×
16.02.2019
219.016.bb26

Результат интеллектуальной деятельности: Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, 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, полости наддува и предмасляные полости турбин высокого и низкого давления. Одноименные полости соединены друг с другом. Междисковая полость сообщена с источником высокотемпературного воздуха. Масляные полости турбин высокого и низкого давления сообщены между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления. Предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой. Предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха. Предмасляные полости турбин высокого и низкого давления сообщены с одноименными масляными полостями через масляное подвижное уплотнение турбины высокого давления и масляное подвижное уплотнение турбины низкого давления соответственно. Охлаждаемая турбина снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления. Каналы сообщены с одной стороны с полостями наддува турбин высокого и низкого давления, соединенными между собой, а с другой стороны через дополнительные воздуховоды с областью, где давление ниже, чем в полостях наддува. Изобретение направлено на повышение экономичности и надежности двигателя посредством сохранения свойств использованного масла, повышения надежности подшипника и его долговечности, а также исключения появления кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации, что повышает ресурс двигателя. 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 модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая, 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, при этом одноименные полости соединены друг с другом, 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, причем предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены с одноименными масляными полостями через масляное подвижное уплотнение турбины высокого давления и масляное подвижное уплотнение турбины низкого давления соответственно.

/патент РФ №26819, МПК F02C 7/06, 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 снижается надежность и ресурс работы турбины.

Задача изобретения - повышение экономичности и надежности двигателя.

Ожидаемый 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, что повышает ресурс двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая 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, при этом одноименные полости соединены друг с другом, 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, причем предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены с одноименными масляными полостями через масляное подвижное уплотнение турбины высокого давления и масляное подвижное уплотнение турбины низкого давления соответственно, по предложению, она снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с полостями наддува турбины высокого и низкого давления, соединенными между собой, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды с областью, где давление ниже, чем в полостях наддува.

Областью с давлением ниже, чем в полостях наддува, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Турбина газотурбинного двигателя может содержать, по меньшей мере, одно дросселирующее устройство, установленное на выходе из дополнительных воздуховодов, а дополнительные воздуховоды размещены в полости лопаток соплового аппарата.

Снабжение турбины дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, и их последовательное соединение с полостями наддува турбины высокого и низкого давления и с областью низкого давления, меньшего, чем в полостях наддува, позволяет эвакуировать «горячий» воздух, проникающий из междисковой полости турбин в полости наддува и в область низкого давления. Выбор области низкого давления, которая может быть либо атмосферой, либо газовоздушным трактом за турбиной, позволяет получить требуемый перепад давления для «стравливания» «горячего» воздуха. Учитывая, что «стравливание» происходит из полостей наддува, где давление воздуха достаточно высокое и объемный расход воздуха уменьшается, то проходная площадь дополнительных воздуховодов требуется минимальная, таким образом, их легче будет разместить в существующей конструкции. Эвакуация «горячего» воздуха в область с низким давлением позволяет уменьшить или исключить попадание его в предмасляные полости 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.

Наличие одного или более дросселирующих устройств, размещенных на выходе из дополнительных воздуховодов, позволяет настроить по необходимости расход «горячего» воздуха, отводимого из полостей наддува турбины высокого и низкого давления, изменением площади поперечного сечения дросселирующего устройства.

Размещение дополнительных воздуховодов в полостях лопаток сопловых аппаратов позволяет наиболее выгодно разместить их в существующей конструкции.

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 17 турбины высокого давления 7 и заднюю опору 18 турбины низкого давления 11 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.

Полость наддува 24 турбины высокого давления 7 соединена с полостью наддува 25 турбины низкого давления 11. Предмасляная полость 26 турбины высокого давления 7 соединена с предмасляной полостью 27 турбины низкого давления 11. 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 с одноименными масляными полостями 21 и 22 через масляные подвижные уплотнения 29, 30 и 31.

Турбина содержит дополнительные воздуховоды 32 и каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17. Каналы 33 сообщены, с одной стороны, с полостями наддува 24 и 25 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды 32 с областью низкого давления 34, меньшего, чем в полостях наддува 24 и 25. 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 полости наддува 24 и 25 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 полостях наддува 24 и 25.

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, поступающего в предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, а в некоторых случаях довести процент «горячего» воздуха до нуля.

В предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7 преобладающий «холодный» воздух от источника низкотемпературного воздуха 4 смешивается с оставшейся частью «горячего» воздуха из полости наддува 24 турбины высокого давления 7, и эта смесь 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, в свою очередь, смешивается также с оставшейся частью «горячего» воздуха из полости наддува 25 турбины низкого давления 11.

