Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость. Полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления, и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом. Междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя, и с предмасляными полостями турбин. По предложению газотурбинный двигатель снабжен теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, при этом тракт охлаждающего воздуха своим входом сообщен с источником низкого давления, а выходом с газовоздушным трактом за турбиной низкого давления. Тракт охлаждаемого воздуха своим входом сообщен с источником высокого давления, а выходом через подводящие воздуховоды сообщен и с клапаном переключения наддува и/или с междисковой полостью турбин. Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является известный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость, полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом, междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя и с предмасляными полостями турбин, /RU №2188331 С1 МПК F02C 7/06 Опубликовано 27.08.2002 г./

Недостатком данного решения является то, что для стационарных газотурбинных двигателей, особенно эксплуатируемых в жарких странах, температура наддува опор достаточно высока, и в масляные полости поступает горячий воздух, нагревая не только масло, но и элементы всей масляной опоры, от которых масло нагревается дополнительно. Это может привести к коксообразованию внутри опоры, изменению свойств масла, делающего его непригодным для использования, а также снижает ресурс работы масляных подвижных уплотнений. Увеличенный подогрев масла может приводить к повышению температуры элементов конструкции подшипника, что уменьшает его долговечность. Вследствие этого возникает необходимость частой замены масла, что увеличивает стоимость эксплуатации, а в случае возгорания масла в опоре и уменьшения долговечности подшипника снижается безопасность, надежность и ресурс работы двигателя.

Задача изобретения - обеспечение безопасности эксплуатации двигателя, повышение его надежности и экономичности.

Ожидаемый технический результат - сохранение свойств использованного масла, повышение надежности подшипника и его долговечности, а также исключение появление кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации, что обеспечивает безопасность и повышает ресурс двигателя.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость, полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом, междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя и с предмасляными полостями турбин, по предложению он снабжен теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, при этом тракт охлаждающего воздуха своим входом сообщен с источником низкого давления, а выходом с газовоздушным трактом за турбиной низкого давления, а тракт охлаждаемого воздуха своим входом сообщен с источником высокого давления, а выходом через подводящие воздуховоды сообщен и с клапаном переключения наддува и/или с междисковой полостью турбин. Источником высокого давления может использоваться вторичная зона камеры сгорания или одна из последних ступеней компрессора высокого давления.

Снабжение газотурбинного двигателя теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, обеспечивает снижение температуры воздуха, поступающего в тракт охлаждаемого воздуха от источника высокого давления, на требуемую величину, а сообщение тракта охлаждаемого воздуха с клапаном переключения наддува обеспечивает стабильный наддув опор газотурбинного двигателя холодным воздухом с требуемым высоким давлением на режимах запуска и режимах «малого газа», поскольку эти режимы характеризуются тем, что 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. При этом на входе в компрессор низкого давления и на входе в компрессор высокого давления имеет место разрежение относительно атмосферы, а давление в маслосистеме соответствует атмосферному. Возникают условия для выброса масла в газовоздушный тракт двигателя. Поэтому на данных режимах очень важно иметь стабильный наддув опор воздухом с высоким давлением. Наддув опор более холодным воздухом существенно снижает подвод тепла к элементам конструкции опор газотурбинного двигателя, а также снижает температуру масла в масляных полостях опор за счет того, что в масляные полости через масляные подвижные уплотнения поступает более холодный воздух.

При этом сообщение входа тракта охлаждающего воздуха с источником низкого давления обеспечивает обдув теплообменника более холодным воздухом, что повышает его эффективность.

На рабочих режимах двигателя наддув опор осуществляется от источника низкого давления воздухом с низкой температурой и приемлемым уровнем давления, поскольку частота вращения ротора низкого давления и частота вращения ротора высокого давления выравниваются и составляют 90…100% от максимальных значений и нет разрежения в полостях на входе в компрессор низкого давления и на входе в компрессор высокого давления.

Сообщение тракта охлаждаемого воздуха с междисковой полостью турбин обеспечивает дополнительный наддув опоры турбины более холодным воздухом, при этом все особо нагретые элементы конструкции турбины оказываются в области подвода более холодного воздуха, что благоприятно сказывается на условиях работы турбины, а также дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет попадания более холодного воздуха через масляные подвижные уплотнения в масляную полость турбины.

Выбор в качестве источника высокого давления вторичной зоны камеры сгорания обеспечивает требуемый уровень давления для наддува опор двигателя на режимах запуска и малого газа.

Выбор в качестве источника высокого давления одной из последних ступеней компрессора высокого давления обеспечивает помимо требуемого уровня давления в систему наддува опор, более низкую температуру отбираемого воздуха.

На рисунке показана схема продольного разреза газотурбинного двигателя с централизованной системой наддува и охлаждения опор турбины.

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 и дисками 10 и 11, образующими между собой междисковую полость турбин 12, а также источник высокого давления 13, источник низкого давления 14, клапан переключения наддува 15.

Двигатель также содержит единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полости наддува 16 и 17 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 18 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и полость наддува 19 опор 8 и 9 турбин высокого 6 и низкого 7 давления. Полости наддува 16, 17, 18, 19 сообщены воздуховодами 20, 21, 22, 23 друг с другом и через клапан переключения наддува 15 сообщены питающими воздуховодами 24 и 25 с источником высокого давления 13 и с источником низкого давления 14 соответственно. Система наддува опор содержит также предмасляные полости 26, 27 опор 2, 3 компрессора низкого давления 1, предмасляную полость 28 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и предмасляную полость 29 опор 8, 9 турбины высокого 6 и низкого 7 давления. Предмасляные полости 26, 27, 28, 29 сообщены через подвижные уплотнения 30, 31, 32, 33, 34, 35 с маслосистемой 36, а через воздуховоды 37, 38, 39 с клапанами суфлирования 40 и 41. Полости наддува 16, 17, 18 сообщены с газовоздушным трактом 42 двигателя.

Междисковая полость турбин 12 через подвижные уплотнения 43, 44 сообщена с газовоздушным трактом 42 двигателя, а через подвижное уплотнение 45 с предмасляными полостями турбин 29.

Теплообменник 46 оснащен трактом охлаждающего воздуха 47 и трактом охлаждаемого воздуха 48. При этом тракт охлаждающего воздуха 47 своим входом сообщен с источником низкого давления 14, а выходом с газовоздушным трактом 42 за турбиной низкого давления 7, а тракт охлаждаемого воздуха 48 своим входом сообщен с источником высокого давления 13, а выходом через подводящий воздуховод 49 сообщен с клапаном переключения наддува 15, а через подводящий воздуховод 50 с междисковой полостью турбин 12.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом:

На режимах запуска и режиме «малого газа» клапан переключения наддува 15 находится в положении, когда единая централизованная система наддува опор сообщена питающим воздуховодом 24 с источником высокого давления 13. В этом случае воздух, отбираемый от источника высокого давления 13, направляется в тракт охлаждаемого воздуха 48 теплообменника 46, где благодаря свойствам охладителя - воздуха, отбираемого от источника низкого давления 14 и проходящего через тракт охлаждающего воздуха 47 - температура воздуха от источника высокого давления 13 снижается. Через последовательно установленные подводящий воздуховод 49, клапан переключения наддува 15 и воздуховод 20 воздух поступает в полость наддува 17 задней опоры 3 компрессора низкого давления 1 и далее в предмасляную полость 27, газовоздушный тракт 42 и в воздуховоды 21 и 22. Из воздуховода 21 воздух направляется в полость наддува 16 передней опоры 2 компрессора низкого давления 1 и далее в предмасляную полость 26 и в газовоздушный тракт двигателя 42.

По воздуховоду 22 воздух одновременно подается в полость наддува 18 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и далее в предмасляную полость 28, а также по воздуховоду 23 в полость наддува 19 опоры 8 турбины высокого давления 6 и опоры 9 турбины низкого давления 7. Из полости наддува 19 воздух поступает в предмасляную полость 29 турбин.

