Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит первый и второй контуры, внешний и внутренний валы, вентилятор, компрессор, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло. Вентилятор установлен на внутреннем валу. Компрессор установлен на внешнем валу. Рабочее колесо турбины установлено на внешнем валу. За турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров - рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. Изобретение направлено на повышение кпд и надежности двигателя. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Известен ядерный синтезный двигатель по заявке РФ на изобретение №94036369, опубл. 10.07.1996 г. Этот двигатель содержит компрессор, турбину, ядерный реактор и теплообменник вместо камеры сгорания, соединенный с ядерным реактором.
Недостатки: длительное время запуска двигателя и плохая приемистость на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.
Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.
Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемого ракетным двигателем.
Известен авиационный ГТД по книге Курзинера Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, Москва, Машиностроение, 1977, стр 38, рис.1.8, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.
Недостатки: повышенный расход топлива, плохая приемистость на переходных режимах и низкая надежность
Задачи создания изобретения: повышение кпд и надежности двигателя.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу. а также, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, и камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло, отличается тем, что за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. К двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки. Концы воздушных патрубков выходят в атмосферу или подсоединены к воздухозаборнику, или присоединены к выходу из первых ступеней компрессора.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1...6, где:
на фиг.1 приведена схема двигателя,
на фиг.2 приведена схема охлаждения двигателя Стирлинга,
на фиг.3 и 4 приведена схема двигателя Стирлинга,
на фиг.5 и 6 приведена схема двигателя с вытеснительным цилиндром внутри второго контура.
Предложенный двигатель (фиг.1) содержит два контура: первый 1 и второй 2, соответственно два вала: внутренний 3 и наружный 4, т.е. двигатель выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, двигатель содержит воздухозаборник 5, вентилятор 6, компрессор 7, камеру сгорания 8 и турбину 9. Турбина 8 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 9 содержит рабочее колесо 10. На выходе из обоих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 11, внутри которого установлен смеситель 12, для перемешивания потоков первого и второго контуров.
Газотурбинный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 13, подключенным к входу в топливный насос 14, имеющий привод 15, топливопровод высокого давления 16, вход которого соединен с топливным насосом 14, а выход соединен с кольцевым коллектором 17, кольцевой коллектор 17 соединен с форсунками 18 камеры сгорания 8.
Компрессор 7 содержит ротор компрессора 19 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено рабочее колесо турбины 10.
Внутренний вал 3 проходит внутри внешнего вала и установлен на опорах 20, внутренний вал 3 установлен на опорах 21. Внутренний вал 3 соединен с одной стороны с вентилятором 6, а с другой - с двигателем Стирлинга 22. К двигателю Стирлинга 22 подсоединен воздушный патрубок 23 (или несколько воздушных патрубков 23, другой конец которого выходит либо в атмосферу, либо в воздухозаборник 5, либо к первым ступеням компрессора 7, либо выходят во второй контур 2. Выхлопные патрубки 24 предназначены для выброса подогретого воздуха из двигателя Стирлинга 22 и выходят внутрь реактивного сопла 11 в полость «В».
Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10.
Двигатель Стирлинга 22 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы вытеснительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Группу вытеснительных цилиндров 26 предпочтительно теплоизолировать от газового тракта газотурбинного двигателя ГТД. Число рабочих цилиндров 25 равно числу вытеснительных цилиндров 26. По объему вытеснительные цилиндры 26 больше, чем рабочие цилиндры 25.
В одном из вариантов исполнения возможно подсоединение воздушного патрубка 23 (воздушных патрубков 23) к воздухозаборнику 5 или к первым ступеням компрессора 6 посредством одного или нескольких трубопроводов 28 (фиг.2).
Возможна установка расширительных цилиндров 26 во втором (внешнем) контуре 2 (фиг.5 и 6), в этом случае охлаждение производится воздухом второго контура, имеющим температуру около 100°С, что значительно ниже температуры за турбиной 9, точнее за ее рабочим колесом 10.
На фиг.3 и 4 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 22, который содержит группу рабочих цилиндров 25, имеющих оребрение 29. Внутри каждого рабочего цилиндра 25 установлен рабочий поршень 30, который шатуном 31 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 25 и рабочим поршнем 30 образуется рабочая полсть «Г», заполненная рабочим телом, например, гелием.
Также двигатель Стирлинга 22 содержит группу вытеснительных цилиндров 26, которые могут быть установлены в кожуха охлаждения 32 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 39 и вытеснительным цилиндром 26 образуется полость охлаждения «Д». При установке вытеснительных цилиндров 26 во втором контуре 2 кожух охлаждения 32 не нужен.
Внутри каждого вытеснительного цилиндра 26 в полости «Е» установлен вытеснительный поршень 33. Вытеснительный поршень 33 соединен шатуном 34 с внутренним валом двигателя 3. Трубопровод(ы) 27 соединяет(ют) полости «Г» и «Е» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 25 в вытеснительные цилиндры 26. К полости «Д» подсоединены воздушные патрубки 23, а выхлопные трубы 24 соединяют полость «Д» с внутренней полостью «В» реактивного сопла 11 (фиг.1).
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1...4 не показан). Потом включают привод топливного насоса 15, и топливный насос 14 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 18, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо турбины 10 и раскручивают его и внешний вал 4, а также ротор компрессора 18. Через 5...7 мин тепло выхлопных газов подогревает рабочие цилиндры 25 двигателя Стирлинга 22. Двигатель Стирлинга 22 приводится в действие и раскручивает вентилятор 6. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 26. В результате двигатель запущен и готов к работе. Отключение двигателя производится в обратном порядке. Управление двигателем по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.
При работе двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:
Т0 - температура воздуха на входе в двигатель,
T1 - температура воздуха во втором контуре,
Т2 - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,
Т3 - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,
Т4 - температура продуктов сгорания на выходе из турбины,
Т5 - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,
Т6 - температура смеси на выходе из реактивного сопла.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах, за счет срабатывания энергии, образующейся при сгорании углеводородного топлива одновременно на турбине и двигателе Стирлинга.
2. Повысить надежность двигателя за счет того, что при отказе одной энергетической системы: турбины или двигателя Стирлинга двигатель может продолжать работу, с небольшим снижением мощности или тяги, что особенно важно в авиации, чтобы осуществить аварийную посадку.
3. Повысить кпд газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, второго контура, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину и двигатель Стирлинга с вентилятором..
4. Улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга.
5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стирлинга, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Кроме того, применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочее колесо и ротор турбины и компрессора с одной стороны от вентилятора и двигателя Стирлинга, работа которых при запуске и на переходных режимах значительно различается, например, по частоте вращения валов и по приемистости.
6. Обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах, вследствие того, что основная составляющая тяги на взлете, если двигатель используется в авиации, создается углеводородным топливом, а ядерный реактор вступает в работу на крейсерском режиме и может обеспечить нахождение самолета в воздухе до одного года непрерывно. Несмотря на плохую приемистость двигателя Стирлинга при резком изменении расхода топлива через камеру сгорания суммарная тяга двигателя будет изменяться практически мгновенно за счет реактивной составляющей. Через 5...7 мин мощности, развиваемые винтом и газогенератором, перераспределяются, например, при форсировании основную тяговую нагрузку будет нести вентилятор, имеющий хороший кпд на дозвуковых скоростях, в результате экономичность двигателя на крейсерском режиме полета значительно возрастет.
7. Значительно уменьшить расход топлива при эксплуатации самолета. Это имеет важное значение в связи с исчерпанием ресурсов углеводородного топлива, его удорожанием и отсутствием альтернативы этому виду топлива. Применение водорода, имеющего стоимость в сотни раз большую, чем керосин, в ближайшие 100 лет бесперспективно, а использование сжиженного природного газа из-за его плохих энергетических характеристик и сложности в эксплуатации криогенной техники пока весьма ограничено. Применение ядерной энергии небезопасно.
8. Облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора.
9. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы.
10. Снизить стоимость двигателя за счет отказа от дорогостоящих материалов, используемых при изготовлении турбины, и решить проблему охлаждения турбины, во-первых, снизив температуру перед ней, во-вторых, направив весь охлаждающий воздух на охлаждение только одной ступени турбины, вместо 4-х...5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.
11. Уменьшить эмиссию ядовитых и канцерогенных веществ в выхлопных газах за счет того, что двигатель Стирлинга обладает идеальными экологическими характеристиками.
1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу и компрессор, установленный на внешнем валу, а также, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, и камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло, отличающийся тем, что за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом.
2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором.
3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что к двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки.
4. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков выходят в атмосферу.
5. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков подсоединены к воздухозаборнику.
6. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков присоединены к выходу из первых ступеней компрессора.
www.findpatent.ru
Двухконтурный газотурбинный двигатель выполнен с приводом рабочего колеса вентилятора через редуктор. Между подшипниками качения каждой из промежуточных шестерен редуктора установлен подшипник скольжения. Одно из колец каждого подшипника качения установлено на оси шестерни через упругий элемент. Сепаратор подшипника качения размещен на внутреннем кольце подшипника. Отношение радиального зазора по рабочей поверхности подшипника скольжения к радиальному зазору по рабочей поверхности качения равно 1,5-100,0. Изобретение повышает надежность двухконтурного газотурбинного двигателя путем снижения радиальной нагрузки на подшипники качения промежуточных шестерен редуктора на режимах взлета и на крейсерских режимах. 3 ил.
Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям авиационного применения.
Известен двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом рабочего колеса вентилятора через редуктор, в котором каждая из промежуточных (сателитных) шестерен установлена на подшипнике скольжения [патент США №6622473, F02k 3/12, 2001 г.]
Недостатком известной конструкции является низкая надежность двухконтурного двигателя из-за возможности катастрофического износа подшипников скольжения на режимах запуска и на режимах авторотации газотурбинного двигателя из-за отсутствия на этих режимах масляной пленки между рабочими поверхностями скольжения подшипников.
Наиболее близким по конструкции к заявляемому является двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом рабочего колеса вентилятора через редуктор, в котором каждая из промежуточных шестерен установлена на подшипнике качения [патент РФ №2238418, F02K 3/04, 2004 г.].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных радиальных нагрузок на подшипники качения промежуточных шестерен на взлетных режимах работы газотурбинного двигателя, что приводит к выкрашиванию беговых дорожек и тел качения подшипников с последующей поломкой редуктора.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности двухконтурного газотурбинного двигателя с приводом рабочего колеса вентилятора через редуктор путем снижения радиальной нагрузки на подшипники качения промежуточных шестерен редуктора на режимах взлета и на крейсерских режимах.
Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном газотурбинном двигателе с приводом рабочего колеса вентилятора через редуктор, согласно изобретению, между подшипниками качения каждой из промежуточных шестерен установлен подшипник скольжения, причем одно из колец каждого подшипника качения установлено на оси шестерни через упругий элемент, а сепаратор подшипника качения размещен на внутреннем кольце подшипника, при этом δс/δк=1,5-100,0, где
δс - радиальный зазор по рабочей поверхности подшипника скольжения;
δк - радиальный зазор по рабочей поверхности подшипника качения.
Привод рабочего колеса вентилятора через редуктор позволяет существенно снижать окружные скорости вращения рабочих лопаток вентилятора и повышать КПД вентилятора и двигателя в целом, а также снижать уровень шума, генерируемый вентилятором. Однако повышенные мощности, передаваемые через редуктор на привод вентилятора, вызывают появление увеличенных радиальных нагрузок на подшипники качения промежуточных шестерен редуктора, что приводит к их поломке, особенно на взлетных режимах и режимах максимальной длительности полета (крейсерских режимах).
Существенным преимуществом подшипников качения является надежность их работы в условиях масляного голодания, т.е. на режимах запуска и авторотации двигателя, когда насос подачи масла не работает. Подшипники скольжения способны воспринимать значительную радиальную нагрузку в течение длительного времени, но они чрезвычайно чувствительны к масляному голоданию, так как при отсутствии масляной пленки происходят задиры и катастрофический износ рабочих поверхностей скольжения.
Установка между подшипниками качения подшипников скольжения с установкой одного из колец подшипника качения на оси шестерни через упругий элемент позволяет производить запуск газотурбинного двигателя, когда передаваемая на рабочее колесо вентилятора мощность незначительна, на подшипниках качения, хорошо переносящих условия масляного голодания. Рабочие поверхности подшипника скольжения при этом расположены концентрично и не соприкасаются друг с другом.
При переходе на взлетный или крейсерский режим работы, когда передаваемая через редуктор мощность и радиальные нагрузки на подшипники увеличиваются, упругие элементы прогибаются, в подшипнике скольжения образуется масляный клин и подшипник скольжения вступает в работу.
Установка сепаратора на внутреннем кольце подшипника качения позволяет минимизировать барботаж и подогрев масла, протекающего из подшипника скольжения через подшипник качения.
При δс/δк<1,5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за возможного повреждения и износа рабочих поверхностей подшипника скольжения в условиях масляного голодания.
При δс/δк>100 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за возможности поломки упругого элемента вследствие значительной его деформации.
На фиг.1 изображен продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя, на фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из газогенератора 2, компрессора низкого давления 3 и вентилятора 4, рабочее колесо 5 которого приводится во вращение через редуктор 6 с внутренним зацеплением.
Редуктор 6 состоит из ведущего колеса 7, промежуточных шестерен 8, а также ведомой шестерни с внутренним зацеплением 9, установленной на подшипнике 10.
Каждая из промежуточных шестерен 8 установлена на переднем 11 и заднем 12 подшипниках качения, внутренние кольца 13 и 14 которых через упругие элементы 15 и 16 установлены на переднем 17 и заднем 18 хвостовиках неподвижной оси 19, которая, в свою очередь, втулками 20 и 21 закреплена в корпусе 22 редуктора 6.
Сепараторы 23 и 24 подшипников качения 11 и 12 установлены на внутренних кольцах 13 и 14 соответственно.
Между подшипниками качения 11 и 12 размещен подшипник скольжения 25, образованный внешней поверхностью 26 неподвижной оси 19 и внутренней поверхностью 27 промежуточной шестерни 8.
Масло на смазку подшипника скольжения 25 и подшипников качения 11, 12 поступает по трубам 28 и каналам 29.
При сборке редуктора 6 по подшипнику скольжения 25 устанавливается монтажный зазор δс между рабочими поверхностями 26 и 27, а по подшипникам качения 11 и 12 - монтажный зазор δк между поверхностью беговой дорожки 30 и телами качения 31.
Работает данное устройство следующим образом.
При запуске двухконтурного газотурбинного двигателя 1 или при его работе на авторотации мощность, передаваемая через редуктор 6, минимальна, а насос подачи масла (не показан) или еще не работает, или работает с недостающей производительностью, и масло по трубам 28 и каналам 29 на смазку подшипника скольжения 25 и подшипников качения 11 и 12 не поступает. Однако это не приводит к поломке редуктора, так как подшипники качения 11 и 12 могут кратковременно работать в условиях масляного голодания. При этом между поверхностями 26 и 27 подшипника скольжения 25 существует радиальный зазор δс, что предохраняет подшипник 25 от износа и поломки.
При повышении режима работы двигателя 1 масло начинает поступать по трубам 28 и каналам 29; передаваемая через редуктор 6 мощность существенно увеличивается, что могло бы привести к поломке подшипников 11 и 12 из-за увеличенной радиальной нагрузки на них. Однако этого не происходит, так как при увеличении радиальной нагрузки происходит деформация упругого элемента 16 (например, балочек типа "беличье колесо"), в подшипнике скольжения 25 возникает за счет смещения оси вращения шестерни 8 масляный клин и подшипник скольжения 25 вступает в работу, разгружая таким образом подшипники качения 11 и 12, что повышает надежность двигателя 1.
Двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом рабочего колеса вентилятора через редуктор, отличающийся тем, что между подшипниками качения каждой из промежуточных шестерен редуктора установлен подшипник скольжения, причем одно из колец каждого подшипника качения установлено на оси шестерни через упругий элемент, а сепаратор подшипника качения размещен на внутреннем кольце подшипника, при этом δс/δк=1,5-100,0, где
δс - радиальный зазор по рабочей поверхности подшипника скольжения;
δк - радиальный зазор по рабочей поверхности качения.
www.findpatent.ru
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит первый и второй контуры, внешний и внутренний валы, вентилятор, компрессор, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло. Вентилятор установлен на внутреннем валу. Компрессор установлен на внешнем валу. Рабочее колесо турбины установлено на внешнем валу. За турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров - рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. Изобретение направлено на повышение кпд и надежности двигателя. 5 з.п. ф-лы, 6 ил. 
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Известен ядерный синтезный двигатель по заявке РФ на изобретение №94036369, опубл. 10.07.1996 г. Этот двигатель содержит компрессор, турбину, ядерный реактор и теплообменник вместо камеры сгорания, соединенный с ядерным реактором.
Недостатки: длительное время запуска двигателя и плохая приемистость на переходных режимах, которая объясняется инерционностью теплообменника, контура рециркуляции теплоносителя и самого ядерного реактора.
Известен авиационный комбинированный двигатель по заявке РФ на изобретение №2002115896, содержащий ГТД и ракетный двигатель.
Недостаток - очень большой расход топлива, потребляемого ракетным двигателем.
Известен авиационный ГТД по книге Курзинера Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета, Москва, Машиностроение, 1977, стр 38, рис.1.8, прототип, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло.
Недостатки: повышенный расход топлива, плохая приемистость на переходных режимах и низкая надежность
Задачи создания изобретения: повышение кпд и надежности двигателя.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу, и компрессор, установленный на внешнем валу. а также, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, и камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло, отличается тем, что за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом. Двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором. К двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки. Концы воздушных патрубков выходят в атмосферу или подсоединены к воздухозаборнику, или присоединены к выходу из первых ступеней компрессора.
Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью, что подтверждается проведенными патентными исследованиями. Для реализации изобретения достаточно применения известных узлов и деталей, ранее разработанных и реализованных в конструкции газотурбинных двигателей и в машиностроении.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1...6, где:
на фиг.1 приведена схема двигателя,
на фиг.2 приведена схема охлаждения двигателя Стирлинга,
на фиг.3 и 4 приведена схема двигателя Стирлинга,
на фиг.5 и 6 приведена схема двигателя с вытеснительным цилиндром внутри второго контура.
Предложенный двигатель (фиг.1) содержит два контура: первый 1 и второй 2, соответственно два вала: внутренний 3 и наружный 4, т.е. двигатель выполнен двухконтурным по двухвальной схеме. Кроме того, двигатель содержит воздухозаборник 5, вентилятор 6, компрессор 7, камеру сгорания 8 и турбину 9. Турбина 8 может содержать одну или несколько ступеней. Далее конструкция двигателя описывается на примере одноступенчатой турбины. Турбина 9 содержит рабочее колесо 10. На выходе из обоих контуров 1 и 2 выполнено реактивное сопло 11, внутри которого установлен смеситель 12, для перемешивания потоков первого и второго контуров.
Газотурбинный двигатель содержит систему топливоподачи с топливопроводом низкого давления 13, подключенным к входу в топливный насос 14, имеющий привод 15, топливопровод высокого давления 16, вход которого соединен с топливным насосом 14, а выход соединен с кольцевым коллектором 17, кольцевой коллектор 17 соединен с форсунками 18 камеры сгорания 8.
Компрессор 7 содержит ротор компрессора 19 с внешним валом 4. На внешнем валу 4 установлено рабочее колесо турбины 10.
Внутренний вал 3 проходит внутри внешнего вала и установлен на опорах 20, внутренний вал 3 установлен на опорах 21. Внутренний вал 3 соединен с одной стороны с вентилятором 6, а с другой - с двигателем Стирлинга 22. К двигателю Стирлинга 22 подсоединен воздушный патрубок 23 (или несколько воздушных патрубков 23, другой конец которого выходит либо в атмосферу, либо в воздухозаборник 5, либо к первым ступеням компрессора 7, либо выходят во второй контур 2. Выхлопные патрубки 24 предназначены для выброса подогретого воздуха из двигателя Стирлинга 22 и выходят внутрь реактивного сопла 11 в полость «В».
Отличительной особенностью двигателя является наличие двигателя Стирлинга 22 за турбиной 9, конкретно за рабочим колесом турбины 10.
Двигатель Стирлинга 22 состоит из двух частей: группы рабочих цилиндров 25 и группы вытеснительных цилиндров 26, которые соединены трубопроводами 27. Группу вытеснительных цилиндров 26 предпочтительно теплоизолировать от газового тракта газотурбинного двигателя ГТД. Число рабочих цилиндров 25 равно числу вытеснительных цилиндров 26. По объему вытеснительные цилиндры 26 больше, чем рабочие цилиндры 25.
В одном из вариантов исполнения возможно подсоединение воздушного патрубка 23 (воздушных патрубков 23) к воздухозаборнику 5 или к первым ступеням компрессора 6 посредством одного или нескольких трубопроводов 28 (фиг.2).
Возможна установка расширительных цилиндров 26 во втором (внешнем) контуре 2 (фиг.5 и 6), в этом случае охлаждение производится воздухом второго контура, имеющим температуру около 100°С, что значительно ниже температуры за турбиной 9, точнее за ее рабочим колесом 10.
На фиг.3 и 4 приведена схема одного из вариантов исполнения двигателя Стирлинга 22, который содержит группу рабочих цилиндров 25, имеющих оребрение 29. Внутри каждого рабочего цилиндра 25 установлен рабочий поршень 30, который шатуном 31 соединен с внутренним валом двигателя 3. Между рабочим цилиндром 25 и рабочим поршнем 30 образуется рабочая полсть «Г», заполненная рабочим телом, например, гелием.
Также двигатель Стирлинга 22 содержит группу вытеснительных цилиндров 26, которые могут быть установлены в кожуха охлаждения 32 или установлены без них во втором контуре 2 двигателя (фиг.5 и 6). Между кожухом охлаждения 39 и вытеснительным цилиндром 26 образуется полость охлаждения «Д». При установке вытеснительных цилиндров 26 во втором контуре 2 кожух охлаждения 32 не нужен.
Внутри каждого вытеснительного цилиндра 26 в полости «Е» установлен вытеснительный поршень 33. Вытеснительный поршень 33 соединен шатуном 34 с внутренним валом двигателя 3. Трубопровод(ы) 27 соединяет(ют) полости «Г» и «Е» для перетекания рабочего тела из рабочих цилиндров 25 в вытеснительные цилиндры 26. К полости «Д» подсоединены воздушные патрубки 23, а выхлопные трубы 24 соединяют полость «Д» с внутренней полостью «В» реактивного сопла 11 (фиг.1).
При работе ГТД осуществляют его запуск стартером (стартер на фиг.1...4 не показан). Потом включают привод топливного насоса 15, и топливный насос 14 подает топливо в камеру сгорания 8 к форсункам 18, где оно воспламеняется при помощи электрозапальника (на фиг.1 не показано). В результате продукты сгорания проходят через рабочее колесо турбины 10 и раскручивают его и внешний вал 4, а также ротор компрессора 18. Через 5...7 мин тепло выхлопных газов подогревает рабочие цилиндры 25 двигателя Стирлинга 22. Двигатель Стирлинга 22 приводится в действие и раскручивает вентилятор 6. Подогретое рабочее тело расширяется в расширительных цилиндрах 26. В результате двигатель запущен и готов к работе. Отключение двигателя производится в обратном порядке. Управление двигателем по режимам не отличается от управления традиционными ГТД.
При работе двигателя по его контурам температуры распределяются следующим образом:
Т0 - температура воздуха на входе в двигатель,
T1 - температура воздуха во втором контуре,
Т2 - температура воздуха во втором контуре после вытеснительных цилиндров,
Т3 - температура продуктов сгорания на выходе из камеры сгорания,
Т4 - температура продуктов сгорания на выходе из турбины,
Т5 - температура продуктов сгорания на выходе из двигателя Стирлинга,
Т6 - температура смеси на выходе из реактивного сопла.
Применение изобретения позволило:
1. Улучшить запуск и приемистость двигателя на переходных режимах, за счет срабатывания энергии, образующейся при сгорании углеводородного топлива одновременно на турбине и двигателе Стирлинга.
2. Повысить надежность двигателя за счет того, что при отказе одной энергетической системы: турбины или двигателя Стирлинга двигатель может продолжать работу, с небольшим снижением мощности или тяги, что особенно важно в авиации, чтобы осуществить аварийную посадку.
3. Повысить кпд газотурбинного двигателя за счет более рациональной компоновки двигателя, второго контура, дающего дополнительную тягу, отсутствия жесткой кинематической связи между двумя валами. Это позволило спроектировать оптимальные компрессор и турбину и двигатель Стирлинга с вентилятором..
4. Улучшить надежность силовой установки за счет уменьшения числа ступеней турбины до одной ступени и распределения большей части нагрузки на двигатель Стирлинга.
5. Создать благоприятные условия для работы вентилятора и двигателя Стирлинга, согласовав их оптимальные расчетные угловые скорости вращения вентилятора. Кроме того, применение двухвальной схемы двигателя позволит развязать механически рабочее колесо и ротор турбины и компрессора с одной стороны от вентилятора и двигателя Стирлинга, работа которых при запуске и на переходных режимах значительно различается, например, по частоте вращения валов и по приемистости.
6. Обеспечить оптимальную работу двигателя на переходных режимах, вследствие того, что основная составляющая тяги на взлете, если двигатель используется в авиации, создается углеводородным топливом, а ядерный реактор вступает в работу на крейсерском режиме и может обеспечить нахождение самолета в воздухе до одного года непрерывно. Несмотря на плохую приемистость двигателя Стирлинга при резком изменении расхода топлива через камеру сгорания суммарная тяга двигателя будет изменяться практически мгновенно за счет реактивной составляющей. Через 5...7 мин мощности, развиваемые винтом и газогенератором, перераспределяются, например, при форсировании основную тяговую нагрузку будет нести вентилятор, имеющий хороший кпд на дозвуковых скоростях, в результате экономичность двигателя на крейсерском режиме полета значительно возрастет.
7. Значительно уменьшить расход топлива при эксплуатации самолета. Это имеет важное значение в связи с исчерпанием ресурсов углеводородного топлива, его удорожанием и отсутствием альтернативы этому виду топлива. Применение водорода, имеющего стоимость в сотни раз большую, чем керосин, в ближайшие 100 лет бесперспективно, а использование сжиженного природного газа из-за его плохих энергетических характеристик и сложности в эксплуатации криогенной техники пока весьма ограничено. Применение ядерной энергии небезопасно.
8. Облегчить условия работы вентилятора за счет его нежесткой связи с валом компрессора и возможности их взаимного проскальзывания и рассогласования оборотов ротора компрессора и ротора вентилятора.
9. Облегчить запуск и останов двигателя за счет применения двухвальной схемы.
10. Снизить стоимость двигателя за счет отказа от дорогостоящих материалов, используемых при изготовлении турбины, и решить проблему охлаждения турбины, во-первых, снизив температуру перед ней, во-вторых, направив весь охлаждающий воздух на охлаждение только одной ступени турбины, вместо 4-х...5-ти ступеней, применяемых ранее на мощных газотурбинных двигателях.
11. Уменьшить эмиссию ядовитых и канцерогенных веществ в выхлопных газах за счет того, что двигатель Стирлинга обладает идеальными экологическими характеристиками.
1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий первый и второй контуры, внешний и внутренний валы с вентилятором, установленным на внутреннем валу и компрессор, установленный на внешнем валу, а также, по меньшей мере, одно рабочее колесо турбины, установленное на внешнем валу, и камеру сгорания между компрессором и турбиной, воздухозаборник и реактивное сопло, отличающийся тем, что за турбиной установлен двигатель Стирлинга, соединенный кинематически с внутренним валом.
2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель Стирлинга выполнен из двух групп цилиндров: рабочих и поршневых, при этом рабочие цилиндры размещены в первом контуре, а расширительные - во втором.
3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что к двигателю Стирлинга присоединены воздушные патрубки.
4. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков выходят в атмосферу.
5. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков подсоединены к воздухозаборнику.
6. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что концы воздушных патрубков присоединены к выходу из первых ступеней компрессора.
www.freepatent.ru
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный контур, образованный наружным корпусом двигателя и корпусом компрессора, кожух, установленный в наружном контуре, перекрывающий часть его проходного сечения и образующий с одним из корпусов полость, теплообменник с ребрами, расположенный в этой полости и сообщенный каналами подвода и отвода теплоносителя с источниками высокого и низкого давления. Полость образована межу наружным корпусом и кожухом, и ребра теплообменника выполнены на одном из них. Каналом отвода теплоносителя с источником низкого давления сообщена полость перед ребрами теплообменника, а каналом подвода теплоносителя с источником высокого давления сообщена полость за ребрами теплообменника. Ребра теплообменника выполнены кольцевыми, и в каждом его ребре, выполнен, по крайней мере, один осевой паз. Пазы соседних ребер смещены относительно друг друга. Изобретение направлено на исключение контакта потока воздуха, проходящего в наружном контуре, с ребрами теплообменника, что снижает гидравлические потери в наружном контуре, и исключение влияния на работу теплообменника повышенных температур от корпуса компрессора за счет размещения его на более холодных элементах двигателя, повышает эффективность работы теплообменника. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано преимущественно в малоразмерных двухконтурных газотурбинных двигателях.
Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий наружный корпус и корпус компрессора с образованием между ними наружного контура. В наружном контуре двигателя установлен теплообменник, выполненный в виде осевых ребер, закрепленных на наружном корпусе компрессора. (Патент США №2588532, кл. 60-35.6, 12.05.43 г.).
Теплообменник занимает часть поперечной площади наружного контура, и между теплообменником и наружным корпусом имеется канал для прохода воздуха.
Такая конструкция двигателя обладает следующими недостатками:
- при обтекании воздухом ребер теплообменника, расположенных в наружном контуре, имеются гидравлические потери в контуре;
- расположение теплообменника на корпусе компрессора снижает эффективность работы теплообменника при использовании его в качестве устройства для охлаждения теплоносителя, используемого для нужд двигателя, т.к. корпус компрессора имеет высокую температуру и из-за этого происходит нагрев теплообменника в целом.
Также известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур, образованный наружным корпусом двигателя и корпусом компрессора. В наружном контуре установлен кожух, перекрывающий часть его проходного сечения и образующий с корпусом компрессора полость, в которой расположен теплообменник с ребрами, сообщенный каналами подвода и отвода теплоносителя с источниками высокого и низкого давления (ЕР 1555406, MПK F02C 7/141, 2005 г.).
Наличие кожуха и расположение теплообменника в полости между корпусом компрессора и кожухом снижает гидравлические потери в контуре, однако расположение ребер на корпусе компрессора снижает эффективность работы теплообменника, т.к. корпус компрессора имеет высокую температуру и из-за этого происходит нагрев теплообменника в целом.
Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, является исключение влияния на работу теплообменника повышенных температур от корпуса компрессора за счет размещения его на более холодных элементах двигателя, что повышает эффективность работы теплообменника.
Технический результат достигается тем, что двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный контур, образованный наружным корпусом двигателя и корпусом компрессора. В наружном контуре установлен кожух, перекрывающий часть его проходного сечения и образующий с одним из корпусов полость, в которой помещен теплообменник с ребрами, сообщенный каналами подвода и отвода теплоносителя с источниками высокого и низкого давления.
Новым в изобретении является то, что полость образована между наружным корпусом двигателя и кожухом, и ребра теплообменника выполнены на одном из них.
Каналом отвода теплоносителя с источником низкого давления сообщена полость перед ребрами теплообменника, а каналом подвода теплоносителя с источником высокого давления сообщена полость за ребрами теплообменника, что позволяет осуществить противоточную схему теплообмена, более эффективную, чем прямоточную, которая применена в наиболее близком аналоге.
Ребра теплообменника выполнены кольцевыми, и в каждом его ребре выполнен, по крайней мере, один осевой паз, при этом пазы соседних ребер смещены относительно друг друга. Выполнение ребер кольцевыми на цилиндрическом или коническом участках кожуха или наружного корпуса двигателя позволяет снизить трудоемкость изготовления теплообменника и соответственно двигателя. Выполнение в каждом ребре, по крайней мере, одного осевого паза со смещением их в соседних ребрах относительно друг друга в окружном направлении, позволяет максимально использовать теплопередающую поверхность каналов теплообменника.
На прилагаемых чертежах изображен двухконтурный газотурбинный двигатель:
фиг.1 - вариант выполнения двухконтурного ГТД с теплообменником, ребра которого закреплены на кожухе в полости между кожухом и наружным корпусом;
фиг.2 - вариант выполнения двухконтурного ГТД с теплообменником, ребра которого закреплены на наружном корпусе двигателя в полости между кожухом и наружным корпусом;
фиг.3 - разрез А-А на фиг.1;
фиг.4 - разрез Б-Б на фиг.2;
фиг.5 - вариант выполнения теплообменника с кольцевыми ребрами;
фиг.6 - разрез В-В фиг.5.
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный корпус 1 (фиг.1) и корпус 2 компрессора, между которыми образован наружный контур 3.
В наружном контуре 3 установлен кожух 4, имеющий гладкие обтекаемые формы и перекрывающий часть проходного сечения наружного контура 3, и образующий с наружным корпусом 1 (фиг.1, 2) полость 5. Теплообменник 6 установлен в полости 5, ребра 7 которого могут быть расположены как на кожухе 4 (фиг.3), так и на наружном корпусе 1 (фиг.4).
Полость 5 перед ребрами 7 теплообменника 6 (фиг.1, 5) сообщена каналом 8 отвода теплоносителя с источником низкого давления, например с устройством для образования масловоздушной смеси, идущей на смазку и охлаждение подшипников двигателя, а полость 5 за ребрами 7 теплообменника 6 каналом 9 подвода теплоносителя сообщена с источником высокого давления, например с полостью за компрессором.
Ребра 7 теплообменника 6 могут быть выполнены как осевыми (фиг.1, 2, 3, 4), так и кольцевыми (фиг.5). В каждом кольцевом ребре 7 может быть выполнен, по крайней мере, один осевой паз 10 (фиг.6) и эти пазы в соседних ребрах могут быть смещены относительно друг друга в окружном направлении.
При работе двигателя теплоноситель по каналу 9 (фиг.1, 5) от источника высокого давления (например, из-за компрессора двигателя) поступает в полость 5, затем движется по каналам между ребер 7, отдавая тепло ребрам 7, кожуху 4 и наружному контуру 1. Затем охлажденный теплоноситель по каналу 8 направляется к источнику низкого давления (например, к устройству для образования масловоздушной смеси, идущей на смазку и охлаждение подшипников двигателя).
Т.о., образование полости между наружным корпусом двигателя и кожухом повышает эффективность работы теплообменника, т.к. наружный корпус является более холодным по сравнению с корпусом компрессора и воздух, проходящий через нее, будет лучше охлаждаться. Расположение ребер на наружном корпусе двигателя также способствует их лучшему охлаждению, как и при расположении ребер на кожухе, как более холодном элементе по сравнению с корпусом компрессора.
1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур, образованный наружным корпусом двигателя и корпусом компрессора, кожух, установленный в наружном контуре, перекрывающий часть его проходного сечения и образующий с одним из корпусов полость, теплообменник с ребрами, расположенный в этой полости и сообщенный каналами подвода и отвода теплоносителя с источниками высокого и низкого давления, отличающийся тем, что полость образована межу наружным корпусом и кожухом, и ребра теплообменника выполнены на одном из них.
2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каналом отвода теплоносителя с источником низкого давления сообщена полость перед ребрами теплообменника, а каналом подвода теплоносителя с источником высокого давления сообщена полость за ребрами теплообменника.
3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, ребра теплообменника выполнены кольцевыми, и в каждом его ребре, выполнен, по крайней мере, один осевой паз.
4. Двухконтурный двигатель по п.3, отличающийся тем, что пазы соседних ребер смещены относительно друг друга.
www.findpatent.ru
Двухконтурный газотурбинный двигатель с каналами наружного и внутреннего контуров содержит компрессор высокого давления с охлаждаемым радиально-упорным подшипником, камеру сгорания и турбину низкого давления с охлаждаемым радиальным подшипником. За компрессором высокого давления выполнена разгрузочная полость. Полость подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления, воздушные полости охлаждения масляных полостей подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены с промежуточной воздушной полостью, расположенной под внутренним корпусом камеры сгорания и соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность за счет минимизации перепада давления на кожухе вала и осевых нагрузок на радиально-упорный подшипник компрессора. 4 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения.
Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, в котором для уменьшения осевых усилий на ротор за компрессором выполнена разгрузочная (думисная) полость, соединенная с атмосферой [1]. Осевые усилия на ротор минимальны, однако утечки из-за закомпрессорного лабиринта полностью стравливаются в окружающую атмосферу, что снижает экономичность двигателя.Наиболее близким к заявляемой по конструкции является двухконтурный газотурбинный двигатель, в котором разгрузочная закомпрессорная полость пониженного давления отсутствует [2].Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за неуравновешенной осевой силы, которая воспринимается радиально-упорным шарикоподшипником компрессора высокого давления, что снижает его ресурс.Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности за счет минимизации перепада давления на кожухе вала и осевых нагрузок на радиально-упорный подшипник компрессора.Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном газотурбинном двигателе с каналами наружного и внутреннего контуров, содержащем компрессор высокого давления с охлаждаемым радиально-упорным подшипником, камеру сгорания и турбину низкого давления с охлаждаемым радиальным подшипником, согласно изобретению за компрессором высокого давления выполнена разгрузочная полость, при этом полость подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления, воздушные полости охлаждения масляных полостей подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены с промежуточной воздушной полостью, расположенной под внутренним корпусом камеры сгорания и соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания.Такое конструктивное техническое решение позволяет минимизировать осевую нагрузку на радиально-упорный подшипник компрессора, при этом утечки воздуха из-за компрессорного лабиринта, а также из лабиринтных уплотнении полостей подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления и воздушных полостей охлаждения масляных опор радиально-упорного подшипника компрессора высокого давления и радиального подшипника турбины смешиваются с воздухом из вентилятора в наружном контуре двигателя, что увеличивает его тягу и снижает удельный расход топлива или при той же тяге снижает температуру газа перед турбиной, что повышает надежность двигателя.Это происходит за счет увеличения расхода воздуха через наружный контур, а также за счет увеличения температуры воздуха в наружном контуре, т.к. температура воздуха утечки выше, чем воздуха в наружном контуре.Полученная воздушная смесь расширяется в сопле наружного контура, что приводит к повышению тяги и экономичности двигателя или к снижению температуры газа перед турбиной.Выполнение разгрузочной полости за компрессором высокого давления снижает осевые нагрузки на радиально-упорный подшипник, что повышает надежность его работы.Воздушные полости охлаждения опор подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены через лабиринтные уплотнения с промежуточной воздушной полостью под камерой сгорания, соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания. Это позволяет утечкам закомпрессорного воздуха, а также утечкам воздуха из лабиринтов через промежуточную полость и трубы на входе в камеру сгорания поступать в канал наружного контура, где происходит подогрев воздуха, поступающего из вентилятора. Полученная смесь, расширяясь в сопле наружного контура, повышает тягу двигателя или при той же тяге снижает температуру газа перед турбиной, что повышает надежность двигателя.Поскольку давление воздуха в канале наружного контура и в промежуточной полости несколько превышает давление в масляной полости под кожухом вала, то в случае нарушения герметичности уплотнительных прокладок и самого кожуха вала паразитные утечки масла из масляной полости в газо-воздушный тракт двигателя исключены. А т.к. перепад давления между промежуточной и масляной полостями невелик, то усилия сжатия на кожухе вала также малы, а это способствует уменьшению его веса и повышению надежности.Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Фиг.3 представляет элемент II на фиг.2, на фиг.4 - элемент III на фиг.2 в увеличенном виде.Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из канала наружного контура 2, на входе в который установлен вентилятор 3, а на выходе выполнено сопло 4 канала наружного контура и канала внутреннего контура 5, в котором размещены подпорные ступени 6 вентилятора 3, компрессор высокого давления 7, камера сгорания 8, турбина высокого давления 9, турбина низкого давления 10 и смеситель 11.На выходе из компрессора высокого давления 7 установлен радиально-упорный шарикоподшипник 12, а на входе в турбину высокого давления 9 установлен радиальный подшипник 13, общая масляная полость 14 которых ограничена изнутри валами 15 и 16 компрессора 7 и турбины 9, с боковых сторон - фланцами 17 и 18, а с внешней стороны - кожухом вала 19, расположенным под камерой сгорания 8.На выходе из компрессора высокого давления 7 установлено закомпрессорное лабиринтное уплотнение 20, разгрузочная закомпрессорная полость 21, на выходе из которой через отверстия 22 последние сообщаются с промежуточной полостью 23 между кожухом вала 19 и внутренним корпусом 24 камеры сгорания 8. В свою очередь промежуточная воздушная полость 23 трубами 25 на входе в камеру сгорания 8 соединена с каналом 2 наружного контура двухконтурного двигателя 1.На входе в турбину высокого давления 9 выполнена полость 26 подвода охлаждающего воздуха повышенного давления на охлаждение ротора турбины. Полость 28 через лабиринтное уплотнение 27 и межфланцевую полость 28 соединена с промежуточной полостью 23, а через нее - с каналом наружного контура 2.Воздушная полость 29 охлаждения фланца 17 компрессора 7 через лабиринтное уплотнение 30 соединена с разгрузочной полостью 21 и далее через отверстия 22, промежуточную полость 23 и трубы 25 - с каналом наружного контура 2.Воздушная полость 31 охлаждения фланца 18 через лабиринтное уплотнение 32 и полость 28 также соединена с промежуточной полостью 23 и через нее - с каналом наружного контура 2.Кожух вала 19 состыкован с опорами 33 и 34 компрессора 7 и турбины 9 через уплотнительные прокладки 35 и 36.Заявляемое устройство работает следующим образом.При работе двигателя 1 закомпрессорный воздух повышенного давления через лабиринтное уплотнение 20 поступает в разгрузочную закомпрессорную полость 21 и далее через отверстие 22 - в промежуточную полость 23, откуда через трубы 25 на входе в камеру сгорания 8 воздух поступает в канал наружного контура 2, где смешивается с воздухом наружного контура, подогревая его.Воздух высокого давления из полости 26 подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины 9 высокого давления через межфланцевую полость 28 поступает в промежуточную полость 23 и далее - через трубы 25 в канал наружного контура 2, где также смешивается с воздухом наружного контура, подогревая его.Подогретый воздух расширяется в сопле 4 и увеличивает тягу двигателя и снижает температуру газа перед турбиной.Источники информации1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М: Машиностроение, 1981, с. 43, рис. 2.9.2. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, с. 7, рис. 1.2.Формула изобретения
Двухконтурный газотурбинный двигатель с каналами наружного и внутреннего контуров, содержащий компрессор высокого давления с охлаждаемым радиально-упорным подшипником, камеру сгорания и турбину низкого давления с охлаждаемым радиальным подшипником, отличающийся тем, что за компрессором высокого давления выполнена разгрузочная полость, при этом полость подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления, воздушные полости охлаждения масляных полостей подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены с промежуточной воздушной полостью, расположенной под внутренним корпусом камеры сгорания и соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4QZ4A - Регистрация изменений (дополнений) лицензионного договора на использование изобретения
Лицензиар(ы): Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Вид лицензии*: НИЛ
Лицензиат(ы): Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод"
Характер внесенных изменений (дополнений):Из предмета договора 
РД0004722 исключены патенты на изобретения 2187023, 2193678, 2198311, 2199680, 2204723, 2211337, 2220285, 2225945, 2227232, 2230195. Изменены порядок оплаты и размер вознаграждения.
Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 06.12.2005 № РД0004722
Извещение опубликовано: 27.08.2010 БИ: 24/2010
* ИЛ - исключительная лицензия НИЛ - неисключительная лицензия
www.findpatent.ru
Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины. Использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины. Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, охлаждаемую турбину. Статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 15 ил.
Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, имеющим два контура, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.
Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.
Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.
Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.
Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.
Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.
Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 11/24, прототип способа и устройства.
Этот способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение и/или нагрев ротора и/или статора.
Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевая вставка над рабочими колесами закреплена на промежуточном и внешнем корпусах.
Недостатки способа и устройства - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.
Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является поддержание радиальных зазоров постоянными на всех режимах работы турбины.
Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям.
Задачи создания изобретения: эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины.
Решение указанных задач достигнуто в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и по меньшей мере, один ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, один корпус турбины и кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора, тем, что согласно изобретению статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура, при этом система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, привод регулятора расхода, и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Кольцевая вставка может быть выполнена пустотелой. Внутренняя полость вставки может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом.
Решение указанных задач достигнуто в способе регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура, тем, что согласно изобретению для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контра, который отбирают используя воздухозаборник и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины, измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, а использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины.
Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-15), где:
- на фиг.1 приведена схема ГТД,
- на фиг.2 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,
- на фиг.3 представлена вторая схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,
- на фиг.4 приведен вид вставки,
- на фиг.5 приведен вид А,
- на фиг.6 приведена схема охлаждения корпуса с одной стороны,
- на фиг.7 приведена схема охлаждения корпуса с двух сторон,
- на фиг.8 приведена кольцевая вставка с ребрами,
- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с турбулизаторами,
- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала,
- на фиг.11 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,
- на фиг.12 приведен внешний вид воздухозаборника,
- на фиг.13 приведен вид В,
- на фиг.14 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,
- на фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.
Конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя представлена на чертежах фиг. 1-15. Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, вентилятор 3, основной корпус 4, сопло 5, компрессор 6, камеру сгорания 7 с корпусом 8, жаровой трубой 9 и форсунками 10, турбину 11, валы 12 и 13, опоры 14…17 (фиг.1). Валов в турбине 11 может быть не только два, но и один или три.
Компрессор 6 содержит корпус 18, по меньшей мере, одну ступень 19, которая, в свою очередь, содержит направляющий аппарат 20 и рабочие лопатки 21 и диски 22.
Турбина 11 содержит по меньшей мере один ротор 23 и статор 24. Турбина 11 имеет, по меньшей мере, одну ступень 25. На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 26, рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. Ступеней 25 турбины 11 может быть и одна или более двух. Сопловой аппарат 26 и рабочие лопатки 28 выполнены охлаждаемыми, например, перфорированными. Диск 29 имеет с обеих сторон передний и задний дефлекторы 30 и 31. Ступеней 25 турбины 11, как упоминалось ранее, может одна, три или сколько угодно, а средство регулирования радиального зазора применено на одной или нескольких или всех ступенях 25 турбины 11. Наиболее эффективно применение средства регулирования радиального зазора на первых ступенях турбины 11 из-за высокого перепада давления на них.
Двухконтурный газотурбинный двигатель имеет два контура: первый 32 и второй 33. (фиг.1). Воздух второго контура 33 имеет более низкую температуру, чем воздух в компрессоре 6 из-за того, что при сжатии воздуха его температура возрастает Вследствие этого использовать воздух второго контура 33 для управления радиальными зазорами в турбине 11 предпочтительнее.
Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора. Средство регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора δ. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной (фиг.5) или пустотелой, (фиг.6), т.е. содержать полость 35. Полость 35 может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом 36. Теплоаккумулирующее вещество 36 - это материал, имеющий высокую теплоемкость и теплоту фазового перехода, например, на основе ацетата натрия.
Далее изобретение описано на примере одной первой ступени 25 турбины высокого давления (первой), но может быть применено и на других (всех) ступенях 25 турбины 11.
Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…15 не показан). Рабочие лопатки 28 содержат замковую часть 37. В диске 29 выполнены отверстия 38 для подвода к рабочим лопаткам 28 охлаждающего воздуха. Передний дефлектор 30 уплотнен относительно вала 8 и статорных деталей уплотнениями 39 и 40. В переднем дефлекторе 30 выполнены отверстия 41 для подвода охлаждающего воздуха.
Система охлаждения ротора 23 турбины 11 содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, внутреннюю полость 44, отверстие 45, внутреннюю полость 46 соплового аппарата 26, отверстия 47, верхнюю полость 48 втулки 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6.
Кроме того, средство регулирования радиального зазора имеет установленные во втором контуре 33 над статором 24 турбины 11 воздухозаборники 52. Каждый воздухозаборник 52 имеет патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54. Воздухозаборники 52 установлены во втором контуре 33 и предназначены для дозированного забора охлаждающего воздуха из второго контура 33. Всего может быть применено от 2-х до 12 воздухозаборников 52. Долее детально конструкция воздухозаборников 52 приведена на фиг.4, 14 и 15.
Воздухозаборник 52 кроме патрубка забора воздуха 53 и регулятора расхода 54 с приводом 55 содержит корпус 56, выполненный концентрично статору 24 турбины 11 и образующий полость 57 и выходной патрубок 58 для сброса воздуха. Наличие выходного патрубка 58 не обязательно. Такой вариант будет описан далее. Для интенсификации охлаждения на статоре 24 могут быть выполнены продольные ребра 59.
Статор 24 содержит корпус 60 с фланцем 61, кольцевую вставку 34, внутреннюю оболочку 62 и коническую оболочку 63, имеющую фланец 64 и радиальную стенку 65, соединенный с фланцами 61 и 66 корпуса 8 камеры сгорания 7. Соединение фланцев 61, 64 и 66 выполнено болтами 67.
Второй вариант исполнения схемы охлаждении статора 24 турбины 11 приведен на фиг 8 и 9. Для реализации этого способа в корпусе 60 выполнены отверстия 68, соединяющие полость 57 с полостью 69 между корпусом 60 и кольцевой вставкой 34.
Корпус 60 имеет радиальную перегородку 70 с отверстиями 71, которая содержит «омега-образную» часть 72, которая сварочным швом 73 соединена с радиальной перегородкой 70. С другой стороны (внутренней) «омега-образной» части 72 радиальной перегородки 70 сварочным швом 74 приварена кольцевая деталь 75 с кольцевым пазом 76 для размещения в нем кольцевого выступа 77, имеющегося на кольцевой вставке 34 для ее центрирования.
Теплоаккумулирующий материал 36, это как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.
Теплофизические свойства этого материала:
- теплота плавления 220 кДж/кг,
- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,
- теплоемкость жидкой фазы 2, 8 кДж/кг.
Аккумулирование тепла осуществляется, как правило, за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла 36 можно сделать одинаковыми время прогрева диска 29 и корпуса 60 турбины 11 и кольцевой вставки 34, и как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.
Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 78 и бортового компьютера 79, соединенных электрическими связями 80. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора 78, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.
На фиг.6 и 7 приведены две схемы охлаждения корпуса. На фиг.8 приведена кольцевая вставка 34 с ребрами 81 на кольцевой вставке 34 и/или 82 - на корпусе 60 с внутренней стороны. Применение ребер 81 и 82 интенсифицирует охлаждение кольцевых вставок 34. На фиг.9 приведена кольцевая вставка 34 с турбулизаторами 83, выполненными также на внешней поверхности кольцевой вставки 34. Турбулизаторы 83 могут быть выполнены в виде цилиндров небольшого размера или любой другой формы.
На внутренней поверхности кольцевых вставок 34 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 84, например, графит (фиг.10) или прикреплены вставки сотового уплотнения 85 (фиг.11).
На фиг.12 и 13 приведена конструкция воздухозаборника 52, который содержит патрубок забора воздуха 53 и регулятор расхода 54, корпус 55 с полостью 57, которая отверстиями 68 соединена с полостью 57. Корпус 55 имеет два кронштейна 86, которыми он крепится при помощи болтов 87 к фланцу 88 корпуса 8 камеры сгорания 7. Регулятор расхода 54 может быть любой конструкции. Для примера приведен регулятор расхода 54 в виде цилиндра 89 с прямоугольными отверстиями 90. К цилиндру 89 присоединен вал 91 с приводом 55. Привод 55 электрической связью 79 соединен с бортовым компьютером 80. (фиг.14) и закреплен кронштейном 92 на корпусе 60.
При этом целесообразно скорость движения воздуха в полости 57 увеличить по сравнению со скоростью воздуха во втором контуре 33. Это увеличит интенсивность теплообмена. Достигается этот результат уменьшением площади поперечного сечения зазора 57 по сравнению с площадью входа воздухозаборного патрубка 63.
На фиг.14 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11 поз.93 в зависимости от температуры перед турбиной - Тг, из которого следует, что расход воздуха g1, охлаждающего ротор 23 турбины 11, должен увеличиваться с ростом температуры продуктов сгорания перед турбиной Тг. Эта зависимость может быть линейной, например, как показано на фиг.14. На фиг.15 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД. Для наглядности приведены расчетные расходы охлаждающего воздуха g2, для охлаждения статора турбины 11 на трех участках работы ГТД (на режиме форсирования 94…96). Позициями 97…99 показано реальное изменение расхода воздуха g2.
Во внутренней оболочке 62 могут быть выполнены отверстия 100, соединяющие полость 101 для подачи охлаждающего воздуха в полость 102 за турбиной 11 (фиг.4).
Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…15).
При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 50, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры 8 в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает. При этом прогреваются корпуса турбины 57…59 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 57…59, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие пустотелой кольцевой вставки 34, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 34 и корпуса 60 и кольцевой вставки 34, что предотвратит увеличение радиального зазора.
Проходящий по трубопроводу высокого давления 50 через регулятор расхода 51 охлаждающий воздух охлаждает диск 29 турбины 11 и рабочие лопатки 28.
При этом изменение расхода охлаждающего воздуха через регулятор расхода 51 осуществляют только в зависимости от режима работы двигателя Тг, и изменением расхода этого воздуха не управляют радиальным зазором, так как увеличение расхода этого воздуха уменьшает КПД турбины 11. При этом трубопровод высокого давления 50 может быть подключен только к выходу из компрессора 6 (т.е. за его последней ступенью, в противном случае давления охлаждающего воздуха будет недостаточно для охлаждения перфорированного соплового аппарата 26 и перфорированных рабочих лопаток 28 турбины 11.
Охлаждающий воздух из второго контура 33, проходящий через воздухозаборник 52 и регуляторы расхода 54, поступает в кольцевой коллектор 47, потом через втулки 46 в полость 45 и далее через отверстия 66 в полости 47 и 49 и охлаждает корпуса 38…40 и кольцевую вставку 34. При этом для того чтобы эффективность работы системы была максимальной необходимо применять относительно «холодный» воздух, который следует отбирать из-за промежуточной ступени компрессора 12 (фиг.1). Регуляторы расхода 51 и приводы 55 регуляторов расхода 54 электрическими связями 80 соединены с бортовым компьютером 79 для управления расходами охлаждающего воздуха g1 и g2 (фиг.11 и 12)
Применение теплоаккумулирующего материала 36 выравнивает тепловые инерции ротора 23 и статора 24, При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 78 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 79 по каналу связи 80 подает команду на привод 55 регулятора расхода 54 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела, наоборот, расход охлаждающего воздуха уменьшают. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах.
Применение группы изобретений позволило:
1. Обеспечить эффективное плавное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.
2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах.
3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это необходимо для военных самолетов.
4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды, т.е. в условиях, когда взлетная тяга ГТД уменьшается.
5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного или стационарного двигателя с крейсерского на форсажный режим. Это особенно важно для военных самолетов.
6. Упростить конструкцию элементов системы регулирования радиального зазора, уменьшить ее вес и разместить вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит надежность турбины.
1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и по меньшей мере один ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере один корпус турбины и кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования радиального зазора, отличающийся тем, что статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура, при этом система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, привод регулятора расхода, и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером.
2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой.
3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внутренняя полость вставки заполнена теплоаккумулирующим веществом.
4. Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя по любому из пп.1…3, включающий охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура, отличающийся тем, что для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины, измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, а использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины.
www.findpatent.ru
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 охлаждения рабочих лопаток через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания. Турбина низкого давления выполнена с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. Полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки, объединена с думисной полостью компрессора. На магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент. Магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран. Воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно. Изобретение позволяет уменьшить расход охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы. 1 ил.
Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой.
Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. При этом, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки отделена от думисной полости компрессора лабиринтным уплотнением, (см. патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубл. 20.09.2004 г.).
Недостатком известного решения является пониженный уровень экономичности двигателя, обусловленный тем, что расход охлаждающего воздуха из думисной полости на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя, что приводит к невозможности уменьшения удельного расхода топлива двигателя за счет уменьшения расхода воздуха, идущего на охлаждение.
Техническим результатом изобретения является возможность уменьшения расхода охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы.
Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен из воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.
Объединение полости, примыкающей к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки с думисной полостью компрессора, позволяет на режимах работы двигателя, при которых осуществляется частичное отключение охлаждающего воздуха, использовать думисный воздух для охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления путем его подсасывания напрямую из думисной полости.
Отделение магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления от магистрали наддува междисковой полости, имеющие источником воздух из думисной полости, дает возможность автономного управления расходом охлаждающего воздуха, идущего на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления.
Наличие на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления регулируемого крана позволяет на режимах работы с частичным отключением охлаждающего воздуха автономно отключать охлаждающий воздух, поступающий на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, при этом наддув междисковой полости, осуществляемый по магистрали наддува междисковой полости остается постоянным, что обеспечивает на всех режимах работы двигателя надежный наддув междисковой полости.
Установка на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления управляющего расходом элемента также позволяет автономно регулировать расход охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления, что значительно повышает экономичность двигателя на режимах с частичным отключением охлаждающего воздуха.
На чертеже показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления 1, у которого думисная полость 2 отделена от проточной части компрессора 3 лабиринтным уплотнением 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 с охлаждаемыми рабочими лопатками 7, магистраль охлаждения 8 которых через аппарат закрутки 9, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11 турбины высокого давления 6 и воздухо-воздушный теплообменник 12 турбины высокого давления 6 соединена с воздушной полостью 13 камеры сгорания 5. У турбины низкого давления 14 магистраль наддува 15 междисковой полости 16, соединена с думисной полостью 2 через ее воздухо-воздушный теплообменник 17, а магистраль охлаждения 18 ее сопловых лопаток 19, соединена с думисной полостью 2 компрессора 1 через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 и регулируемый кран 21, при этом магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 отделена от магистрали наддува 15 междисковой полости 16. Полость 22, примыкающая к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 объединена с думисной полостью 2 компрессора 1. На магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 установлен управляющий расходом элемент 26, выполненный в виде крана.
Устройство работает следующим образом:
Воздух от компрессора 1 поступает с одной стороны в камеру сгорания 5, а с другой стороны, через лабиринтное уплотнение 4 поступает в думисную полость 2.
В свою очередь воздух из думисной полости 2 через магистраль наддува 15 поступает в междисковую полость 16, причем расход его остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.
С другой стороны, воздух из думисной полости 2 через магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 турбины низкого давления 14, регулируемый кран 21 и внутренние полости сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает на охлаждение сопловых лопаток 19.
Регулируемый кран 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 позволяет частично или полностью перекрывать охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, в этом случае воздух из думисной полости 2, идущий на охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает в полость 22, примыкающую к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 и далее через магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.
Также воздух из воздушной полости 13 камеры сгорания 5 через воздухо-воздушный теплообменник 12, управляющий расходный элемент 26, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11, аппарат закрутки 9, магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.
При этом наличие управляющего расходом элемента 26 на магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 позволяет одновременно или автономно от регулируемого крана 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 частично или полностью перекрывать охлаждение рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.
В результате уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления и на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным отключением охлаждения уменьшается удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом.
Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, отличающийся тем, что полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления, со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.
www.findpatent.ru
