×
13.06.2019
219.017.818d

Результат интеллектуальной деятельности: 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

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: 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 внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами, пропущенными через крайние лопатки. Через среднюю лопатку каждого блока пропущена транзитная трубка. Сопловая лопатка наделена дефлектором, размещенным в передней части полости. Стенки лопатки оснащены внутри оребрением с образованием тракта воздушного охлаждения лопатки - системой подковообразных радиационно-конвекторных ребер, пролонгированных в головную часть спинки и корыта, и системой ориентированных по потоку продолговатых ребер, на которые свободно опирают стенки дефлектора с обеспечением требуемой высоты канала тракта. В стенках дефлектора по высоте лопатки выполнено не менее одного ряда фронтальных и две упорядоченных системы боковых выходных отверстий в стенках дефлектора. В способе охлаждения соплового аппарата охлаждающий воздух подают из ВВТ во входной коллектор, образованный полым корпусом наружного кольца СА. Из входного коллектора не менее половины потока воздуха через транзитные трубки поступает в промежуточный коллектор транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД и ТВД. Не менее трети потока воздуха через выходные отверстия пропускают на охлаждение большой полки и лопаток соплового блока. Охлаждающий поток воздуха поступает в дефлектор. Через фронтальные отверстия воздух поступает в головной ряд каналов у входной кромки лопатки с разделением тракта воздушного охлаждения лопатки на два внутренних канала между дефлектором и стенками лопатки. Протекая по внутренним каналам охлаждающий поток получает по ходу подпитку более холодным воздухом через выходные отверстия в боковых стенках дефлектора. Затем воздух последовательно поступает в вихревую матрицу и турбулизатор, через который нагретый теплосъемом воздух направляют в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД. Технический результат состоит в повышении эффективности охлаждения лопаток сопловых аппаратов, блоков и ротора ТНД. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к способу охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки газоперекачивающего агрегата.

Известен способ охлаждения соплового аппарата охлаждаемой турбины, включающего наружное и внутреннее кольца, сопловые лопатки с опорными полками. Лопатки выполнены с выпуклой и вогнутой стенками пера. Стенки лопатки выполнены с оребрением и содержат дефлекторы с образованием охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями (Н.Н. Сиротин, А.С.Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. стр. 547-552).

Известен способ охлаждения соплового аппарата охлаждаемой турбины, включающего сопловые лопатки с внутренними полостями, сообщенными с системой охлаждения. В сопловых лопатках размещены дефлекторы. Коллектор канала охлаждения междисковой полости турбин высокого и низкого давления отделен от внутренних полостей сопловых лопаток и соединен с входным коллектором через транзитные трубки, установленные во внутренних полостях лопаток. Сопловые лопатки сгруппированы в блоки. Транзитные трубки установлены по одной на каждый блок (RU 2450142 С1, опубл. 10.05.2012).

Известен способ охлаждения соплового аппарата, включающего сопловые лопатки охлаждаемой турбины, выполненные в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками. Лопатки выполнены с вогнутой и выпуклой стенками пера, содержат раздаточные полости и дефлекторы с образованием охлаждающих каналов. Стенки лопатки и охлаждающий дефлектор выполнены с перфорационными отверстиями (RU 2514818 С1, опубл. 10.05.2014).

К недостаткам известных решений относятся повышенная конструктивная сложность соплового аппарата, недостаточная конструктивная проработанность системы охлаждения наиболее теплонапряженных участков соплового аппарата, неадаптированность конкретно к техническим решениям ГТД газоперекачивающего агрегата, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя с одновременным повышением компактности и снижением материале- и энергоемкости.

Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в повышении эффективности охлаждения лопаток соплового аппарата и ротора ТНД стационарного газотурбинного двигателя авиационного типа в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или в газотурбинной электростанции.