Воздух из предмасляных полостей 26, 27, 28, с одной стороны, через воздуховоды 37 и 38 поступает в клапан суфлирования 40 и далее в окружающую среду, из предмасляных полостей 29 через воздуховод 39 в клапан суфлирования 41 и далее в окружающую среду, а с другой стороны, через подвижные уплотнения 30, 31, 32, 33, 34, 35 поступает в маслосистему 36.

Одновременно воздух, отбираемый от источника высокого давления 13 и проходящий теплообменник 46 по тракту охлаждаемого воздуха 48 через подводящий воздуховод 50 поступает в междисковую полость турбин 12 и далее через подвижные уплотнения 43 и 44 направляется в газовоздушный тракт 42, а через подвижное уплотнение 45 в предмасляные полости 29 турбин, охлаждая элементы конструкции турбин и надувая предмасляные полости 29 холодным воздухом. Смешиваясь с воздухом, поступающим из полости наддува 19, этот холодный воздух поступает через подвижные уплотнения 33, 34, 35 в маслосистему двигателя 36. Причем наддув междисковой полости турбин 12 холодным воздухом, проходящим теплообменник 46, осуществляется на всех режимах работы двигателя, что обеспечивает надежный наддув опор 8 и 9 турбин 6 и 7, а также обеспечивает «омывание» холодным воздухом особо нагретых элементов конструкции опор турбин.

Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и как следствие повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость, полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления, и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом, междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя, и с предмасляными полостями турбин, отличающийся тем, что он снабжен теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, при этом тракт охлаждающего воздуха своим входом сообщен с источником низкого давления, а выходом с газовоздушным трактом за турбиной низкого давления, а тракт охлаждаемого воздуха своим входом сообщен с источником высокого давления, а выходом через подводящие воздуховоды сообщен и с клапаном переключения наддува и/или с междисковой полостью турбин.

2. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что источником высокого давления является вторичная зона камеры сгорания.

3. Газотурбинный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что источником высокого давления является одна из последних ступеней компрессора высокого давления.



 

Похожие патенты:

Способ работы газовой турбины с компрессором, турбиной и устройством последовательного сжигания с первым сжигающим устройством, второй горелкой и второй камерой сгорания, смесительной секцией, обеспечивающей смешение разбавленного газа с продуктами сгорания первого сжигающего устройства, выходящими из первой камеры сгорания при работе, второй горелкой и второй камерой сгорания.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может быть использовано для создания авиационно-космической системы горизонтального старта или же для создания самолета, который будет иметь возможность осуществлять кратковременный полет с гиперзвуковой скоростью.

Изобретение относится к газотурбинным установкам с использованием продуктов сгорания в качестве рабочего тела, а именно к парогенерирующим установкам, и может быть использовано в энергетике.

Двигатель // 2674832
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива.

Двигатель // 2669220
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к способу регулирования охлаждения масла и к устройству охлаждения масла в лопаточной машине. Способ регулирования охлаждения масла внутри устройства и устройство охлаждения масла лопаточной машины содержат первый теплообменник, установленный последовательно со вторым теплообменником.

Изобретение относится к энергетике. Устройство управления подачей текучей среды в агрегат (48), такой как теплообменник, содержит распределитель текучей среды, установленный в контуре текучей среды и содержащий золотник, выполненный с возможностью перемещения между двумя положениями, в первом из которых он обеспечивает циркуляцию текучей среды в агрегате, а во втором препятствует циркуляции текучей среды в агрегате.

В изобретении предложены турбокомпрессорные генераторные установки (200, 300), содержащие компрессоры с высокой степенью сжатия и с более чем одним промежуточным охлаждением, и связанные с ними способы.

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.

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 газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость. Полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления, и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом. Междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя, и с предмасляными полостями турбин. По предложению газотурбинный двигатель снабжен теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, при этом тракт охлаждающего воздуха своим входом сообщен с источником низкого давления, а выходом с газовоздушным трактом за турбиной низкого давления. Тракт охлаждаемого воздуха своим входом сообщен с источником высокого давления, а выходом через подводящие воздуховоды сообщен и с клапаном переключения наддува иили с междисковой полостью турбин. Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и, как следствие, повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх