Регулирование зазоров на вершине лопаток турбомашины

Авторы патента:


Регулирование зазоров на вершине лопаток турбомашины
Регулирование зазоров на вершине лопаток турбомашины
Регулирование зазоров на вершине лопаток турбомашины
Регулирование зазоров на вершине лопаток турбомашины
Регулирование зазоров на вершине лопаток турбомашины

Владельцы патента RU 2537100:

СНЕКМА (FR)

Турбомашина содержит средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого из компрессора высокого давления турбомашины, первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления средствами электрического нагрева (60). Автономное функционирование средств электрического нагрева верхней части и нижней части корпуса позволяет решить проблему повторного запуска в горячем состоянии турбомашины, управляя при этом конкретно только нагреванием нижней части наружного корпуса, исключить линию отбора горячего воздуха, также достигается упрощение конструктивного исполнения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к турбомашине, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, снабженной средствами регулирования зазоров на вершине лопаток, а также к способу регулирования этих зазоров.

Как правило, воздух, проходящий через турбомашину, истекает от входа к выходу, проходя сквозь компрессор низкого и высокого давления, затем попадает внутрь камеры сгорания, выходя из которой он подается на турбину высокого давления, ротор которой приводит в движение ротор компрессора высокого давления, а затем турбину низкого давления, ротор которой приводит в движение ротор компрессора низкого давления.

Турбина высокого давления содержит, как правило, колесо с подвижными лопатками, расположенное между двумя рядами передних и задних неподвижно установленных лопаток, установленных на наружном корпусе; при этом предусмотрен небольшой радиальный зазор между вершинами подвижных лопаток и наружным корпусом. Движущееся колесо содержит диск, удерживающий лопатки и сопряженный с валом турбины высокого давления.

Во время работы турбомашины важно минимизировать радиальный зазор на вершине лопаток для того, чтобы избежать потери воздуха для обеспечения максимальных эксплуатационных характеристик турбомашины.

Однако регулировка данного радиального зазора признается сложным моментом в практической реализации, поскольку изменения размеров неподвижно установленных деталей в процессе функционирования отличаются от изменений размеров вращающихся деталей. Действительно, все эти детали подвержены колебаниям температуры топочных газов, которые вызывают последовательные расширения и сжатия в зависимости от режима работы двигателя, однако колебания температуры и соответствующие изменения размеров вращающихся частей происходят медленнее, чем колебания температуры и изменения размеров неподвижно установленных частей ввиду тепловой инерции и массы диска ротора турбины высокого давления. Кроме того, необходимо также учитывать изменения размеров лопаток турбины, обусловленные центробежными силами в процессе эксплуатации.

Были предложены устройства для регулирования зазоров на вершине лопаток, которые содержат средства отбора воздуха на входной части компрессора высокого давления, например на четвертой ступени, и на выходной части данного компрессора, например на девятой ступени. Каждая линия отбора воздуха содержит клапан, в которой открытие и закрытие клапанов управляется системой регулирования. Отбираемый таким образом воздух доводится до наружного корпуса для его охлаждения или нагревания и регулирования, таким образом, зазоров на вершинах подвижных лопаток турбины высокого давления (см. документ FR2828908-A1 заявителя).

Система регулирования принимает данные относительно режима работы турбомашины, температуры наружного корпуса, температуры на выходе из компрессора высокого давления, а также сведения относительно функционирования турбомашины (замедление на земле, запуск в горячем или холодном состоянии, временное ускорение или замедление скорости движения ...).

Это известное устройство является сложным, поскольку оно требует установки клапанов и раздельных линий отбора воздуха в входной и выходной частях компрессора высокого давления. Представляется необходимым контролировать угол открытия клапанов для эффективного управления температурой воздуха, который воздействует на наружный корпус, что также признается сложным. Кроме того, данный тип устройства считается исключительно тяжелым и громоздким. И наконец, отбор воздуха на выходной части компрессора высокого давления не является предпочтительным, поскольку он использует воздух очень высокого давления и негативно влияет на эксплуатационные характеристики турбомашины.