Поставленная задача решается тем, что в способе охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), согласно изобретению, сопловый аппарат ТНД подвергают воздушному охлаждению, при этом охлаждающий воздух подают из воздуховоздушного теплообменника (ВВТ) во входной коллектор тракта воздушного охлаждения СА, образованный полым корпусом наружного кольца СА и наделенный не менее чем двумя входными отверстиями, выполненными во внешнем цилиндрическом кольцевом элементе последнего, из входного коллектора не менее половины потока охлаждающего воздуха через центральные транзитные трубки, установленные по одной в каждом сопловом блоке, собранном каждый не менее чем из трех жестко соединенных сопловых лопаток, выполненных за одно целое с малой и большой полками, поступает в промежуточный коллектор транзитного тракта воздушного охлаждения ротора турбин низкого и высокого давления (ТНД и ТВД), а не менее трети потока охлаждающего воздуха через выходные отверстия во внутреннем цилиндрическом элементе наружного кольца подают в надэкранную полость под наружным кольцом СА и через аэропрозрачный экран пропускают на охлаждение большой полки и лопаток соплового блока, при этом выходные отверстия во внутреннем цилиндрическом элементе выполняют равномерно разнесеными по периметру указанного элемента с угловой частотой γотв.нк., определенной в диапазоне значений γотв.нк.=(1,43÷2,07) [ед/рад], из подэкранной полости охлаждающий поток воздуха поступает в размещенный в передней части полости лопатки дефлектор, который наделен не менее чем одним рядом размещенных на высоту лопатки фронтальных выходных отверстий и двумя упорядоченными системами выходных отверстий в боковых стенках дефлектора диаметром не менее одной трети от диаметра фронтальных, при этом через фронтальные выходные отверстия охлаждающий воздух первоначально поступает в головной ряд каналов в полости лопатки у входной кромки с разделением тракта воздушного охлаждения лопатки на два внутренних канала между дефлектором и стенками лопатки, протекая по которым охлаждающий поток получает по ходу подпитку более холодным воздухом через выходные отверстия в боковых стенках дефлектора, затем охлаждающий воздух последовательно поступает в вихревую матрицу и расположенный за ней дополнительный турбулизатор потока воздуха, омывающего выходной участок полости лопатки до щелевидного выхода из полости, через который нагретый теплосъемом воздух направляют в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД.

При этом полости силовых спиц могут продувать потоком охлаждающего воздуха, поступающем из входного коллектора через отверстия в спице с последующем выходом воздуха в полость под малой полкой соплового блока с задействованием малого проходного канала тракта воздушного охлаждения спиц.

В промежуточном коллекторе транзитного тракта основной поток охлаждающего воздуха может поступать через отверстия в крышке корпуса промежуточного коллектора в канал воздушного охлаждения ротора ТНД и одновременно обеспечивает наддув опор ТВД и ТНД, другой поток охлаждающего воздуха поступает через отверстия во фронтальной конической диафрагме в канал воздушного охлаждения ротора ТВД, создавая подпор рабочего тела в проточной части турбины и наддув опоры ТВД, кроме того малый поток охлаждающего воздуха поступает через отверстия во внутреннем кольце СА в полость над указанным кольцом на охлаждение малой полки соплового блока и внутреннего кольца СА.

Поставленная задача в части соплового аппарата турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению сопловый аппарат ТНД включает сопловый венец, образованный из сопловых блоков, собранный каждый не менее чем из трех жестко соединенных частей, каждая из которых содержит, по меньшей мере, одну полую сопловую лопатку, выполненную за одно целое с малой и большой полками и наделенную дефлектором, причем сопловый блоки компактно смонтированы между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами, пропущенными через лопатки с образованием каркаса обода СА, а не менее чем через одну лопатку каждого блока пропущена транзитная трубка, при этом сопловые блоки установлены в венце с угловой частотой γбл., определенной в диапазоне значений γбл.=(1,43÷2,34) [ед/рад], при этом тракт воздушного охлаждения СА выполнен обеспечивающим возможность охлаждения соплового блока СА ТНД и транзитной подачи охлаждающего воздуха к ротору ТНД и ТВД, включает входной коллектор, размещенный в полом корпусе наружного кольца СА, выполненным составным из герметично соединенных кольцевых элементов, и промежуточный коллектор транзитного тракта воздушного охлаждения, корпус которого выполнен совмещенным внутренним кольцом СА с фронтальной конической диафрагмой, выполненной за одно целое с корпусом подшипника опоры ТВД и тыльной конической диафрагмой - крышкой коллектора, причем тракт воздушного охлаждения СА выполнен многоканальным и включает систему каналов тракта воздушного охлаждения лопаток, малый проходной канал тракта охлаждения каждой спицы, а также систему каналов транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД и ТВД, при этом в процессе работы ГТД сопловый аппарат ТНД охлаждают описанным выше способом.

