×
29.03.2019
219.016.f5f6

Результат интеллектуальной деятельности: ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным и содержит компрессор высокого давления, примыкающую к нему 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 лопаток через транзитные трубки, установленные во внутренних полостях лопаток с зазором относительно их стенок. Транзитные трубки содержат участки с калиброванным проходным сечением. Между транзитной трубкой и стенками лопатки размещен перфорированный дефлектор, выполненный в виде оболочки, охватывающей большую часть поперечного сечения внутренней полости лопатки с конгруентным приближением к внутренней поверхности полости с образованием зазора, достаточного для смывания стенок со стороны полости охлаждающим потоком воздуха, подаваемого в полость, и отвода воздуха через щель в тыльной части лопатки. Канал охлаждения междисковой полости выполнен из последовательно дополняющих друг друга полостей охлаждения центральной и прикорневой частей дисков турбин высокого и низкого давлений, отделенных лабиринтным уплотнением. Изобретение повышает надежность и долговечность двигателя. 1 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 с 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, а 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 между транзитной трубкой и стенками лопатки размещен перфорированный дефлектор, выполненный в виде оболочки, охватывающей большую часть поперечного сечения внутренней полости лопатки с конгруентным приближением к внутренней поверхности полости с образованием зазора, достаточного для смывания стенок со стороны полости охлаждающим потоком воздуха, подаваемого в полость, и отвода воздуха через щель в тыльной части лопатки, а канал охлаждения междисковой полости выполнен из последовательно дополняющих друг друга полостей охлаждения центральной и прикорневой частей дисков турбин высокого и низкого давлений, отделенных лабиринтным уплотнением.

При этом сопловые аппараты могут быть выполнены из блоков сопловых лопаток, средняя из которых в каждом блоке содержит одну транзитную трубку, пропущенную через полость лопатки с зазором от ее стенок.

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 выходит 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 вытекает 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

Показаны записи 31-40 из 102.
20.08.2013
№216.012.5fdf

Устройство для регулирования положения заслонки воздушного канала

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для регулирования поступления воздуха для обогрева и исключения обледенения агрегатов и механизмов. Устройство для регулирования положения заслонки воздушного канала содержит подвижный элемент привода поворота...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490175
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.08.2013
№216.012.610e

Статор турбомашины

Статор турбомашины содержит корпус и внутреннюю втулку. Между ними размещен кольцевой уплотнительный элемент, одна поверхность которого контактирует с ответной цилиндрической поверхностью втулки, а другая размещена в пазу. Между внутренней втулкой и корпусом установлена крышка, контактирующая с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490478
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.08.2013
№216.012.611a

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, турбину низкого давления. Думисная полость компрессора отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением. Магистраль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490490
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.08.2013
№216.012.611c

Способ управления газотурбинным двигателем и система для его осуществления

Группа изобретений относится к области управления работой ГТД, преимущественно авиационных, и может быть использована для управления подачей топлива в ГТД и НАК. Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490492
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.08.2013
№216.012.6120

Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя

Выходное устройство содержит наружный корпус двигателя, внутренний корпус турбины, хвостовой обтекатель, элементы их крепления, расположенные за рабочим колесом последней ступени турбины, и смеситель. Элементы крепления выполнены в виде полых стоек. Смеситель выполнен в виде кольцевого элемента...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490496
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.08.2013
№216.012.61a2

Устройство для испытания лопаток турбомашины

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для испытаний аэродинамических конструкций, в частности для определения характеристик лопаток турбины с помощью измерения деформаций, путем использования активного сопротивления электрических тензометров. Устройство содержит рабочее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490626
Дата охранного документа: 20.08.2013
27.08.2013
№216.012.64bd

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки. Стойки размещены в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закреплены в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491426
Дата охранного документа: 27.08.2013
27.08.2013
№216.012.64d5

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя

Узел соединения роторов компрессора и турбины газотурбинного двигателя содержит цапфу компрессора, вал турбины и контровочную трубу, зафиксированную в осевом и окружном направлениях. Цапфа компрессора и вал турбины соединены в осевом направлении посредством промежуточного вала, стяжной втулки и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491450
Дата охранного документа: 27.08.2013
20.02.2019
№219.016.bcef

Способ диагностики колебаний рабочего колеса турбомашины

Способ диагностики колебаний рабочего колеса турбомашины относится к диагностике колебаний, возникающих в турбомашинах, и может найти широкое применение при создании и прочностной доводке осевых турбин и компрессоров, применяемых как в авиации, так и в энергомашиностроении. Способ дает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002287141
Дата охранного документа: 10.11.2006
20.02.2019
№219.016.bda7

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с шарнирно закрепленными на нем створками и расположенными между ними уплотнительными проставками. Проставки подвешены на створках посредством коромысел с лапками, торцы которых установлены с возможностью контактирования со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002258829
Дата охранного документа: 20.08.2005
Показаны записи 31-40 из 309.
10.07.2014
№216.012.dc84

Способ испытания компрессора и установка для испытания

Группа изобретений относится к компрессоростроению и установкам для испытаний компрессора, в частности, предназначена для использования при испытании осевых, центробежных и диагональных компрессоров, а также их комбинаций, при использовании регулируемого привода двигателя. В качестве силового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002522230
Дата охранного документа: 10.07.2014
20.07.2014
№216.012.de82

Устройство для смазки опорного подшипника ротора турбомашины

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам для смазки опорных подшипников роторов турбомашин. Особенностью предложенной конструкции является использование для привода во вращение откачивающего насоса размещенного внутри масляной полости опорного подшипника...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002522748
Дата охранного документа: 20.07.2014
10.08.2014
№216.012.e8be

Выходное устройство турбины

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525375
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8c2

Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления

Устройство для охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, у которых внутренняя полость каждой лопатки разделена перегородкой на полость у входной кромки и остальную полость и содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, управляющие...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525379
Дата охранного документа: 10.08.2014
27.09.2014
№216.012.f7c8

Двухконтурный газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529269
Дата охранного документа: 27.09.2014
27.09.2014
№216.012.f7cb

Лопатка осевого компрессора

Лопатка осевого компрессора содержит входную кромку, выходную кромку, корыто и спинку с выполненными на ее поверхности вихрегенераторами сферической формы, вогнутыми внутрь лопатки. Каждый вихрегенератор снабжен, по меньшей мере, двумя подводящими каналами с выходными отверстиями диаметра...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529272
Дата охранного документа: 27.09.2014
27.09.2014
№216.012.f7ce

Магнитожидкостное уплотнение вала

Изобретение относится к уплотнительной технике и может быть использовано для герметизации подвижных друг относительно друга деталей. Магнитожидкостное уплотнение вала обеспечивает повышение надежности уплотнения за счет уменьшения трения между вращающимся валом и щетками. Уплотнение содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002529275
Дата охранного документа: 27.09.2014
20.10.2014
№216.012.fe51

Ротор осевой газовой турбины

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и может быть использовано преимущественно в турбомашинах, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002530961
Дата охранного документа: 20.10.2014
27.11.2014
№216.013.0b73

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки. В соответствии с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534339
Дата охранного документа: 27.11.2014
20.12.2014
№216.013.111b

Установка для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002535802
Дата охранного документа: 20.12.2014
+ добавить свой РИД