Далее значительная часть смеси «холодного» и «горячего» 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, так как его количество в смеси преобладает.

Также 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 полостей наддува 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

Показаны записи 61-70 из 110.
24.05.2019
№219.017.5eb2

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе двигателя, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, клапаны...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688642
Дата охранного документа: 21.05.2019
24.05.2019
№219.017.5eca

Способ нанесения теплозащитного покрытия на лопатки турбин высоконагруженного двигателя

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия на лопатки турбин, работающих при высоких температурах в высоконагруженных двигателях. Наносят многослойное покрытие. В качестве сплава первого слоя жаростойкого покрытия используют сплав содержащий Ni-Co-Cr-Al-Y-Ta-W-Hf. Второй...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688417
Дата охранного документа: 22.05.2019
24.05.2019
№219.017.5ee0

Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива

Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива содержит твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя. В газовоздушном тракте двигателя последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство. Твердотопливный заряд размещен вне...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688612
Дата охранного документа: 21.05.2019
13.06.2019
№219.017.80a8

Система управления турбокомпрессорной установкой

Изобретение относится к системам управления работой турбокомпрессорной установки и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691273
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.80d8

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области конструирования газотурбинного двигателя (далее ГТД), а именно узлов ГТД, служащих для регулирования и управления изменениями газового потока, расположенных в части статора. В известном регулируемом ВНА компрессора ГТД, содержащем направляющие лопатки, каждая из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691276
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.8179

Сопловый аппарат турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя (гтд) (варианты) и лопатка соплового аппарата тнд (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами. Каждый из сопловых блоков собран из трех жестко соединенных лопаток,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691203
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.818d

Способ охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя и сопловый аппарат тнд, охлаждаемый этим способом, способ охлаждения лопатки соплового аппарата тнд и лопатка соплового аппарата тнд, охлаждаемая этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД включает сопловый венец, образованный из сопловых блоков, собранный каждый не менее чем из трех сопловых лопаток, выполненных за одно целое с малой и большой. Сопловые блоки смонтированы между наружным и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691202
Дата охранного документа: 11.06.2019
20.06.2019
№219.017.8d4a

Ротор турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТВД двигателя содержит рабочее колесо ТВД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток. Лопатка ТВД включает каждая хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем стенок. Диск рабочего колеса выполнен в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691868
Дата охранного документа: 18.06.2019
20.06.2019
№219.017.8d57

Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя и лопатка ротора тнд, охлаждаемая этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки Полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691867
Дата охранного документа: 18.06.2019
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
Показаны записи 61-70 из 344.
27.03.2015
№216.013.353b

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. Собирают модули в количестве не менее восьми - от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002545111
Дата охранного документа: 27.03.2015
10.04.2015
№216.013.36fa

Способ формирования радиопоглощающих топологий на носителях

Изобретение относится к материалам, поглощающим электромагнитные волны, и может найти применение для повышения скрытности и уменьшения вероятности обнаружения радиолокаторами объектов и оборудования наземной, авиационной и космической техники. Способ формирования радиопоглощающих топологий на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002545562
Дата охранного документа: 10.04.2015
10.04.2015
№216.013.3a23

Охлаждаемая турбина

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002546371
Дата охранного документа: 10.04.2015
10.04.2015
№216.013.3eb3

Приводной центробежный суфлер для высокотемпературного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам систем газотурбинных двигателей и может быть использовано в качестве суфлера-сепаратора в маслосистемах авиационных высокотемпературных ГТД. В известном приводном центробежном суфлере, содержащем пристыкованный к КПА корпус с каналами подвода газомасляной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002547539
Дата охранного документа: 10.04.2015
10.04.2015
№216.013.3eb4

Масляная система газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается устройства маслосистемы газотурбинного двигателя. В масляной системе, содержащей подключенную к масляным полостям опор ротора магистраль откачки масловоздушной эмульсии, сообщенную с маслобаком, и центробежный суфлер с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002547540
Дата охранного документа: 10.04.2015
20.04.2015
№216.013.4160

Способ контроля технического состояния и обслуживания газотурбинного двигателя при его эксплуатации

Способ контроля технического состояния и обслуживания газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания. Способ включает измерение давления топлива в коллекторе форсажной камеры сгорания двигателя, которое проводят периодически, сравнение полученного значения давления топлива в коллекторе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002548234
Дата охранного документа: 20.04.2015
20.05.2015
№216.013.4c1d

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: 0002550999
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c21

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: 0002551003
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c23

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551005
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c25

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: 0002551007
Дата охранного документа: 20.05.2015
+ добавить свой РИД