Поставленная задача в части способа охлаждения лопатки соплового аппарата турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе газотурбинной установки ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению сопловую лопатку подвергают воздушному охлаждению, при этом охлаждающий воздух подают из ВВТ во входной коллектор тракта воздушного охлаждения лопатки, размещенный в полом корпусе наружного кольца СА и наделенный не менее чем двумя входными отверстиями, из входного коллектора тракта через выходные отверстия охлаждающий воздух подают в надэкранную полость под наружным кольцом СА и через аэропрозрачный экран пропускают на охлаждение большой полки и лопаток соплового блока, из подэкранной полости охлаждающий поток воздуха поступает в дефлектор, размещенный в передней части полости лопатки, откуда через систему выходных фронтальных и боковых отверстий в стенках дефлектора сначала поступает на охлаждение входной кромки и стенок лопатки, для чего входную кромку внутри полости лопатки наделяют системой подковообразных радиационно-конвекторных ребер, заведенных в головную часть спинки и корыта, ориентированных вдоль условных плоскостей, параллельных оси турбины, и выполненных на входную высоту лопатки с шаговым расстоянием не менее диаметра выходных отверстий фронтальной части дефлектора с разветлением тракта воздушного охлаждения лопатки на два внутренних канала, проходящих между дефлектором и стенками спинки и корыта лопатки; на дефлекторном участке тракта воздушного охлаждения лопатки внутреннюю поверхность стенки спинки наделяют системой ориентированных по потоку продолговатых ребер в виде аэродинамически обтекаемых выступов, на которые свободно опирают стенки дефлектора с обеспечением требуемой высоты канала тракта, и располагают не менее чем в четырех рядах, ориентированных по высоте лопатки, с шагом ребер, составляющем не менее 0,12 высоты входной кромки лопатки, при этом продольную осевую длину ребер в указанных рядах в проекции развертки спинки дефлектора на осевую плоскость, проходящую через линию, нормальную к центру миделя лопатки, принимают убывающей от входа в канал тракта охлаждения спинки до выхода из канала и в выходном ряду выполняют длиной не более 0,5 длины ребра во входном ряду, а количество ребер в выходном ряду принимают превышающем их количество во входном, кроме того ребра в смежных рядах располагают по высоте в шахматном порядке со смещением по высоте в указанных рядах не менее чем на половину высотного шага ребер, и ориентированных по ходу охлаждающего потока, а оребрение на ответном участке корыта лопатки выполняют аналогично, при этом количество рядов ребер на внутренней поверхности корыта лопатки принимают не менее трех, а длину ребер в выходном ряду принимают не менее чем в два раза меньшей длины ребер во входном; охлаждая полость лопатки между дефлектором и стенками и получая по ходу подпитку более холодным воздухом через отверстия в боковых стенках дефлектора, охлаждающий воздух последовательно поступает в вихревую матрицу, расположенную по ходу потока непосредственно за дефлектором и наделенную встречно наклоненными ребрами на угол βм.р., составляющий при взаимном наложении плоских разверток полуматриц спинки и корыта и определенный в диапазоне значений βм.р.=(0,66÷0,94) [рад], и далее в расположенный за матрицей на внутренней поверхности одной из стенок - спинки или корыта на выходе из полости лопатки дополнительный турбулизатор, увеличивающий теплосъем и наделенный системой не менее чем из двух высотно ориентированных рядов ребер в виде продолговатых разнонаклоненных в смежных рядах выступов и размещенных по ходу потока воздуха на участке до щелевидного выхода из полости лопатки, через который отработанный воздух, нагретый в лопатке, поступает в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД.

При этом количество ребер на внутренней поверхности спинки лопатки в выходном ряду могут принимать превышающем количество ребер во входном ряду не менее чем в 1,4 раза, а высота ребер, определяющая высоту канала между дефлектором и спинкой лопатки, принята не более 0,1 высотного шага ребер на внутренней поверхности спинки по высоте лопатки.

Поставленная задача в части лопатки соплового аппарата турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению лопатка выполнена полой, с выпукло-аэродинамическим профилем, включающем вогнутое корыто и выпуклую спинку, сопряженные посредством входной и выходной кромок, за одно целое с малой и большой полками и наделена дефлектором, размещенным в передней части полости, а стенки лопатки оснащен внутри в осевом направлении оребрением с образованием тракта воздушного охлаждения лопатки, причем дефлектор лопатки выполнен в виде согнутой пластинки на высоту лопатки и, по меньшей мере, на большей части осевой длины поперечного сечения дефлектора, повторяющей с уменьшением на величину относа от стенок лопатки конфигурацию соответствующего участка полости лопатки, при этом в дефлекторе по высоте лопатки выполнено не менее одного ряда фронтальных и две упорядоченных системы боковых выходных отверстий в стенках дефлектора, причем диаметр боковых отверстий в стенках дефлектора выполнены меньше диаметра фронтальных отверстий в (3÷5) раз, а суммарная площадь ΣSотв.д. проходных сечений отверстий в стенках дефлектора составляет (ΣSсп.д.+ΣSкор.д.)/ΣSфр.отв.=(0,29÷0,41)⋅ΣSфр.отв. относительно суммарной площади ΣSфр.отв. проходных сечений фронтальных отверстий дефлектора, при этом в процессе работы ГТД лопатки соплового аппарата ТНД охлаждают описанным выше способом.

