Двухконтурный газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины. Для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления. Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции двигателя за счет исключения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя, исключения образования кокса на горячих элементах конструкции ротора, а также за счет стабильного охлаждения валов роторов холодным воздухом. Также данное изобретение обеспечивает отсутствие паров масла в системе кондиционирования самолета и в системе жизнеобеспечения летчика. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относятся к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор, используемым для двигателей авиационного назначения или приводов газоперекачивающих агрегатов или энергоустановок и предназначено для предотвращения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя и внутренние полости роторов, что приводит к попаданию паров масла в систему кондиционирования самолета, а также к образованию кокса на горячих элементах конструкции роторов.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины,

/RU №2153590 С1 МПК F02C 7/06 Опубликовано 27.07.2000 г./

Недостатком данного решения является то, что, во-первых, сообщение полости наддува турбины и предмасляной полости турбины через подвижное уплотнение в межвальной зоне предполагает прохождение вдоль валов ротора высокого и низкого давления минимального расхода воздуха, который определяется зазором в подвижном уплотнении. Это может привести к натиранию валов о воздушную среду и как следствие к повышению температуры валов ротора высокого и ротора низкого давления, образующих межвальную зону. Особенно это актуально в случае использования материала валов, который обладает требуемыми прочностными характеристиками, но имеет ограничение по применению при высоких температурах.

Во-вторых, если отсутствует настройка по перепадам давления на клапанах суфлирования компрессора и турбины, которая определяется площадью проходного сечения клапана, то возможны варианты как течения холодного воздуха от компрессора к турбине, так и течения горячего воздуха от турбины к компрессору. Во втором случае это может привести также к перегреву валов, образующих межвальную зону и дополнительно к нагреву масла в масляной полости, поскольку этот горячий воздух из предмасляных полостей через подвижные уплотнения поступает в полости маслосистемы.

Таким образом, нагрев валов ротора высокого и низкого давления и уменьшение их надежности и ресурса возможны за счет натирания вала о воздушную среду при минимальном течении воздуха в межвальной зоне, а также за счет направления течения воздуха в межвальной зоне от опоры турбины к опоре компрессора.

Задача изобретения - повышение ресурса и надежности элементов конструкции валов, а также маслосистемы.

Ожидаемый технический результат - обеспечение расхода воздуха до уровня необходимого для охлаждения валов и гарантированное однонаправленное течение воздуха в межвальной зоне.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины. Для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления.

Объединение в межвальной зоне полости наддува турбины с предмасляной полостью турбины обеспечивает увеличение расхода воздуха, проходящего вдоль валов, поскольку отсутствует дросселирующее устройство, что, в свою очередь, обеспечивает оптимальное температурное состояние валов роторов высокого и низкого давления, которые образуют межвальную зону.

Сообщение выходов клапанов суфлирования компрессора и турбины с областью низкого давления, например для двигателей авиационного назначения с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления, обеспечивает низкое давление в предмасляных полостях компрессоров и турбин, что определяет оптимальный перепад на подвижных уплотнениях, сообщающих предмасляные полости с полостями маслосистемы, что повышает надежность и ресурс самих подвижных уплотнений.

Настройка клапанов суфлирования, а именно выбор отношения газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT в диапазоне от 0,4 до 0,7 обеспечивает перепад давления на клапане суфлирования компрессора больше, чем перепад давления на клапане суфлирования турбины, тем самым давление в предмасляных полостях турбины однозначно становится меньше, чем в предмасляных полостях компрессоров. И, поскольку предмасляные полости компрессоров через подвижные соединения сообщены с полостями наддува, то во всей гидравлической сети подвода воздуха в систему наддува опор происходит уменьшение потерь давления, таким образом, обеспечивается однозначное течение холодного воздуха от опоры компрессора к опоре турбины вдоль межвальной зоны, что обеспечивает охлаждение валов роторов высокого и низкого давления.

Кроме того поступление холодного воздуха в опору турбины, при котором все особо нагретые элементы конструкции турбины оказываются в области подвода холодного воздуха, благоприятно сказывается на условиях работы турбины, а также дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет попадания холодного воздуха через подвижные уплотнения в масляную полость турбины.

Настройка величины отношения газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT в интервале равном 0,4... 0,7, является оптимальным. При установке отношения выше максимального допустимого значения отношения равного (0,7), дальнейшее увеличение эффекта охлаждения валов не достигается, а при значениях отношения минимального, равного (0,4) - устанавливать настройку нецелесообразно, поскольку в этом случае будет повышаться давление в предмасляных полостях компрессоров, и уменьшаться ресурс подвижных уплотнений, сообщающих предмасляные полости компрессоров с полостями маслосистемы.

