Газотурбинный двигатель
GAS TURBINE ENGINE

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.