ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

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

Известен газотурбинный двигатель по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24, опубл. 27.04.08 г. Это изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. 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.

Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.

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

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2235908, МПК F04C 18/00, опубл. 10.09.04 г. Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности компрессора за счет использования системы перепуска воздуха для регулирования радиальными зазорами между статором и ротором. Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с клапанами перепуска воздуха, включающем наружный корпус и внутренний корпус с отверстиями перепуска воздуха из последовательно расположенных направляющих аппаратов и фланцы, разделяющие воздушную полость между наружным и внутренним корпусами, при этом средний фланец установлен телескопически относительно внутреннего корпуса и выполнен с зигзагообразной радиальной стенкой, согласно изобретению зигзагообразная радиальная стенка последовательно отделяет отверстия с клапанами перепуска друг от друга в наружном корпусе, причем h/d=0,5…2; h₁/d₁=1…2,5; F/F_отв=1,1…-2; F₁/ F_отв1=1,1…2, где h - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и внутренним корпусом; h₁ - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и наружным корпусом; d - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе в первом по потоку воздуха направляющем аппарате; d₁ - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе во втором по потоку воздуха направляющем аппарате; F_отв - суммарная площадь отверстий диаметром d; F_отв1 - суммарная площадь отверстий диаметром d₁; F - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха первого по потоку направляющего аппарата; F₁ - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха второго по потоку направляющего аппарата.

Недостаток - конструктивная сложность.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221, МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.2007 г, прототип. 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.

Недостаток - необходимость прогрева двигателя перед взлетом самолета.

Задача создания изобретения, совпадающая с техническим результатом, - обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД, или значительно уменьшить время прогрева ГТД.

Решение указанной задачи достигнуто за счет того, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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, согласно изобретению средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью форы» в корпусе компрессора и/или турбины, с образованием зазора, установленной над соответствующими рабочими лопатками как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха в полость зазора, при этом в магистрали подачи охлаждающего воздуха установлен клапан. Кольцевая вставка выполнена пористой. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое покрытие, например графитовое. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели «сотового уплотнения».

Сущность изобретения представлена на чертежах, где

на фиг.1 представлена схема газотурбинного двигателя,

на фиг.2 представлена схема регулирования радиальных зазоров в компрессоре ГТД,

на фиг.3 представлена схема регулирования радиальных зазоров в турбине ГТД,

на фиг.4 представлена схема образования радиального зазора в турбине на крейсерском режиме,

на фиг.5 представлена схема образования радиального зазора в турбине непосредственно при форсировании двигателя,

на фиг.6 представлена схема прогрева диска турбины 21,

на фиг.7 представлена операция включения охлаждения,

на фиг.8 представлена вставка с мягким покрытием,

на фиг.9 представлена вставка с сотовым уплотнением.

Конструкция газотурбинного двигателя представлена на фиг.1-9.

Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1 с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.

Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере одну ступень 13, которая в свою очередь содержит направляющий аппарат 14, и рабочие лопатки 15, и диски 16 компрессора 3.

Турбина 5 также содержит корпус 17, по меньшей мере одну ступень 18.

На фиг.1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых в свою очередь содержит сопловой аппарат 19, и рабочие лопатки 20, и диски 21 турбины 5.

Кроме того, компрессор 3 и/или турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (фиг.2, 3).

Средство регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (фиг.2) содержит кольцевую вставку 23 из материала «с памятью формы», установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15 компрессора 3. Кольцевая вставка 23 имеет перфорацию, т.е. радиальные отверстия 24. Между корпусом 12 и кольцевой вставкой 23 выполнен зазор (полость) 25, к которому присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха 26, содержащая клапан 27.

Средство регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (фиг.3) содержит установленную кольцевую вставку 28, установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20. Кольцевая вставка 28 выполнена из материала «с памятью формы», например нитинола, содержит перфорацию (радиальные отверстия 17) и установлена в корпусе 17 турбины 3 с зазором 30. К полости зазора 30 подведена магистраль подачи охлаждающего воздуха 31 с клапаном 32.

В дальнейшем описание работы системы регулирования радиального зазора сделано на примере турбины 3.

При максимально возможной температуре корпуса 17 кольцевой вставке 13 придана максимальная толщина. При охлаждении материала «с памятью формы» он принимает прежнюю форму.

На фиг.4-7 приведена схема изменения радиального зазора δ1 при переходе с крейсерского режима на режим форсирования. Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 28 мягкого покрытия 33 (фиг.8) или панели сотового уплотнения 34 (фиг.9). Применение мягкого покрытия 33 и сотового уплотнения 34 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5 или одновременно в компрессоре 3 и турбине 5.

Работа ГТД осуществляется следующим образом.

При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. На крейсерском режиме радиальный зазор δ1 имеет расчетное значение (фиг.4), а на форсажном режиме радиальные зазоры δ2 в первоначальный момент при отсутствии регулирования резко возрастали. За счет применения вставки кольцевой вставки 28, высота которой мгновенно увеличивается (фиг.5), зазоры уменьшаются, компенсируя резкое увеличение диаметра корпуса D2. Это получается за счет того, что высота вставки 23 в компрессоре 3 (или 28 в турбине 5) значительно увеличивается из-за свойств материала « с памятью формы». В последующем в течение нескольких минут диск 21 прогревается и его диаметр dl увеличивается (фиг.6). Радиальный зазор Δ3 может уменьшиться до нулевого или отрицательного значения, что нежелательно. Для компенсации этого явления через 2-5 мин после форсирования ГТД открывают клапан 32 и подают охлаждающий воздух в зазор 30. Радиальный зазор Δ4 увеличивается (фиг.7).

Применение изобретения позволило:

обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД, или значительно уменьшить время прогрева ГТД за счет установки в магистрали подачи охлаждающего воздуха клапана.