Другая проблема возникает в случае повторного запуска в горячем состоянии турбомашины, т.е. запуска турбомашины через определенное время после ее остановки, которого недостаточно для того, чтобы температура турбомашины и, в частности, температура диска ротора турбины высокого давления была вновь снижена до температуры окружающей среды. После остановки турбомашины наблюдается, что ее охлаждение происходит быстрее (на шесть часов) в нижней части, чем в верхней части (на двенадцать часов), что приводит к эксцентричности ротора турбины высокого давления в наружном корпусе. Таким образом, зазоры на вершинах лопаток в нижнем положении уменьшены, а центрифугирование лопаток ротора турбины высокого давления может привести к возникновению трения о наружный корпус в нижнем положении.

Было также предложено устройство регулирования зазоров путем электрического нагрева наружного корпуса, что позволяет устранить ускорение и избежать негативных эффектов повторных запусков в горячем состоянии, но не позволяет охладить корпус для уменьшения зазоров при полете на крейсерской скорости.

Целью изобретения является, в частности, предложить простое, эффективное и экономически выгодное решение этих проблем, присущих уровню техники.

С этой целью в нем предлагается турбомашина, содержащая средства регулирования зазоров между вершинами регулируемых лопаток турбины высокого давления и наружным корпусом, расположенным вокруг этих лопаток, содержащая средства охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого на ступени компрессора высокого давления турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит первые средства электрического нагрева верхней части наружного корпуса и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса, а также импульсные средства управления средствами охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления первыми средствами и вторыми средствами электрического нагрева.

Изобретение, объединяя средства охлаждения путем оказания воздействия воздухом и средства электрического нагрева корпуса, позволяет воспользоваться преимуществами этих двух систем и исключить при этом их соответствующие недостатки.

Интеграция средств электрического нагрева наружного корпуса позволяет исключить линию отбора горячего воздуха в выходной части компрессора высокого давления и улучшить, таким образом, эксплуатационные характеристики турбомашины.

Функционирование средств охлаждения путем импульсного воздействия воздуха позволяет упростить конструктивное исполнение средств регулирования зазоров, поскольку больше не представляется необходимым контролировать угол открытия клапана, как в предшествующем уровне техники.

Кроме того, автономное функционирование средств электрического нагрева верхней части и нижней части корпуса позволяет решить проблему повторного запуска в горячем состоянии турбомашины, управляя при этом конкретно только нагреванием нижней части наружного корпуса для исключения контакта с вершинами лопаток ротора турбины высокого давления.

Согласно другому признаку изобретения средства охлаждения путем воздействия воздуха содержат кольцо, удерживаемое наружным корпусом и содержащее аксиально отстоящие друг от друга выступы, между которыми установлены распределительные устройства с множеством отверстий выхода воздуха, отбираемого на компрессоре высокого давления.

Средства отбора воздуха на компрессоре высокого давления могут содержать средство открывания и закрывания подачи воздуха на наружный корпус.

Согласно частному варианту осуществления изобретения охлаждающий воздух отбирается на четвертой ступени компрессора высокого давления и его расход составляет порядка 0,7% общего расхода воздуха в компрессоре.

Согласно варианту осуществления изобретения средства электрического нагрева содержат резистивные линии, установленные на наружном корпусе на его верхней и нижней частях.

Предпочтительно, резистивные линии установлены рядом с выступами колец, удерживаемых наружным корпусом.

Изобретение также относится к способу регулирования зазоров в вершине лопаток турбины высокого давления в турбомашине, описание которой было приведено раннее; причем данный способ, заключающийся в том, что во время повторного запуска в горячем состоянии турбомашины приводят в действие на полную мощность средства электрического нагрева нижней части корпуса турбины высокого давления и отключают средства нагревания верхней части данного корпуса.

Таким образом, только средства электрического нагрева нижней части приводятся в действие в случае повторного запуска в горячем состоянии для того, чтобы исключить увеличение зазоров в вершинах лопаток и снизить коэффициент полезного действия турбины.

Этот способ заключается также в том, что во время запуска турбомашины в холодном состоянии приводят в действие средства нагревания нижней части наружного корпуса при мощности, равной 50% их максимальной электрической мощности.

В начале фазы нарастания режима работы турбомашины вслед за запуском в горячем состоянии мощность средств электрического нагревания нижней части временно падает приблизительно до 50% вышеупомянутой максимальной электрической мощности, затем электрическая мощность увеличивается до достижения приблизительно 75% максимальной электрической мощности.

Аналогичным образом в начале фазы нарастания режима работы турбомашины после запуска в холодном состоянии средства электрического нагрева нижней части временно выключают, а затем вновь приводят в действие для достижения мощности, равной 75% их максимальной электрической мощности.

