×
10.04.2019
219.017.0887

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002439348
Дата охранного документа
10.01.2012
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Газотурбинный двигатель содержит сопловую лопатку второй ступени турбины, выполненную охлаждаемой с внутренней полостью. Внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины. Отношение проходной площади заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме Fзасл.взл. к проходной площади заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме Fзасл.кр. равно 3…5. Отношение проходной площади лабиринтного уплотнения между внутренней полкой соловой лопатки второй ступени и промежуточным диском ротора Fлаб. к проходной площади жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени Fжик. равно 3…5. Изобретение позволяет повысить экономичность и надежность газотурбинного двигателя. 2 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель с охлаждаемой второй сопловой лопаткой, внутренняя полка которой выполнена в виде четырехстенной коробки (патент RU №2151884).

Недостатком известной конструкции является ее низкая экономичность, так как расход воздуха на охлаждение второй сопловой лопатки выбирается из условий взлетного режима работы газотурбинного двигателя, тогда как на режиме максимальной длительности работы турбины (например, на крейсерском режиме) такой расход охлаждающего воздуха избыточен, что и приводит к ухудшению экономичности газотурбинного двигателя на крейсерском режиме.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция газотурбинного двигателя, в которой сопловая лопатка второй ступени выполнена двуполостной, причем задняя полость лопатки на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с газовым трактом двигателя (патент RU №2073103).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая экономичность и надежность, так как передняя полость второй сопловой лопатки охлаждается постоянным расходом воздуха, а задняя - переменным расходом охлаждающего воздуха, количество которого зависит от утечек воздуха через закомпрессорный лабиринт и может быть больше или меньше потребного расхода воздуха на данном режиме.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности газотурбинного двигателя путем подачи оптимального расхода охлаждающего воздуха на охлаждение сопловой лопатки второй ступени турбины в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, в котором сопловая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, согласно изобретению внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины, причем Fзасл.взл./Fзасл.кр.=3…5, Fлаб./Fжик.=3…5,

где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме,

Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме,

Fлаб. - проходная площадь лабиринтного уплотнения между внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени и промежуточным диском ротора,

Fжик. - проходная площадь жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени.

Соединение внутренней полости сопловой лопатки на входе с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха позволяет подавать на охлаждение лопатки оптимальный расход охлаждающего воздуха в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя, т.е. в зависимости от температуры газа перед сопловой лопаткой, что повышает надежность и улучшает экономичность газотурбинного двигателя.

Соединение внутренней полости сопловой лопатки на выходе с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины позволяет исключить перетекание газа через лабиринтное уплотнение на взлетном, наиболее напряженном по температуре газа режиме, за счет дозированной подачи холодного воздуха через жиклерный канал, что повышает надежность промежуточного диска. Одновременно через выходную щель осуществляется интенсивное охлаждение выходной кромки сопловой лопатки второй ступени, а выходящий в проточную часть турбины охлаждающий воздух поступает на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины.

На крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутреннюю полость сопловой лопатки второй ступени, снижается одновременно со снижением температуры газа перед сопловой лопаткой, что позволяет сохранить температуру выходной кромки сопловой лопатки на необходимом для получения заявленного ресурса уровне.

При Fзасл.взл./Fзасл.кр.<3 ухудшается экономичность газотурбинного двигателя.

При Fзасл.взл./Fзасл.кр.>5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за перегрева сопловой лопатки второй ступени.

При Fлаб./Fжик.<3 ухудшается экономичность газотурбинного двигателя из-за увеличенного расхода охлаждающего воздуха, поступающего на лабиринтное уплотнение.

