Результат интеллектуальной деятельности: Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относятся к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор, используемым для двигателей авиационного назначения или приводов газоперекачивающих агрегатов или энергоустановок и предназначено для предотвращения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя и внутренние полости роторов, что приводит к попаданию паров масла в систему кондиционирования самолета, а также к образованию кокса на горячих элементах конструкции роторов.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины,

/RU №2153590 С1 МПК F02C 7/06 Опубликовано 27.07.2000 г./

Недостатком данного решения является то, что, во-первых, сообщение полости наддува турбины и предмасляной полости турбины через подвижное уплотнение в межвальной зоне предполагает прохождение вдоль валов ротора высокого и низкого давления минимального расхода воздуха, который определяется зазором в подвижном уплотнении. Это может привести к натиранию валов о воздушную среду и как следствие к повышению температуры валов ротора высокого и ротора низкого давления, образующих межвальную зону. Особенно это актуально в случае использования материала валов, который обладает требуемыми прочностными характеристиками, но имеет ограничение по применению при высоких температурах.

Во-вторых, если отсутствует настройка по перепадам давления на клапанах суфлирования компрессора и турбины, которая определяется площадью проходного сечения клапана, то возможны варианты как течения холодного воздуха от компрессора к турбине, так и течения горячего воздуха от турбины к компрессору. Во втором случае это может привести также к перегреву валов, образующих межвальную зону и дополнительно к нагреву масла в масляной полости, поскольку этот горячий воздух из предмасляных полостей через подвижные уплотнения поступает в полости маслосистемы.

Таким образом, нагрев валов ротора высокого и низкого давления и уменьшение их надежности и ресурса возможны за счет натирания вала о воздушную среду при минимальном течении воздуха в межвальной зоне, а также за счет направления течения воздуха в межвальной зоне от опоры турбины к опоре компрессора.

Задача изобретения - повышение ресурса и надежности элементов конструкции валов, а также маслосистемы.

Ожидаемый технический результат - обеспечение расхода воздуха до уровня необходимого для охлаждения валов и гарантированное однонаправленное течение воздуха в межвальной зоне.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μ_КF_К к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μ_TF_T равно 0,4…0,7, где μ_К - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; F_К - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μ_T - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; F_T - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины. Для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления.

Объединение в межвальной зоне полости наддува турбины с предмасляной полостью турбины обеспечивает увеличение расхода воздуха, проходящего вдоль валов, поскольку отсутствует дросселирующее устройство, что, в свою очередь, обеспечивает оптимальное температурное состояние валов роторов высокого и низкого давления, которые образуют межвальную зону.

Сообщение выходов клапанов суфлирования компрессора и турбины с областью низкого давления, например для двигателей авиационного назначения с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления, обеспечивает низкое давление в предмасляных полостях компрессоров и турбин, что определяет оптимальный перепад на подвижных уплотнениях, сообщающих предмасляные полости с полостями маслосистемы, что повышает надежность и ресурс самих подвижных уплотнений.

Настройка клапанов суфлирования, а именно выбор отношения газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μ_КF_К к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μ_TF_T в диапазоне от 0,4 до 0,7 обеспечивает перепад давления на клапане суфлирования компрессора больше, чем перепад давления на клапане суфлирования турбины, тем самым давление в предмасляных полостях турбины однозначно становится меньше, чем в предмасляных полостях компрессоров. И, поскольку предмасляные полости компрессоров через подвижные соединения сообщены с полостями наддува, то во всей гидравлической сети подвода воздуха в систему наддува опор происходит уменьшение потерь давления, таким образом, обеспечивается однозначное течение холодного воздуха от опоры компрессора к опоре турбины вдоль межвальной зоны, что обеспечивает охлаждение валов роторов высокого и низкого давления.

Кроме того поступление холодного воздуха в опору турбины, при котором все особо нагретые элементы конструкции турбины оказываются в области подвода холодного воздуха, благоприятно сказывается на условиях работы турбины, а также дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет попадания холодного воздуха через подвижные уплотнения в масляную полость турбины.

Настройка величины отношения газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μ_КF_К к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μ_TF_T в интервале равном 0,4... 0,7, является оптимальным. При установке отношения выше максимального допустимого значения отношения равного (0,7), дальнейшее увеличение эффекта охлаждения валов не достигается, а при значениях отношения минимального, равного (0,4) - устанавливать настройку нецелесообразно, поскольку в этом случае будет повышаться давление в предмасляных полостях компрессоров, и уменьшаться ресурс подвижных уплотнений, сообщающих предмасляные полости компрессоров с полостями маслосистемы.

На рис приведена схема двухконтурного газотурбинного двигателя.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления 1 с опорами 2 и 3, компрессор высокого давления 4 с опорой 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7 с опорами 8, 9.

Двигатель также содержит единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полости наддува 10 и 11 и предмасляные полости 12 и 13 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 14 и предмасляную полость 15 опоры 5 компрессора высокого давления 4, полость наддува 16 и предмасляную полость 17 опор 8 и 9 турбин высокого 6 и низкого 7 давления. При этом предмасляные полости 12, 13, 15 сообщены с одноименными полостями наддува 10, 11, 14 через подвижные уплотнения 18, 19, 20. Также система наддува опор содержит питающий воздуховод 21, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя и сообщенный с клапаном переключения 22, по меньшей мере, с двумя входами 23 и 24, разнесенными вдоль газовоздушного тракта 25, вход 23 сообщен с одной из ступенью компрессора высокого давления 4, вход 24 установлен в газовоздушном тракте 25 за компрессором низкого давления 1.

Полости наддува 10, 11, 14 и 16 воздуховодами 26, 27 и 28 сообщены друг с другом. Полости наддува 10, 11 и 14 через подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с газовоздушным трактом двигателя 25. Воздуховод 28, сообщающий полость наддува 14 компрессора высокого давления 4 и полость наддува 16 турбин 6 и 7, расположен в межвальной зоне 32, образованной валом высокого давления 33 и валом низкого давления 34. Причем в межвальной зоне 32 полость наддува 16 турбин 6 и 7 объединена с предмасляной полостью 17 турбин 6 и 7.

Предмасляные полости 12, 13, 15 и 17 сообщены через подвижные уплотнения 35, 36, 37, 38, 39, 40 с маслосистемой 41, а через воздуховоды 42 и 43 с клапаном суфлирования компрессора 44 и с клапаном суфлирования турбины 45 соответственно, выходы которых сообщены с областью низкого давления. При этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μ_КF_К к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μ_TF_T составляет 0,4…0,7.

Двигатель работает следующим образом:

На режимах запуска и «малого газа», когда частота вращения ротора низкого давления составляет 15…40% от его максимального значения, а частота вращения ротора высокого давления составляет 60…80% от своего максимального значения, на входе в компрессор низкого давления 1 и на входе в компрессор высокого давления 4 создается разрежение относительно атмосферы, при этом давление в маслосистеме 41 соответствует атмосферному. Чтобы не допустить попадание масла в газовоздушный тракт двигателя 25 клапан переключения 22 находится в положении, когда единая централизованная система наддува опор через единый питающий воздуховод 21 сообщена с одной из ступенью компрессора высокого давления 23. В результате чего в питающий воздуховод 21 поступает воздух высокого давления и наддувает полость наддува 11 опоры 3 компрессора низкого давления 1. Далее воздух через воздуховоды 26 и 27 направляется в полость наддува 29 опоры 2 компрессора низкого давления 1 и полость наддува 14 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и через подвижные уплотнения 18, 19, 20 поступает в предмасляные полости 12, 13, 15, а через подвижные уплотнения 29, 30, 31 в газовоздушный тракт двигателя 25 соответственно. Из предмасляных полостей 12, 13, 15 воздух по воздуховоду 42 поступает в клапан суфлирования компрессора 44 и выбрасывается в окружающую среду, а через подвижные уплотнения 35, 36, 37 поступает в полости маслосистемы 41. При этом по воздуховоду 28 воздух от опоры 5 компрессора высокого давления 4 вдоль межвальной зоны 32, образованной валом ротора высокого давления 33 и валом ротора низкого давления 34, направляется в полость наддува 16 опор 8 и 9 турбин 6 и 7, объединенную с предмасляной полостью 17 турбин 6 и 7, где через подвижные уплотнения 38, 39, 40 поступает в полости маслосистемы 41, а по воздуховоду 43 направляется в клапан суфлирования турбины 45 и выбрасывается в окружающую среду.

Настройка клапанов суфлирования 44 и 45 осуществляется таким образом, чтобы перепад давления на клапане суфлирования компрессора 44 был больше, чем перепад давления на клапане суфлирования турбины 45. Эта настройка обеспечивается подбором проходной площади клапанов суфлирования.

В этом случае в предмасляных полостях 12 и 13 компрессора низкого давления 1 и предмасляной полости 15 компрессора высокого давления 4 устанавливается давление выше, чем давление в предмасляной полости 17 турбин 6 и 7, а поскольку предмасляные полости 12, 13 и 15 сообщены через подвижные уплотнения 18, 19 и 20 с полостями наддува 10, 11 и 14, то во всей гидравлической сети снижаются протечки воздуха в газовоздушный тракт 25, а также уменьшаются потери давления наддува опор, что при меньшем давлении в предмасляной полости 17 турбин 6 и 7, объединенной с полостью наддува 16, обеспечивает увеличение расхода воздуха, проходящего по межвальной зоне 32.

Аналогично осуществляется наддув опор на рабочих режимах. При этом клапан переключения 22 находится в положении, когда питающий воздуховод 21 единой централизованной системы наддува опор сообщен с входом 24, установленным в газовоздушном тракте 25 за компрессором низкого давления 1, уровень давления которого достаточен, чтобы обеспечить наддув опор и исключить выброс масла в газовоздушный тракт двигателя 25, поскольку частота вращения ротора низкого давления и частота вращения ротора высокого давления выравниваются и составляют 90…100% от максимальных значений и нет разрежения на входе в компрессор низкого давления 1 и компрессор высокого давления 4. При этом воздух, который поступает в питающий воздуховод 21 и далее в полости наддува 10, 11, 14и 16 достаточно холодный, что обеспечивает прохождение холодного воздуха вдоль межвальной зоны 32 и охлаждение валов 33 и 34 роторов высокого и низкого давления, а также обеспечивает поступление этого воздуха в предмасляную полость 17 турбин 6 и 7, а через подвижные уплотнения 38, 39 и 40 в полости маслосистемы 41, где дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет вдува более холодного воздуха.

Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции двигателя за счет исключения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя, исключения образования кокса на горячих элементах конструкции ротора, а также за счет стабильного охлаждения валов роторов холодным воздухом. Также данное изобретение обеспечивает отсутствие паров масла в системе кондиционирования самолета и в системе жизнеобеспечения летчика.