Такое снижение нагревания во время запуска в горячем или холодном состоянии в начале наращивания режима работы позволяет предотвратить очень быстрое расширение наружного корпуса по сравнению с расширением ротора турбины высокого давления и избежать, таким образом, увеличения зазоров в начале наращивания режима работы турбомашины, которое увеличит потери воздуха в вершине лопаток.

Согласно другому отличительному признаку способа согласно изобретению средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса приводятся в действие на полную мощность перед понижением режима работы турбомашины на фазе полета на крейсерской скорости для предотвращения очень быстрого сжатия наружного корпуса вследствие снижения температуры в первичном потоке и препятствования, таким образом, контакту в вершинах лопаток.

Предпочтительно, во время фазы полета на крейсерской скорости все средства электрического нагрева наружного корпуса выключены, а средства охлаждения путем оказания воздействия воздухом приведены в действие.

Изобретение станет лучше понятно, а другие детали, преимущества и характеристики изобретения станут видны при чтении нижеследующего описания, приводимого в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежей, на которых:

- фиг.1 представляет собой схематичный частичный вид в осевом разрезе турбины высокого давления и устройства регулирования зазоров в вершине лопаток согласно предшествующему уровню техники;

- фиг.2A и 2B представляют собой схематичные изображения турбомашины во время повторного запуска в холодном и горячем состоянии;

- фиг.3 представляют собой схематичный частичный вид в осевом разрезе турбины высокого давления и устройства регулирования зазоров в вершине лопаток согласно изобретению;

- фиг.4 представляет собой график, изображающий изменения мощности средств электрического нагрева нижней части турбомашины согласно изобретению.

В первую очередь ссылка делается на фиг.1, изображающую верхнюю часть турбины высокого давления, которая расположена на выходе камеры сгорания и перед турбиной низкого давления и содержит наружный корпус 12 и стенку 14, ограничивающие снаружи поток первичного воздуха, в котором вращается колесо с подвижными лопатками 16, установленное между двумя рядами входных 18 и выходных 20 неподвижно установленных лопаток. Стенка 14 образована кольцевыми сегментами 22, 24, которые удерживают неподвижно установленные лопатки 18, 20, и кольцевыми сегментами 26, расположенными между кольцевыми сегментами 22, 24 и напротив радиально внешних концов подвижных лопаток 16, удерживаемых диском ротора турбины высокого давления (не показан).

Кольцо 28 установлено между наружным корпусом 12 и стенкой 14 и содержит на своем переднем конце радиальный фланец 30 крепления посредством болтового соединения на плечике 32 наружного корпуса 12, выходной конец 5, содержащий радиальный фланец 34, зажатый между радиальным фланцем 36 выходного конца наружного корпуса 12 и радиальным фланцем 38 выходного конца корпуса 40 турбины низкого давления. Это кольцо 28 поддерживает посредством соединительной стойки 42 кольцевые сегменты 26, окружающие подвижные лопатки 16, и содержит множество выступов 44, отстоящих друг от друга аксиально, между которыми установлены распределительные устройства с множеством отверстий 46.

Средства регулирования зазоров между вершинами лопаток 16 и кольцевыми сегментами 26 содержат линию отбора холодного воздуха 48 на входной части компрессора, например на четвертой ступени сжатия, и линию отбора горячего воздуха 50 на выходной части компрессора, например на девятой ступени сжатия. Каждая линия отбора холодного воздуха 48 и горячего воздуха 50 соединена на выходе с клапаном 52, 54, контролирующим расход отбираемого холодного воздуха и горячего воздуха. Линия 56, соединенная с выходом клапанов, позволяет подавать смесь воздуха, отбираемого в компрессоре высокого давления, в распределительные устройства с множеством отверстий 46, через которые воздух выбрасывается и оказывает воздействие на кольцо 28 для его охлаждения или нагревания.

Третья линия отбора воздуха 57 на четвертой ступени компрессора высокого давления предусмотрена для охлаждения турбины низкого давления. С этой целью отбираемый холодный воздух непосредственно подается внутрь потока первичного воздуха через наружный корпус 12 и проходит через отверстия 58 кольца 28, которые выходят на уровне ряда неподвижно установленных лопаток 20. Расход этого воздуха охлаждения составляет около 2% общего расхода воздуха компрессора высокого давления.