При Fлаб./Fжик.>5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за перегрева промежуточного диска.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

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

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3 и двухступенчатой турбины 4 с сопловыми лопатками первой ступени 5, рабочими лопатками первой ступени 6 на первом рабочем колесе 7, сопловыми лопатками второй ступени 8 и рабочими лопатками второй ступени 9 на втором рабочем колесе 10. Сопловая лопатка второй ступени 8 выполнена с внутренней полкой 11, которая совместно с лабиринтом 12 на промежуточном диске 13, установленном между первым 7 и вторым 10 рабочими колесами, образует лабиринтное уплотнение 14, препятствующее перетеканию газового потока 15 помимо проточной части 16 турбины 4. Лопатка 8 выполнена охлаждаемой, и для снижения ее температуры внутренняя полость 17 на входе соединена трубопроводами 18 с промежуточной ступенью 19 компрессора 2 через заслонку 20 регулирования расхода охлаждающего воздуха 21, а на выходе - через выходную щель 22, а также через жиклерный канал 23 внутренней полки 11 и лабиринтное уплотнение 14 - с проточной частью 16 турбины 4 перед рабочей лопаткой второй ступени 9.

Работает устройство следующим образом. При работе газотурбинного двигателя 1 на крейсерском режиме проходная площадь заслонки 20 регулирования расхода охлаждающего воздуха уменьшается, что способствует повышению экономичности газотурбинного двигателя 1 вследствие уменьшения отбора воздуха из-за промежуточной ступени 19 компрессора 2. При этом, вследствие уменьшения расхода охлаждающего воздуха 21 через жиклерный канал 23, через лабиринтное уплотнение 14 между промежуточным диском 13 и нижней полкой 11 сопловой лопатки второй ступени 8 начинает перетекать также и газ 15, что могло бы привести к перегреву и поломке промежуточного диска 13. Однако этого не происходит, так как вследствие снижения режима работы газотурбинного двигателя 1, температуры охлаждающего воздуха 21 газа 15 перед сопловой лопаткой 8 снижаются по сравнению со взлетным режимом, а оптимально подобранные проходные сечения жиклерного канала 23 и лабиринта 14 обеспечивают такую температуру воздушно-газовой смеси, протекающей через лабиринт 14, при которой обеспечивается заданный ресурс промежуточного диска 13.

Газотурбинный двигатель, в котором сопловая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, отличающийся тем, что внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины, причем Fзасл.взл./Fзасл.кр.=3…5, Fлаб./Fжик.=3…5, где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме,Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме,Fлаб. - проходная площадь лабиринтного уплотнения между внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени и промежуточным диском,Fжик. - проходная площадь жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени.
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 100.
27.04.2013
№216.012.3ab5

Турбина газотурбинного двигателя

Турбина газотурбинного двигателя включает кольцевой входной канал, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени. Радиальные выступы полок сопловых лопаток первой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480590
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.04.2013
№216.012.3aec

Способ сборки конической зубчатой передачи

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано как в авиационном двигателестроении при сборке конических зубчатых передач газотурбинных двигателей так и в общем машиностроении. Способ сборки конической зубчатой передачи заключается в регулировании пространственного положения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480645
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e46

Устройство для сборки конической зубчатой передачи

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано как в авиационном двигателестроении при сборке ортогональных и неортогональных конических зубчатых передач газотурбинных двигателей, так и в общем машиностроении. Устройство для сборки конической зубчатой передачи содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481509
Дата охранного документа: 10.05.2013
10.06.2013
№216.012.48f5

Ротор компрессора турбовентиляторного двигателя

Изобретение относится к роторам компрессора газотурбинных турбовентиляторных двигателей. Ротор с дисками зафиксирован резьбовым соединением. Резьбовое соединение размещено в кольцевой воздушной полости с внешней стороны от соединяющей диски цилиндрической перемычки и с внутренней стороны от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484257
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d3d

Рабочая лопатка вентилятора

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. В рабочей лопатке вентилятора выходы (10) и (11) боковых участков (12) и (13) внутреннего элемента (9) выполнены на спинке (6) пера (2) лопатки в направлениях входной (3) и выходной (4) кромок пера. Со стороны входной кромки (3)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485355
Дата охранного документа: 20.06.2013
27.07.2013
№216.012.5a30

Силовая установка самолета

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. Силовая установка самолета содержит два газогенератора с мотогондолой, Воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура. Воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488709
Дата охранного документа: 27.07.2013
27.07.2013
№216.012.5a31

