Двухконтурный газотурбинный двигатель

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок. Транзитные трубки установлены во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединены входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости. Питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением. В качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора. Подсоединение полости отбора охлаждающего воздуха к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан. Изобретение позволяет изменять расход охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, в зависимости от режима работы двигателя. 3 з. п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к системе охлаждения газотурбинного двигателя с помощью охлаждающего воздуха.

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением (смотри патент РФ №2414615, МПК F02C 7/12, опубл. 2011 г.).

Основным недостатком вышеуказанного технического решения является то, что применительно к высокотемпературным турбинам охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления производится с постоянным расходом охлаждающего воздуха на всех режимах эксплуатации, величина которого определяется максимальной температурой газа перед турбиной на максимальных режимах, в то время как основным самым протяженным по времени режимом для двигателя является крейсерский режим, который характеризуется умеренными температурами газа, обтекающего сопловые лопатки. Надо отметить, что при дросселировании двигателя по частоте вращения ротора в сторону ее уменьшения процент охлаждающего воздуха остается постоянным. В этом случае уровень подаваемого на охлаждение воздуха является избыточным, что приводит к ухудшению экономичности двигателя.

Другим недостатком прототипа является то обстоятельство, что при наличии одного питающего коллектора канала охлаждения междисковой полости и внутренних полостей охлаждаемых сопловых лопаток недопустимо уменьшать подачу охлаждающего воздуха на охлаждение внутренних полостей сопловых лопаток, так как при этом уменьшится расход охлаждающего воздуха и в междисковую полость, что может вызвать подсос горячего газа в нее, а также в сопряженные с ней предмасляные и масляные полости турбин. Необходимо решение, в котором при уменьшении расхода воздуха на охлаждение внутренних полостей сопловых лопаток турбины низкого давления расход воздуха на наддув междисковой полости оставался бы неизменным.

Задача изобретения - получение возможности изменения расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления в зависимости от режима работы двигателя независимо от потребностей наддува междисковой полости.

Технический результат изобретения - создание независимого от магистрали наддува междисковой полости канала охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением, в нем в качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора, ее подсоединение к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан.

Кроме того, возможно, что:

- подвижное уплотнение выполнено щеточным;

- питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя;

- соединяющая магистраль выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя;

Подсоединение внутренних полостей сопловых лопаток, турбины низкого давления, примыкающих к их стенкам, не к думисной полости, как в прототипе, а к полости камеры сгорания или полости одной из ступеней компрессора, позволяет сделать независимым охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления от наддува междисковой полости. При этом выбор в качестве полости отбора охлаждающего воздуха полости камеры сгорания или полости одной из ступеней компрессора позволяет наиболее оптимально выбрать источник охлаждающего воздуха и по давлению, и по температуре.

Наличие соединяющей магистрали и дополнительного питающего коллектора позволяет выполнять подсоединение внутренних полостей сопловых лопаток, турбины низкого давления, примыкающих к их стенкам для подачи туда охлаждающего воздуха из полости камеры сгорания или к полости одной из ступеней компрессора независимо от наддува междисковой полости. Наличие дополнительного питающего коллектора ставит все сопловые лопатки в более или менее равные условия по расходу охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления и позволяет четко развести два потока воздуха, а именно, охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение самой сопловой лопатки турбины и воздуха, идущего на наддув междисковой полости турбины.

Установка регулирующего клапана на соединяющей магистрали позволяет регулировать расход охлаждающего воздуха на охлаждение самой сопловой лопатки турбины низкого давления в самом широком диапазоне.

Выполнение подвижного уплотнения щеточным позволяет минимизировать расход воздуха из уплотнения в количестве, необходимом для наддува междисковой полости.

Установка на питающем коллекторе магистрали наддува междисковой полости воздухо-воздушного теплообменника, установленного во втором контуре двигателя, позволяет подавать в междисковую полость более холодный охлаждающий воздух.

Установка на соединяющей магистрали дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленного во втором контуре двигателя, позволяет подавать к внутренним полостям сопловых лопаток турбины низкого давления, примыкающим к их стенкам, более холодный охлаждающий воздух.

