снижение температуры масла в 2 раза, обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым, в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями

/ РФ №26819, МПК F02C7/06, опубл. 20.12.2002 г/

Недостатком данного решения является то, что «горячий» воздух от источника высокотемпературного воздуха с температурой 400-450°С из междисковой полости направляется в полости наддува, далее в предмасляные полости задней опоры турбины высокого давления и задней опоры турбины низкого давления и через масляные подвижные уплотнения поступает в масляную полость, где проходящий воздух нагревает не только масло, но и элементы конструкции масляной опоры, от которых масло нагревается дополнительно. Увеличенный подогрев масла может приводить, как к повышению температуры корпуса подшипника, что уменьшает его долговечность, так и способствует коксообразованию на элементах опоры, что с одной стороны, может приводить к изменению свойств масла, делающего его непригодным для использования, а с другой стороны, может привести к возгоранию кокса и масла на элементах опоры. В результате чего возникает необходимость частой замены масла, а в случае возгорания кокса и уменьшения долговечности подшипника снижает надежность и ресурс работы турбины.

Задача изобретения - повышение экономичности и надежности двигателя.

Технический результат - сохранение свойств использованного масла, повышение надежности подшипника и его долговечности, а также исключение появление кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению, снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата.

Снабжение турбины дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, и их последовательное соединение и с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления и с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, позволяет эвакуировать «горячий» воздух, проникающий из междисковой полости турбин в предмасляные полости, в область низкого давления.

Эвакуация «горячего» воздуха в область с низким давлением позволяет уменьшить или исключить его наличие в предмасляных полостях турбины высокого и низкого давления, обеспечивая существенное снижение подвода тепла к элементам конструкции опор турбин, а также снижение температуры масла в масляных полостях турбин за счет снижения расхода «горячего» воздуха, проникающего в масляные полости через масляные подвижные уплотнения.

Следует отметить, что при этом возрастает расход «холодного» воздуха от источника низкотемпературного воздуха в предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, тем самым дополнительно снижается температура элементов конструкции опор турбин и подогрев масла.

При этом выбор области давления ниже, чем в предмасляных полостях, которая может быть либо атмосферой, либо газовоздушным трактом за турбиной, позволяет получить требуемый перепад давления для выпуска «горячего» воздуха.

Учитывая, что выпуск воздуха происходит из предмасляных полостей, где давление воздуха недостаточно высокое по сравнению с полостями наддува, объемный расход воздуха увеличивается, поэтому необходимо обеспечить достаточно большую проходную площадь дополнительных воздуховодов для выпуска воздуха. Таким образом, размещение дополнительных воздуховодов в полости сопловых лопаток является наиболее оптимальным решением для существующей конструкции.

Наличие одного или более дросселирующих устройств, размещенных на выходе из дополнительных воздуховодов, позволяет настроить, по необходимости, расход «горячего» воздуха, отводимого из предмасляных полостей турбины высокого и низкого давления, изменением площади поперечного сечения дросселирующего устройства, тем самым довести абсолютный расход «холодного» воздуха, поступающего от источника низкотемпературного воздуха до 100%.

На фиг. 1 показан продольный разрез охлаждаемой турбины.

На фиг. 2 показано место А фиг. 1.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор 1 с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха 2, коллектор 3 с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха 4, междисковую полость 5, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха 2, рабочее колесо 6 турбины высокого давления 7 с диском 8 и рабочими лопатками 9, рабочее колесо 10 турбины низкого давления 11 с диском 12 и рабочими лопатками 13. Турбина также содержит цапфы 14 и 15 дисков 8 и 12 соответственно, лопатки соплового аппарата 16, заднюю опору турбины высокого давления 17 и заднюю опору турбины низкого давления 18 с подшипниками 19 и 20 соответственно.

Турбина содержит масляную полость 21 турбины высокого давления 7 и масляную полость 22 турбины низкого давления 11, сообщенные между собой через систему отверстий 23, выполненных в цапфе 15 диска 12 турбины низкого давления 11, полости наддува 24 и 25 и предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого давления 7 и турбины низкого давления 11 соответственно.

При этом предмасляная полость 27 турбины низкого давления 11 посредством воздуховодов 28, размещенных в задней опоре турбины низкого давления 18, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость 26 турбины высокого давления 7 через коллектор 3 сообщена с источником низкотемпературного воздуха 4. Предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с одноименными масляными полостями 21 и 22 соответственно.

Турбина содержит дополнительные воздуховоды 32 и каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17. Каналы 33 сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды 32 с областью низкого давления 34, меньшего, чем в предмасляных полостях 26 и 27. На выходе из дополнительных воздуховодов 32 размещены дросселирующие устройства 35.

Турбина работает следующим образом.

Для охлаждения турбины и наддува опор турбины воздух от источника высокотемпературного воздуха 2 через раздаточный коллектор 1 и лопатки соплового аппарата 16 поступает в междисковую полость 5 и далее в полости наддува 24 и 25 турбины высокого 7 и турбины низкого 11 давления, а из них в предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления соответственно.

Одновременно более холодный воздух от источника низкотемпературного воздуха 4 через коллектор 3 поступает в предмасляную полость 26 турбины высокого давления 7.

Значительная часть высокотемпературного воздуха, поступившего в соединенные между собой предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, через каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17, направляется в дополнительные воздуховоды 32 и далее выбрасывается в область низкого давления 34, меньшего, чем в предмасляных полостях 26 и 27. Дросселирующее устройство 35, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов 32, позволяет регулировать количество высокотемпературного воздуха, выбрасываемого в область низкого давления 34, тем самым уменьшая количество «горячего» воздуха в предмасляных полостях 26 и 27, а в некоторых случаях довести процент «горячего» воздуха до нуля.

Из предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7 преобладающий холодный воздух направляется, с одной стороны, через масляное подвижное уплотнение 29 в масляную полость 21 турбины высокого давления 7, а с другой стороны, в предмасляную полость 27 турбины низкого давления 11, где далее значительная часть «холодного» воздуха выбрасывается через воздуховоды 28 в атмосферу, а небольшое его количество поступает в масляную полость 21 турбины высокого давления 7 через масляное подвижное уплотнение 30 и в масляную полость 22 турбины низкого давления 11 через масляное подвижное уплотнение 31.

Поскольку масляные полости 21 и 22 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены между собой системой отверстий 23, то в масляных полостях 21 и 22 устанавливается средний уровень температуры масла, на который в значительной мере оказывает влияние «холодный» воздух от источника низкотемпературного воздуха 4.

Обтекание элементов конструкции задней опоры турбины высокого давления 17 и задней опоры турбины низкого давления 18 воздухом с пониженной температурой, уменьшает передачу тепла от элементов конструкции к маслу, тем самым снижая уровень температуры масла в масляных полостях 21 и 22.

Проведенные расчеты показали уменьшение в 2 раза подогрева масла в конструкции с отводом «горячего» воздуха из предмасляных полостей турбины по сравнению с исходной конструкцией, что позволяет обеспечить эксплуатацию изделия при высокой температуре окружающей среды, так называемом «тропическом» варианте.

Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и как следствие повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины.


Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 110 items.
09.08.2019
№219.017.bd1d

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696523
Дата охранного документа: 02.08.2019
09.08.2019
№219.017.bd20

Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к управлению двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами. Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора включает управление...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696516
Дата охранного документа: 02.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd61

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двигателям для авиационной техники, в частности к конструкции реактивных сопел. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, подвижный корпус, управляющие гидроцилиндры, а также пневмоцилиндры. Неподвижный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696833
Дата охранного документа: 06.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd88

Кольцевой объёмный оптический резонатор

Изобретение к лазерной технике. Кольцевой объемный оптический резонатор содержит ограниченную наружной и внутренней стенками кольцевую замкнутую полость с впускным отверстием для активной среды и отводным отверстием, образующую коаксиальные поверхности, систему зеркал, установленных вдоль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696944
Дата охранного документа: 07.08.2019
10.08.2019
№219.017.bd93

Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции компрессоров высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя. Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя содержит корпус регулируемых направляющих аппаратов, промежуточный корпус, механизм...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696839
Дата охранного документа: 06.08.2019
12.09.2019
№219.017.ca79

Роторная машина объемного типа

Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано для привода потребителей механической энергии, а также в качестве составной части двигателя внутреннего сгорания, в том числе и газотурбинных двигателей. Техническим результатом является...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002699864
Дата охранного документа: 11.09.2019
02.10.2019
№219.017.d132

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002700110
Дата охранного документа: 12.09.2019
12.10.2019
№219.017.d555

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702713
Дата охранного документа: 09.10.2019
12.10.2019
№219.017.d559

Способ управления турбокомпрессорной установкой

Изобретение относится к способам управления работой турбокомпрессорных установок и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя, возникающих при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702714
Дата охранного документа: 09.10.2019
15.10.2019
№219.017.d59f

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей в промышленности в качестве привода газоперекачивающих агрегатов, в частности к дополнительным устройствам, обеспечивающим очистки проточных частей и внутренних каналов газотурбинных двигателей от загрязнений и топливных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702782
Дата охранного документа: 11.10.2019
Showing 71-80 of 344 items.
20.05.2015
№216.013.4c2b

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551013
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2d

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551015
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c31

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551019
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4cac

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. После сборки производят испытания двигателя на влияние...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551142
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d13

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551245
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d14

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551246
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d15

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель испытан по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551247
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d16

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551248
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d17

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551249
Дата охранного документа: 20.05.2015
27.05.2015
№216.013.4f1f

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования двигателя. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя заключается в регулировании углов установки направляющих аппаратов компрессора. Для этого предварительно формируют две или более программы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551773
Дата охранного документа: 27.05.2015
+ добавить свой РИД