На рис приведена схема двухконтурного газотурбинного двигателя.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления 1 с опорами 2 и 3, компрессор высокого давления 4 с опорой 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7 с опорами 8, 9.

Двигатель также содержит единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полости наддува 10 и 11 и предмасляные полости 12 и 13 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 14 и предмасляную полость 15 опоры 5 компрессора высокого давления 4, полость наддува 16 и предмасляную полость 17 опор 8 и 9 турбин высокого 6 и низкого 7 давления. При этом предмасляные полости 12, 13, 15 сообщены с одноименными полостями наддува 10, 11, 14 через подвижные уплотнения 18, 19, 20. Также система наддува опор содержит питающий воздуховод 21, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя и сообщенный с клапаном переключения 22, по меньшей мере, с двумя входами 23 и 24, разнесенными вдоль газовоздушного тракта 25, вход 23 сообщен с одной из ступенью компрессора высокого давления 4, вход 24 установлен в газовоздушном тракте 25 за компрессором низкого давления 1.

Полости наддува 10, 11, 14 и 16 воздуховодами 26, 27 и 28 сообщены друг с другом. Полости наддува 10, 11 и 14 через подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с газовоздушным трактом двигателя 25. Воздуховод 28, сообщающий полость наддува 14 компрессора высокого давления 4 и полость наддува 16 турбин 6 и 7, расположен в межвальной зоне 32, образованной валом высокого давления 33 и валом низкого давления 34. Причем в межвальной зоне 32 полость наддува 16 турбин 6 и 7 объединена с предмасляной полостью 17 турбин 6 и 7.

Предмасляные полости 12, 13, 15 и 17 сообщены через подвижные уплотнения 35, 36, 37, 38, 39, 40 с маслосистемой 41, а через воздуховоды 42 и 43 с клапаном суфлирования компрессора 44 и с клапаном суфлирования турбины 45 соответственно, выходы которых сообщены с областью низкого давления. При этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT составляет 0,4…0,7.

Двигатель работает следующим образом:

На режимах запуска и «малого газа», когда частота вращения ротора низкого давления составляет 15…40% от его максимального значения, а частота вращения ротора высокого давления составляет 60…80% от своего максимального значения, на входе в компрессор низкого давления 1 и на входе в компрессор высокого давления 4 создается разрежение относительно атмосферы, при этом давление в маслосистеме 41 соответствует атмосферному. Чтобы не допустить попадание масла в газовоздушный тракт двигателя 25 клапан переключения 22 находится в положении, когда единая централизованная система наддува опор через единый питающий воздуховод 21 сообщена с одной из ступенью компрессора высокого давления 23. В результате чего в питающий воздуховод 21 поступает воздух высокого давления и наддувает полость наддува 11 опоры 3 компрессора низкого давления 1. Далее воздух через воздуховоды 26 и 27 направляется в полость наддува 29 опоры 2 компрессора низкого давления 1 и полость наддува 14 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и через подвижные уплотнения 18, 19, 20 поступает в предмасляные полости 12, 13, 15, а через подвижные уплотнения 29, 30, 31 в газовоздушный тракт двигателя 25 соответственно. Из предмасляных полостей 12, 13, 15 воздух по воздуховоду 42 поступает в клапан суфлирования компрессора 44 и выбрасывается в окружающую среду, а через подвижные уплотнения 35, 36, 37 поступает в полости маслосистемы 41. При этом по воздуховоду 28 воздух от опоры 5 компрессора высокого давления 4 вдоль межвальной зоны 32, образованной валом ротора высокого давления 33 и валом ротора низкого давления 34, направляется в полость наддува 16 опор 8 и 9 турбин 6 и 7, объединенную с предмасляной полостью 17 турбин 6 и 7, где через подвижные уплотнения 38, 39, 40 поступает в полости маслосистемы 41, а по воздуховоду 43 направляется в клапан суфлирования турбины 45 и выбрасывается в окружающую среду.

Настройка клапанов суфлирования 44 и 45 осуществляется таким образом, чтобы перепад давления на клапане суфлирования компрессора 44 был больше, чем перепад давления на клапане суфлирования турбины 45. Эта настройка обеспечивается подбором проходной площади клапанов суфлирования.

В этом случае в предмасляных полостях 12 и 13 компрессора низкого давления 1 и предмасляной полости 15 компрессора высокого давления 4 устанавливается давление выше, чем давление в предмасляной полости 17 турбин 6 и 7, а поскольку предмасляные полости 12, 13 и 15 сообщены через подвижные уплотнения 18, 19 и 20 с полостями наддува 10, 11 и 14, то во всей гидравлической сети снижаются протечки воздуха в газовоздушный тракт 25, а также уменьшаются потери давления наддува опор, что при меньшем давлении в предмасляной полости 17 турбин 6 и 7, объединенной с полостью наддува 16, обеспечивает увеличение расхода воздуха, проходящего по межвальной зоне 32.