На фиг. 1 показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя;

На фиг.2 показано щеточное подвижное уплотнение - элемент А.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления 3, турбину низкого давления 4 с сопловым аппаратом 5, у охлаждаемых сопловых лопаток 6 которого внутренние полости 7, примыкающие к стенкам 8, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха 9 и отделены от магистрали наддува междисковой полости 10 с помощью транзитных трубок 11, установленных во внутренних полостях 7 сопловых лопаток 6 с зазором относительно их стенок 8 и соединенных входом 12 с питающим коллектором 13, а выходом 14 - с магистралью наддува междисковой полости 10, Питающий коллектор 13 магистрали наддува междисковой полости 10 сообщен с думисной полостью 15 компрессора высокого давления 16, отделенной от выхода проточной части компрессора 17 подвижным уплотнением 18. Полость 19 камеры сгорания 2, выбранная в качестве полости отбора охлаждающего воздуха, подсоединена к внутренним полостям 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, примыкающим к стенкам 8, через соединяющую магистраль 20, на которой установлен регулирующий клапан 21. Питающий коллектор 13 сообщен с думисной полостью 15 компрессора 1 через воздухо-воздушный теплообменник 22, установленный во втором контуре 23 двигателя. Соединяющая магистраль 20 выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 24, установленный во втором контуре 23 двигателя. Подсоединение соединяющей магистрали 20 к внутренним полостям 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления, примыкающим к их стенкам 8, выполнено через дополнительный питающий коллектор 25. Полость коллектора 13 и полость дополнительного коллектора 25 отделены друг от друга.

При работе двигателя воздух из проточной части 17 компрессора высокого давления 16 поступает с одной стороны в камеру сгорания 2, а с другой стороны через подвижное уплотнение 18 - в думисную полость 15.

Из полости 19 камеры сгорания 2 воздух поступает в дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 24, где происходит его охлаждение за счет обдува более холодным воздухом второго контура 23. После охлаждения воздух поступает в регулирующий клапан 21 и далее через дополнительный питающий коллектор 25 - во внутренние полости 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, охлаждая эти сопловые лопатки.

В свою очередь воздух из думисной полости 15 компрессора высокого давления 16 через воздухо-воздушный теплообменник 22, установленный во втором контуре 23, поступает в питающий коллектор 13 и далее через транзитные трубки 11 - в междисковую полость 10, обеспечивая ее наддув.

Наличие регулирующего клапана 21 позволяет подвергать глубокому дросселированию по режимам работы двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 7 сопловых лопаток 6 турбины низкого давления 4, примыкающие к их стенкам 8, при этом расход охлаждающего воздуха, идущего через транзитные трубки 11 в междисковую полость 10, остается постоянным на всех режимах работы двигателя, что обеспечивает стабильный наддув междисковой полости 10 на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.

Таким образом, обеспечивается автономность охлаждения самой сопловой лопатки 6 турбины низкого давления 4 и наддува междисковой полости 10 путем создания независимого от магистрали наддува междисковой полости канала охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления и, тем самым, оптимизируется расход охлаждающего воздуха в широком диапазоне регулирования по оборотам двигателя, что позволяет повысить экономичность двигателя в целом.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом, внутренние полости которого, примыкающие к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок, установленных во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединенных входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости, питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением, отличающийся тем, что в качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора, ее подсоединение к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что подвижное уплотнение выполнено щеточным.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя.

4. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что соединяющая магистраль выполнена проходящей через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник, установленный во втором контуре двигателя.



 

Похожие патенты:

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата.

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке.

Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпусов.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпуса.

Способ охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в понижении температуры воздуха, используемого для охлаждения ГТД. Понижение температуры воздуха осуществляется в турбохолодильной установке (ТХУ) и включает сжатие воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере. ТХУ установлена во входном канале ГТД, поперечные размеры которого больше поперечных размеров компрессора ТХУ. Степень повышения давления в компрессоре ТХУ больше степени повышения давления в компрессоре ГТД. ТХУ приводится в действие от ГТД. Давление охлажденного воздуха на выходе из ТХУ соответствует давлению воздуха за компрессором ГТД. Для повышения степени охлаждения воздуха часть этого воздуха перепускается на вход в компрессор ТХУ. Способ позволяет повысить температуру газа перед лопатками газовой турбины ГТД до 2600 K. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Структура ударного воздействия в системе ударного охлаждения имеет отверстия для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры, через образованную между ними полость. Указанная структура имеет рифленую конфигурацию и расположена на расстоянии от целевой поверхности. Целевая поверхность содержит внешнюю поверхность жаровой трубы. Структура содержит патрубок для потока в камере сгорания газотурбинного двигателя или целевая поверхность содержит внешнюю поверхность переходного отсека. Указанная структура содержит патрубок для ударного воздействия в камере сгорания газотурбинного двигателя. Изобретение направлено на улучшение охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением. Турбореактивный двигатель содержит каналы, сообщающиеся с впускным каналом и открывающиеся через неподвижную часть первого лабиринтного уплотнения между двумя ребрами этого уплотнения для обеспечения пропускания между этими ребрами потока воздуха, поступающего из впускного канала. Изобретение направлено на повышение экономичности охлаждения, уменьшение номинальной величины расхода воздушного потока охлаждения входного колеса компрессора высокого давления в турбореактивном двигателе. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит основную систему, постоянно питающую инжектор, открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечную систему, прерывисто питающую инжекторные отверстия. Инжекторные отверстия выполнены во фронтальной поверхности кольцевого обода, установленного в кольцевой камере, образованной на входе второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури и окружающей последнюю. Устройство впрыска топлива содержит средства тепловой изоляции фронтальной поверхности кольцевого обода, содержащего кольцевую полость, образованную вокруг инжекторных отверстий между фронтальной поверхностью кольцевого обода и фронтальной стенкой кольцевой камеры и предназначенную для заполнения при работе воздухом или коксованным топливом. Изобретение направлено на упрощение устройства впрыска топлива с повышением экономичности и эффективности его. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур. Многоточечный контур периодически питает инжекционные отверстия, выполненные на фронтальной поверхности передней кольцевой камеры второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури и окружающей ее. Кольцевой венец смонтирован в кольцевой камере для образования в ней контура подачи топлива к инжекционным отверстиям и охлаждающего контура посредством прохождения топлива, поступающего на инжектор контура управления. Охлаждающий контур проходит по фронтальной поверхности камеры в непосредственной близи от инжекционных отверстий. Изобретение направлено на уменьшение коксования топлива, циркулирующего на уровне фронтальной плоскости кольцевой камеры. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник. Кольцевые диффузорные каналы образованы на поверхности рабочего колеса, соединены с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе. Каждая из сопловых лопаток выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки - с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором и раздаточной полостью. Охлаждающая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами, установленными в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направлен стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки. В верхней и нижней полках сопловой лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Воздушный коллектор соединен с входом транзитных дефлекторов, а раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения турбины, а также повысить ее экономичность. 6 з.п. ф-лы, 5 ил. .

Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии. Осуществляют далее подачу сжатой рабочей текучей среды из компрессора в первую полость для охлаждения расширительной турбины из первого отбора сжатой рабочей текучей среды, подачу сжатой рабочей текучей среды из компрессора во вторую полость для охлаждения расширительной турбины из второго отбора сжатой рабочей текучей среды, причем указанная вторая полость расположена перед указанной первой полостью. Второй отбор сжатой рабочей текучей среды выполняют ниже по потоку относительно первого отбора. Во время работы в режиме частичной нагрузки для поддержания температуры первой полости в допустимых пределах с учетом сопротивления материалов осуществляют проточное соединение первого и второго отборов и избирательную подачу части сжатой рабочей текучей среды второго отбора в первый отбор. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха. Изобретение позволяет улучшить эффективность охлаждения, увеличить продолжительность срока службы, а также улучшить процесс сборки и разборки сегмента горячих газов. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину. Турбина имеет ротор или вал с турбинными лопатками, проходя через которые горячий газ расширяется, выполняя при этом работу. Предусмотрены первые средства для охлаждения турбинных лопаток сжатым охлаждающим воздухом, содержащие по меньшей мере одну отдельную ступень компрессора, обеспечивающую сжатие охлаждающего воздуха независимо от основного компрессора. По меньшей мере одна ступень компрессора встроена в ротор или вал. По меньшей мере одна ступень компрессора установлена непосредственно за лопатками ротора последней ступени турбины по направлению потока. По меньшей мере одна ступень компрессора получает массовый расход охлаждающего воздуха из полости подшипника ротора, и по меньшей мере одна ступень компрессора подает основную часть массового расхода сжатого охлаждающего воздуха на лопатки ротора последней ступени турбины для их охлаждения. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела. Электропроводящую схему образуют последовательным соединением анода и катода через электрическую нагрузку, токосъем, вал, ротор и лопатки турбины. Температуру анода поддерживают ниже температуры эмиссионного слоя лопаток турбины путем охлаждения анода в месте его установки на конструктивных элементах турбины. Изобретение направлено на снижение температуры лопаток турбин, повышение КПД и надежности газотурбинной установки. 1 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок. Транзитные трубки установлены во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединены входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости. Питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением. В качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора. Подсоединение полости отбора охлаждающего воздуха к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан. Изобретение позволяет изменять расход охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, в зависимости от режима работы двигателя. 3 з. п. ф-лы, 2 ил.

Наверх