Технический результат, достигаемый группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, заключается в повышении эффективности охлаждения лопаток сопловых аппаратов блоков и ротора ТНД за счет выравнивания температурного поля наиболее теплонапряженных участков соплового аппарата ТНД. Это достигают за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров соплового аппарат и сопловых лопаток, позволяющих пропускать охлаждающий поток воздуха через многоканальный тракт воздушного охлаждения, включающий канал охлаждения входной кромки лопатки, систему каналов охлаждения стенок спинки и корыта пера лопатки в осевом интервале передней полости лопатки, а также транзитным пропуском и направлением большей части потока на охлаждение ротора ТНД и ротора ТВД и опоры ТВД, обеспечивая тем самым повышение ресурса сопловой лопатки и эксплуатационных характеристик соплового аппарата ТНД в целом, а также достигают надежности, экономичности и долговечности работы двигателя в процессе его эксплуатации в составе газоперекачивающих агрегатов.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 изображен сопловый аппарат ТНД ГТД, продольный разрез;

на фиг. 2 - блок соплового аппарата ТНД, вид спереди по ходу рабочего тела;

на фиг. 3 - фрагмент соплового аппарата ТНД с транзитной трубкой, продольный разрез;

на фиг. 4 - лопатка соплового аппарата ТНД, поперечный разрез;

на фиг. 5 - дефлектор лопатки соплового аппарата ТНД, поперечный разрез;

на фиг. 6 - фрагмент лопатки соплового аппарата ТНД, снабженной вихревой матрицей и турбулизатором, поперечный разрез.

Сопловый аппарат 1 турбины 2 низкого давления (фиг. 1) газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА группы изобретений, объединенных единым творческим замыслом, включает сопловый венец. Сопловый венец образован из сопловых блоков 3. Каждый из сопловых блоков 3 (фиг. 2) собран не менее чем из трех жестко соединенных частей, каждая из которых содержит сопловую лопатку 4. Сопловая лопатка 4 выполнена полой, одно целое с малой и большой полками 5 и 6 (фиг. 3, фиг. 4) и снабжена дефлектором 7. Сопловые блоки 3 размещены в сопловом венце с угловой частотой, определенной в диапазоне значений

γбл.=Nбл./2π=(1,43÷2,34) [ед/рад],

где - число блоков в сопловом венце.

Сопловые блоки 3 компактно смонтированы между наружным и внутренним силовыми кольцами 8 и 9. Силовые кольца 8 и 9 соединены полыми силовыми спицами 10, пропущенными через лопатки 4 с образованием каркаса обода СА. Не менее чем через одну лопатку каждого блока 3 пропущена транзитная трубка 11 (фиг. 3).

Сопловый аппарат ТНД подвергают воздушному охлаждению. Тракт воздушного охлаждения СА выполнен обеспечивающим возможность охлаждения соплового блока СА ТНД и транзитной подачи охлаждающего воздуха к ротору ТНД и ТВД. Тракт воздушного охлаждения СА включает входной коллектор 12, который размещен в корпусе наружного кольца 8 СА. Корпус наружного кольца 8 выполненным полым, составным из герметично соединенных кольцевых элементов - внешней и внутренней цилиндрических кольцевых элементов 13 и 14, и торцевых элементов 15 и 16 с образованием входного коллектора 12. Промежуточный коллектор 17 транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД образован совмещенными внутренним кольцом 9 СА с фронтальной конической диафрагмой 18, выполненной за одно целое с корпусом 19 роликового подшипника 20 задней опоры турбины 21 высокого давления и тыльной конической диафрагмой - крышкой 22 коллектора. Тракт воздушного охлаждения СА выполнен многоканальным, включает систему каналов тракта воздушного охлаждения лопаток 4, малый проходной канал тракта охлаждения каждой спицы 10, а также систему каналов транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД и ТВД.

В способе охлаждения соплового аппарата ТНД охлаждающий воздух подают из ВВТ во входной коллектор 12 тракта воздушного охлаждения СА. Для чего входной коллектор 12 наделен не менее чем двумя входными отверстиями (на чертежах не показано), выполненными во внешнем цилиндрическом кольцевом элементе 13 наружного кольца 8. Из входного коллектора 12 не менее половины потока охлаждающего воздуха через транзитные трубки 11 поступает в промежуточный коллектор 17 транзитного тракта воздушного охлаждения. Не менее трети потока охлаждающего воздуха из входного коллектора 12 через выходные отверстия (на чертежах не показано), расположенные во внутреннем цилиндрическом элементе 14 наружного кольца 8, подают в надэкранную полость 23 под наружным кольцом 8 и через аэропрозрачный экран 24 пропускают на охлаждение большой полки 6 и лопаток 4 соплового блока. Выходные отверстия во внутреннем цилиндрическом элементе 14 расположены перед транзитными трубками 11 и разнесены по периметру цилиндрического элемента 14 с угловой частотой γотв.нк., определенной в диапазоне значений

γвых.отв.=Nвых.отв./2π=(1,43÷2,07) [ед/рад],

где Nвых.отв. - число выходных отверстий во внутреннем цилиндрическом элементе 15 наружного кольца СА.