Аналогично осуществляется наддув опор на рабочих режимах. При этом клапан переключения 22 находится в положении, когда питающий воздуховод 21 единой централизованной системы наддува опор сообщен с входом 24, установленным в газовоздушном тракте 25 за компрессором низкого давления 1, уровень давления которого достаточен, чтобы обеспечить наддув опор и исключить выброс масла в газовоздушный тракт двигателя 25, поскольку частота вращения ротора низкого давления и частота вращения ротора высокого давления выравниваются и составляют 90…100% от максимальных значений и нет разрежения на входе в компрессор низкого давления 1 и компрессор высокого давления 4. При этом воздух, который поступает в питающий воздуховод 21 и далее в полости наддува 10, 11, 14и 16 достаточно холодный, что обеспечивает прохождение холодного воздуха вдоль межвальной зоны 32 и охлаждение валов 33 и 34 роторов высокого и низкого давления, а также обеспечивает поступление этого воздуха в предмасляную полость 17 турбин 6 и 7, а через подвижные уплотнения 38, 39 и 40 в полости маслосистемы 41, где дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет вдува более холодного воздуха.

Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции двигателя за счет исключения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя, исключения образования кокса на горячих элементах конструкции ротора, а также за счет стабильного охлаждения валов роторов холодным воздухом. Также данное изобретение обеспечивает отсутствие паров масла в системе кондиционирования самолета и в системе жизнеобеспечения летчика.

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, отличающийся тем, что в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μкFк к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μтFт составляет 0,4…0,7, где μк - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; Fк - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μт - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; Fт - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины.

2. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой.

3. Двухконтурный газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки, или с градирней, или с пространством устройства очистки отходящих газов, или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды.

Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

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 системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Турбомашина содержит два вращающихся вала и один агрегат для смазки, содержащий насос с корпусом, внутри которого установлен ротор, приводимый в движение посредством одного из упомянутых валов.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и энергетического машиностроения, преимущественно к системам смазки и охлаждения подшипниковых опор газотурбинных двигателей, и может быть использовано для увеличения эффективности смазки и охлаждения подшипников, например, высокотемпературных авиационных газотурбинных двигателей, где применение охлаждения масловоздушной смесью не представляется возможным, вследствие специфичных условий работы, таких как работа в агрессивной газовой среде или применение в спецтехнике, где не допускается попадание масла в проточную полость.

Кольцевая маслосборная крышка агрегата газотурбинного двигателя, выполненная с возможностью расположения вокруг агрегата и с возможностью вращения вокруг оси, содержит сквозные отверстия для радиального прохождения масла за счет центробежного эффекта, а также средства отклонения масла.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, первый подшипниковый узел, второй подшипниковый узел, ступицу компрессора низкого давления. Компрессор низкого давления установлен вдоль оси двигателя.

Объектом изобретения является модуль газотурбинного двигателя, содержащий агрегат, вращающийся вместе с кожухом, при этом упомянутый кожух содержит сквозные радиальные отверстия для прохождения масла, выходящего за счет центробежного эффекта, и средства направления в радиальном направлении наружу масла, выходящего из упомянутых отверстий, и картер, образующий, по меньшей мере, часть смазочной камеры для смазки упомянутого агрегата.

Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя содержит вентилятор, окруженный картером вентилятора, редуктор, вращающий вентилятор, коробку приводов агрегатов, а также коробку отбора механической мощности.

Изобретение относится к области газотурбинной техники и может использоваться в конструкциях двухвальных газотурбинных двигателей авиационного и стационарного назначения.

Изобретение относится к области газовой промышленности и может быть использовано при эксплуатации газоперекачивающего агрегата ГПА-Ц25БД/100-1,35М в составе с газотурбинным двигателем НК-36СТ в условиях компрессорных станций.

Изобретение относится к области машиностроения и двигателестроения и может быть использовано в подшипниковых узлах с консистентной смазкой, например в опорах роторов турбомашин с консистентной смазкой.

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины. Для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления. Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции двигателя за счет исключения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя, исключения образования кокса на горячих элементах конструкции ротора, а также за счет стабильного охлаждения валов роторов холодным воздухом. Также данное изобретение обеспечивает отсутствие паров масла в системе кондиционирования самолета и в системе жизнеобеспечения летчика. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх