Узел промежуточного корпуса газотурбинного двигателя

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения. В узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины. Техническим результатом является снижение потерь давления в камере сгорания и повышение КПД газотурбинного двигателя. 3 ил.

 

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения.

Наиболее близкой к заявленной конструкции является конструкция газотурбинного двигателя, содержащая промежуточный корпус, расположенный между компрессором и турбиной (патент №2626180, МПК F23R 3/60, опубл. 24.07.2017). Корпус снабжен боковыми патрубками, на которых размещены трубчатые камеры сгорания. Внутренняя полость корпуса является воздушным каналом, по которому поступает воздух после компрессора к камерам сгорания и в ней же размещены газосборники - каналы, по которым газ от камер сгорания поступает к турбине.

Недостатком данной конструкции является то, что течение воздуха во внутренней полости корпуса происходит не организованно с повышенными потерями давления из-за возникновения срывных вихреобразных зон, возникающих вследствие загромождения канала плохо обтекаемыми газосборниками. Это приводит к повышенным потерям полного давления в камере сгорания и, следовательно, к понижению КПД ГТД.

Техническим результатом, на достижения которого направлено изобретение, является снижение потерь давления в камере сгорания и повышение КПД газотурбинного двигателя.

Технический результат достигается тем, что в узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.

Заявляемое решение поясняется чертежами, на которых изображены: фиг. 1 - продольный разрез узла промежуточного корпуса; фиг. 2 - сечение А-А; фиг. 3 - сечение Б-Б.

Узел промежуточного корпуса ГТД (фиг. 1) предназначен для транспортировки воздуха от компрессора к выносной камере сгорания через выпускной канал 1 и газа от выносной камеры сгорания к турбине через впускной канал 2. Он расположен между компрессором и турбиной и соединен с ними соответственно фланцами 3 и 4.

Канал 1 образован наружной 5 и внутренней 6 кольцевыми обечайками и торцевой наклонной стенкой 7. Входной участок канала 1 выполнен в виде диффузора, образованного наружной обечайкой 5 и внутренней стенкой 8. В нижней части диффузора расположен разделитель потока 9, благодаря которому поток делится на две равные части. Для организации целенаправленного движения воздуха к патрубку 10 в диффузоре установлены направляющие пластины 11 и 12, ориентированные радиально и закрученные в противоположные стороны.

Канал 2 образован наружной 13 и внутренней 14 стенками и обечайкой 5. Он имеет кольцевую форму и снабжен двумя патрубками 15, подводящими газ от выносной камеры сгорания.

В результате, кольцевой канал 1 подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания, благодаря наклону задней торцевой стенки 7, имеет переменную площадь, при этом наибольшую площадь канал имеет в месте расположения выходного патрубка 10. Благодаря наличию в диффузоре канала 1 разделителя потока 9 и направляющих пластин 11 и 12, снижаются гидравлические потери давления, за счет организации целенаправленного потока воздуха с постоянной скоростью. При этом кольцевой канал подвода воздуха к выносным камерам сгорания 1 расположен внутри кольцевого канала 2 подвода газа от выносных камер сгорания к турбине. Благодаря чему воздух в нем дополнительно подогревается, из-за чего снижаются тепловые потери давления воздуха, так как происходит уменьшения интенсивности тепло- и массообменных процессов между воздухом и газом в жаровой трубе камеры сгорания.

Таким образом, данное техническое решение позволяет снизить потерь давления в камере сгорания и повысить КПД газотурбинного двигателя.

Узел промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, отличающийся тем, что кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к пористым структурам с заданным коэффициентом Пуассона. Раскрыта ауксетическая структура, содержащая первый слой и второй слой, при этом первый слой определяет множество первых отверстий, выполненных согласно первому рисунку, и это множество первых отверстий обеспечивает первую пористость; и второй слой, определяющий множество вторых отверстий, выполненных согласно второму рисунку, обеспечивающему вторую пористость.

Изобретение относится к пористым материалам и ячеистым твердым телам с заданными анизотропными коэффициентами Пуассона. Раскрыты ауксетические структуры, низкопористые ауксетические листы, системы и устройства с ауксетическими структурами, а также способы использования и способы изготовления ауксетических структур.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для создания потока перегретого водяного пара за счет сжигания водород-кислородной смеси в паровой среде. Может использоваться в ракетных двигателях, циклах комбинированных и паротурбинных энергетических установок.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для перегрева водяного пара при организации рабочего процесса паровых, парогазовых энергетических установок и газоперекачивающих агрегатов.

Изобретение относится к устройствам камер сгорания газотурбинных двигателей и установок. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для сжигания топливно-воздушной смеси, преимущественно камерам сгорания ГТД. .

Изобретение относится к вспомогательным элементам турбомашин. Направляющий кронштейн для направления по меньшей мере одного элемента (20) удлиненной формы проходит в продольном направлении между двумя концами.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям статоров турбореактивных двигателей. Конструкции корпуса имеет обечайку, окружающую двигатель, содержащую множество секторов (12A,12B), множество радиальных стоек (14), каждая из которых установлена между двумя смежными секторами обечайки и содержит основание (14A).

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 машиностроения и предназначено для автоматизированного измерения фактической минимальной площади проходного сечения проточной части межлопаточных каналов сопловых аппаратов турбин, роторов компрессоров.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей.

Ступень диафрагмы паровой турбины, содержащая самовыравнивающийся разветвитель (110, 610, 710) потока. В одном варианте выполнения предложен разветвитель (120, 220, 320, 420, 520, 620, 720) потока паровой турбины, который имеет центральную часть (122) и две торцевые части (124, 224, 324, 424, 524) и содержит делитель (160) потока, расположенный в центральной части (122), и захват (162, 262, 562), проходящий, по существу, в радиальном наружном направлении и расположенный вблизи по меньшей мере одной из двух торцевых частей (124, 224, 324, 424, 524), причем указанный захват (162, 262, 562), проходящий по существу в радиальном наружном направлении, выполнен с обеспечением размещения в нем выступа (142) соплового аппарата (140), и паз (200), расположенный в разветвителе потока паровой турбины, выполненный с возможностью размещения уплотнения (210) для предотвращения протечки текучей среды через поверхности взаимодействия между разветвителем и выступом (142) соплового аппарата (140).

Изобретение относится к статору с лопатками, осевому компрессору для осевой турбомашины и осевой турбомашине. Статор содержит по меньшей мере одну цилиндрическую стенку (28, 30, 34, 36) для формирования кольцевого потока (18), ряд лопаток (26), проходящих радиально от цилиндрической стенки (28, 30, 34, 36), и устройства для нагнетания давления в камеру(48), сообщающиеся с кольцевым потоком (18).

Система отбора рабочей текучей среды от внутреннего объема турбомашины содержит обойму лопаток, содержащую кольцеобразную направляющую, и множество лопаточных устройств, каждое из которых содержит полку, лопаточный элемент, установленный на полку, и хвостовик, установленный на кольцеобразной направляющей.

Турбина содержит наружный кожух, внутренний кожух и трубу впуска пара, содержащуюся между наружным кожухом и внутренним кожухом, чтобы передавать пар к внутреннему кожуху.

Газовый канал для газовой турбины образован концентрическими внутренним и охватывающим его на расстоянии наружным корпусами. Внутренний корпус и наружный корпус взаимосвязаны посредством множества радиальных поддерживающих стоек.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям наземного и авиационного применения. В узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины. Техническим результатом является снижение потерь давления в камере сгорания и повышение КПД газотурбинного двигателя. 3 ил.

Наверх