Из подэкранной полости 25 охлаждающий поток воздуха поступает в размещенный в передней части полости лопатки 4 дефлектор 7. Дефлектор 7 наделен не менее чем одним рядом размещенных на высоту лопатки 4 фронтальных выходных отверстий 26 и двумя упорядоченными системами выходных отверстий 27 и 28. Боковые отверстия 27 и 28 в боковых стенках дефлектора 7 выполнены диаметром не менее одной трети от диаметра фронтальных отверстий 26 дефлектора 7.

Проходя через фронтальные выходные отверстия 26 дефлектора 7 охлаждающий воздух первоначально поступает в головной ряд каналов в полости лопатки 4 с разделением тракта воздушного охлаждения лопатки 4 на два внутренних канала между дефлектором 7 и стенками лопатки 4. Протекая по внутренним каналам в полости 25 лопатки 4 охлаждающий поток получает по ходу подпитку более холодным воздухом через отверстия 27 и 28 в боковых стенках дефлектора 7. Далее охлаждающий воздух последовательно попадает в вихревую матрицу 29 и расположенный за ней дополнительный турбулизатор 30 потока воздуха. Омывая выходной участок лопатки 4, поток воздуха проходит до щелевидного выхода 31 из лопатки 4, через который нагретый теплосъемом воздух направляют в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД.

Полости 32 силовых спиц 10 продувают потоком охлаждающего воздуха, поступающем из входного коллектора 12 тракта через отверстия 33 в спице 10 с последующем выходом воздуха в полость 34 под малой полкой 5 блока с задействованием малого проходного канала тракта воздушного охлаждения спиц.

В промежуточном коллекторе 17 транзитного тракта воздушного охлаждения основной поток охлаждающего воздуха поступает через отверстия 35 в крышке 22 коллектора 17 в канал транзитного тракта воздушного охлаждения ротора ТНД и одновременно обеспечивает наддув опор ТВД и ТНД. Второй поток охлаждающего воздуха из промежуточного коллектора 17 поступает через отверстия 36 во фронтальной конической диафрагме 18 в канал на охлаждение ротора ТВД, создавая подпор рабочего тела в проточной части турбины и наддув опоры ТВД. Малый поток охлаждающего воздуха поступает через отверстия 37 во внутреннем кольце 9 СА в полость 34 на охлаждение малой полки 5 блока и внутреннего кольца 9.

Лопатка 4 соплового аппарата ТНД газотурбинного двигателя выполнена полой, с выпукло-аэродинамическим профилем, включающем выпуклую спинку 38 и вогнутое корыто 39, сопряженные посредством входной и выходной кромок 40 и 41. Лопатка 4 выполнена за одно целое с малой и большой полками 5, 6 и наделена дефлектором 7, размещенным в передней части лопатки. Стенки лопатки 4 оснащены внутри в осевом направлении оребрением. Дефлектор 7 выполнен в виде согнутой пластинки на высоту лопатки и, по меньшей мере, на большей части осевой длины поперечного сечения дефлектора, повторяющей с уменьшением на величину относа от спинки 38 и корыта 39 лопатки конфигурацию соответствующего участка полости лопатки. В дефлекторе 7 по высоте лопатки 4 выполнено не менее одного ряда фронтальных выходных отверстий 26 и две упорядоченных систем боковых выходных отверстий 27, 28. Диаметр боковых отверстий 27, 28 в стенках дефлектора меньше диаметра фронтальных отверстий 26 в (3÷5) раз. Суммарная площадь ΣSотв.д. проходных сечений боковых отверстий 27, 28 в стенках дефлектора составляет (ΣSсп.д.+ΣSкор.д.)/ ΣSфр.отв.=(0,29÷0,41)⋅ΣSфр.отв. относительно суммарной площади ΣSфр.отв. проходных сечений фронтальных отверстий 26 дефлектора 7.

