Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины двигателя ал-31стн и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата ц1-16л/76-1,44

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 с двигателем АЛ-31СТН как способ снижения температуры воздуха между корпусом силовой турбины двигателя АЛ-31СТН и внутренним корпусом улитки ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 в системе отвода продуктов сгорания. Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины газотурбинного двигателя и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата заключается в том, что демонтируют плавающее кольцо, установленное между внутренним корпусом улитки и коническим корпусом силовой турбины газотурбинного двигателя, и за счет смещения корпуса улитки увеличивают зазор между коническим корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки, чем увеличивают воздухообмен в полости между коническим корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки, созданный эжекцией продуктов сгорания. Достигается повышение надежности работы силовой турбины двигателя АЛ-31СТН за счет исключения коксования масла. 5 ил.

 

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц1-16Л/76-1,44 (далее по тексту ГПА) в составе с газотурбинным двигателем АЛ-31СТН (далее по тексту ГТД) в условиях компрессорных станций.

Недостатком существующей конструкции является нагрев корпуса силовой турбины ГТД до высокой температуры (свыше 260°С), что, в свою очередь, приводит к перегреву масла в задней опоре силовой турбины, ухудшению его физико-химических показателей, потере уплотнительных свойств резиновых колец в масляной полости задней опоры силовой турбины и образованию коксовых отложений. Образовавшиеся при перегреве масла продукты коксования скапливаются в сетчатых фильтрах блока откачивающих насосов задней опоры силовой турбины. В связи с засорением сетчатых фильтров происходит переполнение опоры маслом, что приводит к отсутствию возможности эксплуатации модуля силовой турбины ГТД. Полное удаление продуктов коксования возможно только при разборке силовой турбины в условиях завода - изготовителя. Ранее данный недостаток в условиях компрессорных станций не устранялся, сведения о подобных технических решениях в известных источниках из области техники отсутствуют.

Задачей изобретения является повышение надежности работы силовой турбины ГТД за счет исключения коксования масла.

Технический результат - снижение температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины ГТД и внутренним корпусом улитки ГПА до нормативной.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается путем обеспечения расхода воздуха между коническим корпусом силовой турбины ГТД и внутренним корпусом улитки ГПА за счет увеличения зазора между корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки и демонтажа плавающего кольца, соединяющего конический корпус силовой турбины и внутренний корпус улитки ГПА.

На фиг. 1 представлена конструкция силовой турбины. На фиг. 2 представлено плавающее кольцо 5, установленное между внутренним корпусом улитки 8 и корпусом подшипника задней опоры силовой турбины 9, а также радиальный зазор - Δ1.

На фиг. 3 представлены элементы ГТД, обеспечивающие осевой зазор у между внутренним корпусом улитки 8 и внутренней проточной частью силовой турбины 7, а также радиальный зазор - Δ2 между этими элементами, необходимый для организации воздушного потока.

Предложенный способ реализуется следующим образом: с конического корпуса силовой турбины 1 демонтируется перегородка отсеков 2, промежуточный вал 3, полумуфта двигателя 4 и плавающее кольцо 5. За счет смещения корпуса улитки, между коническим корпусом силовой турбины 1 и внутренним корпусом улитки 8 выставляется зазор между этими элементами (радиальный зазор - Δ2), с помощью которого увеличивается воздухообмен, созданный эжекцией продуктов сгорания 6 газотурбинной установки.

На фиг. 4 представлена линейная зависимость температуры воздуха в полости силовой турбины ГТД и времени работы ГПА до реализации данного способа.

На фиг. 5 представлена линейная зависимость температуры воздуха в полости силовой турбины ГТД и времени работы ГПА после реализации данного способа.

Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины газотурбинного двигателя и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата, заключающийся в том, что демонтируют плавающее кольцо, установленное между внутренним корпусом улитки и коническим корпусом силовой турбины газотурбинного двигателя, и за счет смещения корпуса улитки увеличивают зазор между коническим корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки, чем увеличивают воздухообмен в полости между коническим корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки, созданный эжекцией продуктов сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройству охлаждения корпуса турбины газотурбинного двигателя, содержащему множество коллекторов (16’), выполненных с возможностью нагнетания воздуха на корпус турбины.

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в системах охлаждения авиационных многоконтурных газотурбинных двигателей. Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки содержит многосекционный кольцевой рекуперативный теплообменник, размещенный в потоке охлаждающего воздуха проточной части второго контура газотурбинной установки и состоящий из механически связанных между собой унитарных секций с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха из проточной части первого контура, равномерно расположенных по площади поперечного сечения проточной части второго контура и представляющих собой пучок полых трубчатых теплообменных элементов, выполненный за одно целое, расположенный вдоль проточной части второго контура и сообщенный с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха.

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в системах охлаждения авиационных многоконтурных газотурбинных двигателей. Система охлаждения многоконтурной газотурбинной установки содержит многосекционный кольцевой рекуперативный теплообменник, размещенный в потоке охлаждающего воздуха проточной части второго контура газотурбинной установки и состоящий из механически связанных между собой унитарных секций с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха из проточной части первого контура, равномерно расположенных по площади поперечного сечения проточной части второго контура и представляющих собой пучок полых трубчатых теплообменных элементов, выполненный за одно целое, расположенный вдоль проточной части второго контура и сообщенный с каналами подвода и отвода охлаждаемого воздуха.

В изобретении предложена камера сгорания газовой турбины и, в частности, камера сгорания, включающая в себя множество камер сгорания, предназначенных для смешивания и сжигания топлива и воздуха и соединенных между собой пламяпередающим патрубком.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к энергетике. Сборка турбины в турбинном двигателе, имеющая внешний корпус, внутренний корпус, кольцевой путь отработанного газа, определяемый между внешней и внутренней стенками пути потока, а также полость выхлопного кожуха турбины.

Изобретение относится к области блочно-модульных газотурбинных установок морского базирования. Теплоизолирующий кожух судового газотурбинного двигателя содержит судовой газотурбинный двигатель с повернутым относительно оси двигателя выхлопным конфузорным патрубком с выхлопным срезом на уровне основания выхлопной трубы, входной вентиляционный патрубок, выходной патрубок кожуха, соединенный.

Объектом изобретения является способ контроля вентиля в газотурбинном двигателе, при этом упомянутый вентиль производит переключение в ответ на команду (С), переданную в определенный момент (t0), при этом упомянутый способ содержит этап (Е2) вычисления первой формы (S1) временного сигнала (S(t)) на основании изменения переменной состояния (Р) упомянутого газотурбинного двигателя, реагирующей на переключение упомянутого вентиля, затем этап (Е6) применения теста сигнатуры переключения вентиля к второй форме (S2) упомянутого сигнала (S(t)), отличающийся тем, что содержит так называемый этап (Е5) десенсибилизации, на котором упомянутую вторую форму (S2) сигнала вычисляют на основании первой формы (S1) сигнала.

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Система управления температурой обоймы лопастей для использования в газотурбинном двигателе. Система управления включает в себя первый источник охлаждающего воздуха, второй источник охлаждающего воздуха, а также систему управления температурой воздуха.

Изобретение относится к силовым установкам с двигателями внутреннего сгорания, в частности с турбопоршневыми двигателями. Техническим результатом является повышение мощности силовой установки и уменьшение температуры газов, уходящих в окружающую среду.
Изобретение относится к энергетике, а именно к системам генерации тепла для систем отопления и электроэнергии. В результате применения изобретения происходит прямое использование тепловой энергии продуктов сгорания топлива при одновременном получении тепла и электроэнергии за счет формирования смешанного потока продуктов сгорания и воздуха в камере смешения эжектора, который на выходе из эжектора имеет давление выше, чем давление воздуха на входе в эжектор.

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства.

Изобретение призвано предложить решение, препятствующее обратному нагнетанию горячего потока в периферическое отверстие, образованное между выпускной трубой и выпускным патрубком выпускного тракта газовой турбины.

Увеличение силы тяги реактивного двигателя достигается увеличением сопротивления отделяемому телу путем дополнительного сопротивления от взаимодействия с поперечно-вставляемым новым телом в виде столба воздуха вместо отработанного, сформированного поперечно-слоистым наполнением освобождаемого пространства воздухом из окружающего пространства по мере ухода отсеченного отработанного тела.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для применения при полетах летательных аппаратов, преимущественно скоростных самолетов в воздушном пространстве.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации ГПА-Ц1-16Л76-1,44 с двигателем АЛ-31СТН как способ снижения температуры воздуха между корпусом силовой турбины двигателя АЛ-31СТН и внутренним корпусом улитки ГПА-Ц1-16Л76-1,44 в системе отвода продуктов сгорания. Способ снижения температуры воздуха в полости между коническим корпусом силовой турбины газотурбинного двигателя и внутренним корпусом улитки газоперекачивающего агрегата заключается в том, что демонтируют плавающее кольцо, установленное между внутренним корпусом улитки и коническим корпусом силовой турбины газотурбинного двигателя, и за счет смещения корпуса улитки увеличивают зазор между коническим корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки, чем увеличивают воздухообмен в полости между коническим корпусом силовой турбины и внутренним корпусом улитки, созданный эжекцией продуктов сгорания. Достигается повышение надежности работы силовой турбины двигателя АЛ-31СТН за счет исключения коксования масла. 5 ил.

Наверх