В общем, вполне понятно, что охлаждение или нагревание кольца путем воздействия воздуха, отобранного в компрессоре высокого давления, приводит к охлаждению или нагреванию, соответственно, наружного корпуса 12 и кольца 28. Такое нагревание или охлаждение позволяет контролировать радиальное положение кольцевых сегментов 26 напротив подвижных лопаток 16 и, таким образом, зазоры в вершинах подвижных лопаток 16.

Контроль над смесью холодного и горячего воздуха, воздействующего на кольцо 28, осуществляется посредством автономной цифровой системы управления двигателем (или FADEC - англ.) турбомашины, которая учитывает множество данных, таких как, например, режим работы турбомашины, температура наружного корпуса 12 и время остановки турбомашины между двумя использованиями, для определения приемлемой степени открывания клапанов 54, 52 и минимизации, таким образом, зазора в вершине лопаток 16.

Например, когда турбомашина запущена в холодном состоянии и замедлена на земле, между наружным корпусом 12 и диском ротора турбины высокого давления сохраняется тепловое равновесие (фиг.2A). Ротор турбины высокого давления 59, таким образом, центрирован внутри наружного корпуса 12. С учетом тепловой инерции диска ротора турбины высокого давления и более быстрого расширения наружного корпуса 12 в данном конструктивном решении представляется необходимым охладить наружный корпус 12 для предотвращения увеличения зазоров в вершинах лопаток. Таким образом, система регулирования управляет открыванием клапана 52 отбора холодного воздуха на четвертой ступени компрессии и управляет закрыванием клапана 54 отбора горячего воздуха на девятой ступени компрессии. Отбираемый воздух затем подается на распределительные устройства 46 с множеством отверстий и выходит из них для оказания воздействия на выступы 44 кольца 28 и охлаждения кольца 28 и наружного корпуса.

Однако средства охлаждения и нагревания путем оказания воздействия воздухом на наружный корпус 12 работают одинаково по всей окружности турбины высокого давления, т.е. вся окружность кольца 28 подвержена воздействию одной и той же смеси воздуха, поступающей из компрессора высокого давления, что не является удовлетворительным в случае повторного запуска в горячем состоянии турбомашины.

Действительно, наружный корпус 12, охлаждаемый быстрее, чем диск ротора турбины высокого давления (необходимо приблизительно пять часов для того, чтобы диск охладился), а охлаждение турбомашины осуществляется быстрее в нижней части, чем в верхней части; при этом наблюдается эксцентриситет ротора турбины высокого давления 59 внутри наружного корпуса 12 (фиг.2B). В случае повторного запуска в горячем состоянии зазоры в вершине лопаток в нижнем положении меньше, а эффект воздействия центробежной силы на ротор турбины высокого давления в результате увеличения радиального размера подвижных лопаток 16 приводит к соприкосновениям в нижнем положении радиально внешних концов подвижных лопаток 16 и расположенных напротив них кольцевых сегментов 26.

Применение средств регулирования зазоров путем воздействия воздуха, как это описано ранее, может привести к равномерному расширению всей окружности наружного корпуса 12 и чрезмерному увеличению, таким образом, зазоров в вершине лопаток в верхней части турбомашины.

Изобретение дает решение этой проблемы, а также ранее отмеченных проблем, устраняя средства отбора горячего воздуха 50 на компрессоре высокого давления и заменяя их первыми средствами электрического нагрева верхней части наружного корпуса 12, которые управляются независимо от вторых средств электрического нагрева нижней части наружного корпуса 12. Электрический нагрев наружного корпуса 12 признается более быстрым и, таким образом, более оперативным, чем нагревание путем воздействия горячего воздуха и не приводит к снижению эксплуатационных характеристик компрессора высокого давления турбомашины.

Первые и вторые средства электрического нагрева 60 верхней и нижней части наружного корпуса 12 установлены рядом с выступами 44 кольца 28, как это изображено на фиг.3, и могут быть линиями резистивного типа.

Предусмотрены автономные средства управления первыми и вторыми средствами электрического нагрева 60, которые сопряжены с системой регулирования таким образом, чтобы автономно управлять нагреванием нижней и верхней частей наружного корпуса 12, что позволяет решить проблему повторного запуска в горячем состоянии турбомашины, как это более детально разъяснено ниже.

Охлаждение наружного корпуса 12 осуществляется при помощи средств охлаждения путем воздействия воздуха, как это описано ранее, т.е. посредством линии 48 отбора воздуха на четвертой ступени компрессора высокого давления; причем этот воздух подается в распределительные устройства с множеством отверстий 46 и выбрасывается в направлении выступов 44 кольца 28. В отличие от предшествующего уровня техники средства охлаждения могут содержать клапан 61, импульсно управляемый при помощи средств управления 63, соединенных с системой регулирования.

Фиг.4 представляет собой график, отображающий пунктирной линией изменения мощности средств электрического нагрева нижней части турбомашины во время повторного запуска в холодном состоянии, а сплошной линией - во время повторного запуска в горячем состоянии.

Для исключения контактов в вершинах лопаток в нижней части турбомашины во время повторного запуска в горячем состоянии средства электрического нагрева нижней части кольца 28 приводятся в действие на полную мощность 62, что позволяет осуществить расширение кольца и увеличить, таким образом, зазоры в вершине лопаток в этой части. В это же время средства электрического нагрева верхней части кольца 28 выключаются, поскольку зазоры в вершинах лопаток 16 в этом месте являются достаточными, как это было разъяснено ранее, что исключает увеличение зазоров в вершине лопаток в верхней части, которая может ухудшить эксплуатационные характеристики турбомашины.

После запуска в горячем состоянии и в начале фазы наращивания режима работы турбомашины средства электрического нагрева нижней части временно снабжаются приблизительно на 50% их максимальной мощности 64, что исключает увеличение зазоров вследствие быстрого расширения наружного корпуса 12, которое обусловлено эффектом совместного электрического нагрева и повышения температуры газов в первичном потоке вследствие усиления режима работы.

Электрическая мощность затем постепенно вновь возрастает 66 до достижения приблизительно 75% максимальной мощности 68 для корректировки зазоров в вершинах лопаток вследствие постепенного расширения диска ротора турбины высокого давления.

Изобретение также применимо во время запуска в холодном состоянии турбомашины (фиг.4). В этом случае средства электрического нагрева нижней части приводятся в действие на полную мощность в течение короткого периода времени 70 (обычно 3 секунды) до установления режима замедления на земле, после которого их мощность снижается с 72 до 50% максимальной мощности. Действительно, в течение периода замедления на земле не представляется необходимым существенно расширять нижнюю часть наружного корпуса, поскольку ротор турбины высокого давления не смещен по центру внутри наружного корпуса 12.

В начале наращивания режима работы турбомашины после запуска в холодном состоянии средства электрического нагрева нижней части временно выключаются 74 для исключения быстрого расширения наружного корпуса, как это было разъяснено выше касательно наращивания режима работы после повторного запуска в горячем состоянии.

Электрическая мощность затем постепенно вновь увеличивается 76 до достижения приблизительно 75% максимальной мощности 68 для корректировки зазоров в вершине лопаток вследствие постепенного расширения диска ротора турбины высокого давления.

Средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса 12 приводятся в действие на полную мощность 78 перед снижением режима работы на фазе полета на крейсерской скорости, независимо от того, была ли турбомашина повторно запущена в холодном или горячем состоянии. Это исключает очень быстрое сжатие наружного корпуса и позволяет его удерживать при достаточной температуре в течение времени, необходимого для уменьшения радиальных размеров подвижных лопаток, обусловленного снижением температуры вследствие снижения режима работы.

Во время фазы полета на крейсерской скорости 80 средства электрического нагрева выключаются и только средства охлаждения путем воздействия воздуха приведены в действие, а клапан установлен в положение «открыто».

Таким образом, с изобретением представляется возможным иметь средства охлаждения путем воздействия воздуха, которые работают только на фазе полета на крейсерской скорости и на основе способа импульсного функционирования, который очень прост в практической реализации.

1. Турбомашина, содержащая средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), содержащая средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого на ступени компрессора высокого давления турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), а также импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления первыми средствами и вторыми средствами электрического нагрева (60).

2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что средства (48, 46) охлаждения путем воздействия воздуха содержат кольцо (28), удерживаемое наружным корпусом (12) и содержащее аксиально отстоящие друг от друга выступы (44), между которыми установлены распределительные устройства (46) с множеством отверстий выхода воздуха, отбираемого на компрессоре высокого давления.

3. Турбомашина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что средства отбора воздуха (48) на компрессоре высокого давления содержат клапан (61) открывания и закрывания подачи воздуха на наружный корпус (12).

4. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что охлаждающий воздух отбирается на четвертой ступени компрессора высокого давления и его расход составляет порядка 0,7% общего расхода воздуха в компрессоре.

5. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что средства электрического нагрева (60) содержат резистивные линии, установленные на наружном корпусе (12) на его верхней и нижней частях.

6. Турбомашина по п.2 или 5, отличающаяся тем, что резистивные линии установлены рядом с выступами (44) кольца (28), удерживаемого корпусом (12).

7. Способ регулирования зазоров в вершине лопаток турбины высокого давления в турбомашине по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что он содержит этапы, на которых во время повторного запуска в горячем состоянии турбомашины приводят в действие на полную мощность средства (60) электрического нагрева нижней части корпуса (12) турбины высокого давления и отключают средства нагревания (60) верхней части данного корпуса.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что в начале фазы нарастания режима работы турбомашины вслед за запуском в горячем состоянии мощность средств электрического нагревания (60) нижней части временно падает приблизительно до 50% максимальной электрической мощности, затем электрическая мощность увеличивается до приблизительно 75% максимальной электрической мощности.

9. Способ по п.7 или 8, отличающийся тем, что он содержит этап, на котором приводят в действие, во время запуска турбомашины в холодном состоянии, средства (60) электрического нагревания нижней части наружного корпуса (12) при мощности, равной 50% их максимальной электрической мощности.

10. Способ по п.9, отличающийся тем, что в начале фазы нарастания режима работы турбомашины после запуска в холодном состоянии средства (60) электрического нагрева нижней части временно выключают, а затем вновь приводят в действие с мощностью, равной 75% их максимальной электрической мощности.

11. Способ по п.7, отличающийся тем, что средства (60) электрического нагрева нижней части наружного корпуса приводят в действие на полную мощность перед понижением режима работы турбомашины на фазе полета на крейсерской скорости.

12. Способ по п.7, отличающийся тем, что он содержит этап, на котором выключают, во время фазы полета на крейсерской скорости, все средства электрического нагрева наружного корпуса и приводят в действие средства охлаждения путем воздействия воздуха.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД. Турбина газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины.

Газотурбинный двигатель содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и обдува статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью.

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

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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.

Турбина высокого давления содержит наружный корпус, распределитель, лопастное колесо, узел, образующий кольцо и размещенный по окружности вращающихся лопастей, устройство для регулирования радиального зазора между законцовками вращающихся лопастей и кольцом, а также кольцевую опору и кольцевой амортизирующий элемент.

Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним.

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу. Выходной зацеп обращен к выходу и размещен в выходной канавке кольца, открытой к входу. Между входным и выходным зацепами сформирована полость повышенного давления, запитываемая охлаждающим газом. На входе входного зацепа расположены средства подачи охлаждающего газа для охлаждения входного зацепа, а на выходе выходного зацепа - средства подачи охлаждающего газа для охлаждения выходного зацепа. Средства подачи охлаждающего газа выполнены с возможностью подачи охлаждающего газа без прохождения через указанную полость повышенного давления. Еще одно изобретение группы относится к узлу, состоящему из указанного выше устройства и кольца турбины, содержащего входную канавку, открытую к выходу, и выходную канавку, открытую к входу. Входная и/или выходная канавки имеют контактную поверхность искривленной формы для контакта с соответствующим зацепом. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанное выше устройство крепления или упомянутый узел, а также к турбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет обеспечить постоянство формы зацепов независимо от режима работы турбины, а также повысить их надежность. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования радиального зазора в турбине. 1 ил.

Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки. Клапан, расположенный в воздушном канале, открывается для охлаждения бандажа турбины во время фазы с высоким числом оборотов (TO+CL), соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов (CR), сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета. Изобретение также относится к системе, реализующей такой способ. Технический результат изобретения - упрощение системы регулирования и снижение ее массы. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3). Кольцевая обечайка (7) выполнена с направленными к оси (8) статора компрессора выступами (9). Радиальный фланец (14) крепления внутреннего корпуса (3) к заднему упругому коническому фланцу (6) выполнен с вырезами со стороны кольцевой обечайки (7). Обращенная к оси (8) компрессора поверхность (17) выступов (9) кольцевой обечайки (7) выполнена эквидистантной поверхности вырезов радиального фланца (14). Отверстия (10) подачи воздуха расположены на выступах (9) кольцевой обечайки (7). Задний упругий конический фланец (6) выполнен с внешним осевым кольцевым ребром, снабженным радиальными каналами, расположенными напротив выступов (9) кольцевой обечайки (7). Предложенное изобретение позволяет повысить экономичность компрессора путем повышения эффективности обдува внутреннего корпуса компрессора охлаждающим воздухом. 3 ил.

Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7). Корпусы соединены между собой упругими элементами. В отверстиях (7) кольцевой обечайки (6) установлены сопла (8), выходной срез (9) которых направлен к поверхности (10) внутреннего корпуса. Присоединительный фланец (11) внутреннего корпуса выполнен с отверстиями (13) под болты (14) резьбовых соединений и открытыми к кольцевой обечайке (6) вырезами (15) между отверстиями (13). Отношение расстояния Т в окружном направлении между выходными срезами (9) сопел (8) к расстоянию Н в окружном направлении между центрами отверстий (13) под болты (14) резьбовых соединений равно 0,7-2,5. Путем повышения эффективности охлаждения внутреннего корпуса за счет минимизации расстояния между выходом из сопла и охлаждаемой поверхностью внутреннего корпуса повышается коэффициент полезного действия компрессора высокого давления. 2 ил.

Способ управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу. Способ содержит этап, на котором определяют период останова (t) авиационного двигателя согласно температуре (T495(t)), измеренной датчиком температуры, включающим в себя чувствительный элемент, расположенный в свободном пространстве авиационного двигателя и модели зависящего от времени изменения указанной температуры с течением времени во время простоя авиационного двигателя на земле. Техический результат изобретения - повышение точности управления зазором. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Настоящее изобретение относится к картеру (30) турбины летательного аппарата, предназначенному для установки на нем блока секций кольца (28), которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, содержащему средства динамического регулирования радиального положения секций кольца (28), радиальную входную лапку (38), которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30) и выходную радиальную лапку (40), которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), при этом по меньшей мере входная радиальная лапка (38) выполнена как одно целое с картером (30) и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца (28). Достигается уменьшение веса картера и ограничивается риск утечек. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с рабочими колесами биротативного вентилятора. Лопатки переднего и заднего рабочих колес биротативного вентилятора выполнены поворотными вокруг радиальной оси, подпорные биротативные ступени на выходе выполнены с диффузорным каналом, первая лопатка внешнего ротора биротативной турбины выполнена с выпуклыми на продольном разрезе газотурбинного двигателя в осевом направлении входной и выходной кромками, а лабиринтное уплотнение между внешним ротором и статором биротативной турбины выполнено с внутренним и с внешним ярусами, с промежуточной воздушной полостью между ярусами, соединенной на входе с промежуточной ступенью компрессора, и оснащено системой активного управления радиальным зазором внешнего яруса уплотнения. Позволяет повысить надежность, экономичность и снизить вес газотурбинного двигателя. 4 ил.

Турбинная система (102) и способ регулирования зазоров (108) в турбине (102). Система может содержать по меньшей мере одну лопатку (104) турбины, корпус (106), окружающий указанную по меньшей мере одну лопатку (104), термоэлемент (110), расположенный по меньшей мере частично около корпуса (106) турбины, охлаждающую систему (307), находящуюся в сообщении с термоэлементом (110), и контроллер (112), находящийся в сообщении с охлаждающей системой (307) и термоэлементом (110). Контроллер (112) может быть выполнен с возможностью контролирования расширения или сжатия корпуса (106) турбины путем нагревания или охлаждения по меньшей мере части корпуса (106) турбины термоэлементом (110), а также путем регулирования охлаждающей системы (307) с обеспечением регулирования зазора (108) между указанной по меньшей мере одной лопаткой (104) турбины и корпусом (106) турбины. В предложенной турбинной системе обеспечивается более точное управление рабочим зазором между лопатками и корпусом турбины, в результате чего повышается эффективность работы турбинной системы в переходных режимах, а также обеспечивается дополнительное повышение надежности и безопасности эксплуатации турбинной системы в режиме работы с полной нагрузкой. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-12-27 2014-12-26T19:24:46
Наверх