В предлагаемом способе охлаждения лопатки 4 соплового аппарата 1 турбины 2 низкого давления ГТД охлаждающий воздух подают из ВВТ во входной коллектор 12 тракта воздушного охлаждения СА, размещенный в полом корпусе наружного кольца 8 СА и наделенный не менее чем двумя входными отверстиями. Из входного коллектора 12 тракта через выходные отверстия охлаждающий воздух подают в надэкранную полость 23 под наружным кольцом 8 СА и через аэропрозрачный экран 24 пропускают на охлаждение большой полки 6 и лопаток 4 соплового блока. Из подэкранной полости 25 охлаждающий поток воздуха поступает в дефлектор 7. Из дефлектора 7 через фронтальные отверстия 26 и систему боковых отверстий 27, 28 в стенках дефлектора сначала поступает на охлаждение входной кромки 40 лопатки 4. Для чего входную кромку 40 наделяют внутри полости лопатки системой подковообразных радиационно-конвекторных ребер 42, заведенных в головную часть спинки 38 и корыта 39, ориентированных вдоль условных плоскостей, параллельных оси турбины. Подковообразные ребра 42 выполнены на входную высоту лопатки 4 с шаговым расстоянием не менее диаметра фронтальных выходных отверстий 26 дефлектора 7 с разветвлением тракта воздушного охлаждения лопатки на два внутренних канала. Один канал проходит между дефлектором 7 и спинкой 38 лопатки, второй - между дефлектором 7 и корытом лопатки.

На дефлектором участке тракта внутреннюю поверхность спинки 38 лопатки 4 наделяют системой ориентированных по потоку продолговатых ребер 43. Ребра 43 выполнены типа аэродинамически обтекаемых выступов, на которые свободно опирают стенки дефлектора 7 с обеспечением требуемой высоты канала тракта. Ребра 43 располагают не менее чем в четырех рядах, ориентированных по высоте лопатки. Шаг ребер 43 составляет не менее 0,12 высоты входной кромки 40 лопатки 4. Продольную осевую длину ребер 43 в проекции развертки стенки дефлектора 7 на осевую плоскость, проходящую через линию, нормальную к центру миделя лопатки, принимают убывающей от входа в канал охлаждения спинки 38 лопатки до выхода из канала. В выходном ряду 44 продольную осевую длину ребра 43 выполняют длиной не более 0,5 длины ребра во входном ряду 45. Количество ребер 43 выходного ряда 44 принимают превышающем их количество во входном рядом 45 не менее чем в 1,4 раза. Ребра 43 в смежных рядах располагают по высоте в шахматном порядке со смещением по высоте не менее чем на половину высотного шага ребер, и ориентированных по ходу охлаждающего потока. Высота ребер 43, определяющая высоту канала между дефлектором 7 и спинкой 38 лопатки, принята не более 0,1 высотного шага ребер 43 на внутренней поверхности спинки 39 по высоте лопатки 4. Оребрение на ответном участке корыта 39 лопатки 4 выполняют аналогично. При этом количество рядов ребер 46 на внутренней поверхности корыта 39 лопатки принимают не менее трех. Длину ребер 46 в выходном ряду 47 принимают не менее чем в два раза меньшей длины ребер во входном ряду 48.

Охлаждая полость лопатки между дефлектором 7 и стенками лопатки 4 и получая по ходу подпитку более холодным воздухом через отверстия 26, 27 в боковых стенках дефлектора 7, охлаждающий воздух затем последовательно попадает в вихревую матрицу 29. Матрица 29 расположена по ходу потока непосредственно за дефлектором 7 и наделена встречно наклоненными ребрами 49 на угол βм.р., составляющий при взаимном наложении плоских разверток полуматриц спинки 38 и корыта 39 и определенный в диапазоне значений βм.р.=(0,66÷0,94) [рад]. Далее проходя через матрицу 29 поток воздуха поступает в расположенный за матрицей 29 на внутренней поверхности одной из стенок -спинки или корыта на выходе из полости лопатки дополнительный турбулизатор 30, увеличивающий теплосъем. Турбулизатор 30 наделен системой ребер 50 типа продолговатых выступов. Ребра 50 турбулизатора 30 размещают по ходу потока воздуха на участке до щелевидного выхода из полости лопатки не менее чем в двух высотно ориентированных рядах 51. Ребра 50 турбулизатора 30 выполнены разнонаклоненными в смежных рядах. Из турбулизатора отработанный воздух, нагретый в лопатке, через щелевидный выход 31 из лопатки поступает в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД.

Охлаждают сопловый аппарат следующим образом.

Сопловый аппарат 1 турбины 2 низкого давления имеет тридцать три лопатки 4. С целью повышения жесткости и для уменьшения перетечек газа лопатки спаяны в одиннадцать трехлопаточных блоков 3. В процессе работы ГТД охлаждающий воздух из ВВТ через два входных отверстия подают во входной коллектор 12. Из входного коллектора 12 часть потока охлаждающего воздуха (~60%) через одиннадцать транзитных трубок 11 поступает в промежуточный коллектор 17. Другую часть потока охлаждающего воздуха из входного коллектора 12 через одиннадцать выходных отверстий подают в надэкранную полость 23 под наружным кольцом 8 и щелевые проемы между спицами 10 и внутренним цилиндрическим элементом 14 через аэропрозрачный экран 24 пропускают на охлаждение большой полки 6 и лопаток 4 соплового блока. При этом выходные отверстия охлаждающего воздуха из входного коллектора 12 тракта выполнены с суммарной площадью поперечного сечения, достигающей четверти от суммарной площади поперечных сечений входных отверстий в коллектор 12. Малую часть потока охлаждающего воздуха пропускают через отверстия 33 в спицах 10 во внутреннюю полость 32, охлаждая спицу 10, чтобы избежать прослабление резьбовых соединений.

Из подэкранной полости 25 охлаждающий поток воздуха поступает в дефлектор 7. Суммарная площадь ΣSотв.д. проходных сечений отверстий 27, 28 в стенках дефлектора составляет (ΣSсп.д.+ΣSкор.д.)/ΣSфр.отв.=0,36⋅ΣSфр.отв. относительно суммарной площади ΣSфр.отв. проходных сечений фронтальных отверстий 26 дефлектора. Во избежание касания дефлектора о стенки лопатки на внутренней поверхности спинки 38 и корыта 39 лопатки выполнены ребра, на которые опирается дефлектор с образованием внутренних каналов охлаждения стенок лопатки. При этом со стороны спинки 38 выполняют четыре ряда ребер 43. Количество ребер на спинке лопатки составляет 40 ребер. Шаг ребер 43 каждого ряда составляет 0,14 высоты входной кромки 40 лопатки 4. В выходном ряду 44 продольную осевую длину ребра 43 выполняют длиной 0,3 длины ребра во входном ряду 45. Количество ребер 43 выходного ряда 44 принимают превышающем их количество во входном рядом 45 в 1,57 раза. Ребра 43 в смежных рядах располагают по высоте в шахматном порядке со смещением по высоте на половину высотного шага ребер. На внутренней поверхности корыта 39 лопатки выполняют три ряда ребер 46 с общим количеством ребер 31 ребер. Длину ребер 46 в выходном ряду 47 принимают в 1,54 раза меньшей длины ребер во входном ряду 48. Количество ребер 46 в выходном ряду 47 принимают превышающем их количество во входном ряду 48 в 1,4 раза. Охлаждая внутреннюю полость лопатки и получая по ходу подпитку более холодным воздухом через отверстия 26, 27 в боковых стенках дефлектора 7, охлаждающий воздух затем последовательно попадает в вихревую матрицу 29 и далее в турбулизатор 30. Из турбулизатора отработанный воздух, нагретый в лопатке, через щелевидный выход 31 из лопатки поступает в общий поток рабочего тела в проточной части ТНД.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров лопаток соплового аппарата, выполненных с оребрением, и дефлектора с системой выходных отверстий, достигают повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов лопаток и полок блока и подачу транзитного потока охлаждающего воздуха, направленного на охлаждение роторов ТНД и ТВД, одновременно обеспечивая подпор рабочего тела в турбине и наддув опор ТНД и ТВД, достигая тем самым повышении эксплуатационных характеристик соплового аппарата ТНД и надежности, экономичности и долговечности работы двигателя в целом в процессе его эксплуатации в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или в газотурбинной электростанции.


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
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
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
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
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 21-30 из 110.
09.06.2018
№218.016.5d1b

Плоское сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с закрепленными на нем боковыми стенками, дозвуковые, сверхзвуковые и внешние створки, а также продольные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656170
Дата охранного документа: 31.05.2018
09.06.2018
№218.016.5e46

Способ работы маслоагрегата турбореактивного двигателя (трд) и маслоагрегат трд, работающий этим способом (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Маслоагрегат содержит сблокированные в корпусе откачивающий насос и наделенный перепускным клапаном нагнетающий насос с общими приводным и ведомым валами. На валах устанавливают две пары шестеренно-центробежных рабочих колес...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656479
Дата охранного документа: 05.06.2018
09.06.2018
№218.016.5e93

Способ работы откачивающего насоса маслоагрегата турбореактивного двигателя (трд) и откачивающий насос маслоагрегата трд, работающий по этому способу, рабочее колесо откачивающего насоса маслоагрегата трд

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Смонтированный в корпусе маслоагрегата откачивающий насос устанавливают на крышке КДА в зоне стока отработанного масла. Откачивающий насос содержит шестеренно-центробежный рабочий орган, который включает установленные на параллельных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002656523
Дата охранного документа: 05.06.2018
20.06.2018
№218.016.64a4

Способ диагностики подшипниковых опор турбореактивного двигателя

Предлагаемое изобретение относится к виброакустической диагностике турбомашин, преимущественно подшипниковых опор турбореактивного двигателя (ТРД). Способ включает измерение амплитудных значений сигнала от датчика на режиме холодной прокрутки, установление порогового уровня амплитуды сигнала по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658118
Дата охранного документа: 19.06.2018
04.07.2018
№218.016.6a9a

Дифференциальная система измерения температуры газов газотурбинного двигателя

Изобретение относится к термометрии и может быть использовано для измерения быстропротекающих высокотемпературных процессов в газодинамике и построения систем автоматического регулирования температуры газов газотурбинного двигателя. Предложена дифференциальная система измерения температуры...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659612
Дата охранного документа: 03.07.2018
05.07.2018
№218.016.6bb6

Способ испытаний газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). В способе испытаний ГТД предварительно проводят испытания репрезентативного количества двигателей от трех до пяти на выбранном режиме работы двигателя, измеряют...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659893
Дата охранного документа: 04.07.2018
06.07.2018
№218.016.6cc8

Способ испытаний газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей. Способ испытаний газотурбинного двигателя включает испытания при отказе системы управления при превышении максимально допустимой температуры газа перед турбиной. При осуществлении...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660214
Дата охранного документа: 05.07.2018
06.07.2018
№218.016.6d09

Двухсекционный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к авиадвигателестроению и касается устройства насоса, используемого в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей. Двухсекционный центробежно-шестеренный насос содержит корпус, выполненный в виде двух полуразъемов, образующих замкнутую полость. Внутри полости с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660228
Дата охранного документа: 05.07.2018
09.08.2018
№218.016.78bd

Бесфорсажный турбореактивный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате. Бесфорсажный турбореактивный двигатель включает газогенератор, вентилятор, соединенный с турбиной низкого давления, канал внутреннего контура, соединенный с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663440
Дата охранного документа: 06.08.2018
09.08.2018
№218.016.7952

Плоское сопло турбореактивного авиационного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло содержит корпус, дозвуковые створки, шарнирно прикрепленные к корпусу, сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные с дозвуковыми, и внешние створки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663441
Дата охранного документа: 06.08.2018
Показаны записи 21-30 из 401.
10.06.2013
№216.012.4928

Центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к насосам, применяемым в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Центробежно-шестеренный насос содержит расположенные в расточках корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни, каналы подвода...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484308
Дата охранного документа: 10.06.2013
10.06.2013
№216.012.49ad

Газотурбинный двигатель. способ испытания газотурбинного двигателя. способ производства партии газотурбинных двигателей (варианты). способ эксплуатации газотурбинного двигателя

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, способам их испытания, опытного и промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытаний ГТД. При...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484441
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d47

Подшипник скольжения с наноструктурным металлокерамоматричным антифрикционным покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной промышленности и энергомашиностроении. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485365
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.07.2013
№216.012.54e2

Турбореактивный двигатель. способ испытания турбореактивного двигателя (варианты). способ производства турбореактивного двигателя. способ промышленного производства турбореактивного двигателя. способ эксплуатации турбореактивного двигателя

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа турбореактивных, способам их испытания, опытного и промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытаний ТРД....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487333
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.07.2013
№216.012.54e3

Турбореактивный двигатель (варианты). способ испытания турбореактивного двигателя (варианты). способ производства турбореактивного двигателя. способ промышленного производства турбореактивного двигателя. способ капитального ремонта турбореактивного двигателя. способ эксплуатации турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа турбореактивных, способам их опытного производства, испытания и доводки, а также промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытания ТРД на газодинамическую...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487334
Дата охранного документа: 10.07.2013
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
10.01.2014
№216.012.950c

Конструктивно-технологический модельный ряд центробежных насосов горизонтального типа

Изобретение относится к насосостроению, а именно к конструкциям пульповых центробежных насосов горизонтального типа, предназначенных для перекачивания различных абразивных жидкостей с твердыми включениями. Конструктивно-технологический модельный ряд центробежных насосов горизонтального типа...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002503850
Дата охранного документа: 10.01.2014
10.01.2014
№216.012.950d

Электронасосный агрегат горизонтального типа

Изобретение относится к насосостроению, а именно электронасосным агрегатам горизонтального типа для перекачивания различных абразивных жидкостей. Агрегат содержит электродвигатель, центробежный насос, смонтированный в корпусе, образованном из ходовой и проточной части, а также муфту,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002503851
Дата охранного документа: 10.01.2014
10.01.2014
№216.012.950e

Электронасосный агрегат горизонтального типа

Изобретение относится к насосостроению, а именно к горизонтальным пульповым электронасосным агрегатам. Агрегат содержит электродвигатель, центробежный насос и муфту, соединяющую их валы. Корпус насоса образован из ходовой и проточной частей. Проточная часть корпуса насоса включает всасывающий...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002503852
Дата охранного документа: 10.01.2014
+ добавить свой РИД