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета. Двухконтурный турбореактивный двигатель включает воздухо-воздушный теплообменник в канале наружного контура, а также смеситель и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488710
Дата охранного документа: 27.07.2013
20.09.2013
№216.012.6c48

Ротор турбины турбореактивного двигателя

Ротор турбины турбореактивного двигателя содержит диск турбины с размещенными на нем рабочими лопатками и уплотнительным кольцом, установленным на ободе диска с помощью байонетного соединения. Между радиальными выступами диска установлен балансировочный грузик, осевой выступ С-образной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493371
Дата охранного документа: 20.09.2013
27.09.2013
№216.012.6fcc

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002494271
Дата охранного документа: 27.09.2013
10.02.2014
№216.012.9f10

Многоступенчатая газовая силовая турбина

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506428
Дата охранного документа: 10.02.2014
Показаны записи 1-10 из 82.
27.04.2013
№216.012.3ab5

Турбина газотурбинного двигателя

Турбина газотурбинного двигателя включает кольцевой входной канал, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени. Радиальные выступы полок сопловых лопаток первой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480590
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.06.2013
№216.012.48f5

Ротор компрессора турбовентиляторного двигателя

Изобретение относится к роторам компрессора газотурбинных турбовентиляторных двигателей. Ротор с дисками зафиксирован резьбовым соединением. Резьбовое соединение размещено в кольцевой воздушной полости с внешней стороны от соединяющей диски цилиндрической перемычки и с внутренней стороны от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484257
Дата охранного документа: 10.06.2013
27.07.2013
№216.012.5a30

Силовая установка самолета

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. Силовая установка самолета содержит два газогенератора с мотогондолой, Воздухозаборник, вентилятор и сопло с каналом наружного контура. Воздухозаборник выполнен с сужающимся к вентилятору центральным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488709
Дата охранного документа: 27.07.2013
27.07.2013
№216.012.5a31

Двухконтурный турбореактивный двигатель

Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям авиационного применения, предназначенным для длительной работы при сверхзвуковом полете самолета. Двухконтурный турбореактивный двигатель включает воздухо-воздушный теплообменник в канале наружного контура, а также смеситель и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488710
Дата охранного документа: 27.07.2013
20.09.2013
№216.012.6c48

Ротор турбины турбореактивного двигателя

Ротор турбины турбореактивного двигателя содержит диск турбины с размещенными на нем рабочими лопатками и уплотнительным кольцом, установленным на ободе диска с помощью байонетного соединения. Между радиальными выступами диска установлен балансировочный грузик, осевой выступ С-образной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493371
Дата охранного документа: 20.09.2013
27.09.2013
№216.012.6fcc

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых самолетов. Турбореактивный двигатель включает турбину низкого давления и регулируемый лепестковый смеситель, содержащий коническую обечайку, на ее выходе. Между турбиной и смесителем установлена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002494271
Дата охранного документа: 27.09.2013
10.02.2014
№216.012.9f0e

Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Ротор турбины низкого давления газотурбинного двигателя включает рабочие колеса с дисками, рабочими лопатками и внешними лабиринтами. Каждый из внешних лабиринтов с помощью болтового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506426
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f0f

Ротор турбины газотурбинного двигателя

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины газотурбинного двигателя включает конический фланец диска, конический фланец вала и кольцевые фланцы лабиринтов, фиксируемые между собой при помощи болтовых соединений. Кольцевые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506427
Дата охранного документа: 10.02.2014
10.02.2014
№216.012.9f10

Многоступенчатая газовая силовая турбина

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационных двигателей и установок наземного применения. Многоступенчатая газовая силовая турбина включает диски ротора, соединенные между собой фланцами с осевыми штифтами. С внутренней стороны от ступиц дисков установлен...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002506428
Дата охранного документа: 10.02.2014
20.02.2014
№216.012.a2d6

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507401
Дата охранного документа: 20.02.2014
+ добавить свой РИД