ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен газотурбинный двигатель, в котором воздушные полости подшипниковых опор через механизм переключения отборов воздуха соединены с коллектором пониженного давления воздуха или с коллектором повышенного давления воздуха с возможностью их переключения (патент RU №2324063, F02C 7/06, 7/047, опубл. 10.05.2008 г).
Недостатком известной конструкции является ее пониженная экономичность.
засл.взл.
засл.кр.
засл.взл.
засл.кр.
Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, включающий компрессор и турбину, в которой внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха (патент RU №2439348, F02C 7/12, опубл. 10.01.2012 г.). При этом F/F=3,5, где F - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме; F - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме.
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая экономичность и надежность из-за увеличенных радиальных зазоров между статором и ротором турбины.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности и экономичности газотурбинного двигателя за счет уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором турбины.
Указанный технический результат достигается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем компрессор и двухступенчатую турбину, в которой внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, согласно изобретению содержит компрессор низкого давления, установленный на выходе компрессора, а двухступенчатая турбина снабжена системой обдува внешней поверхности наружного корпуса двухступенчатой турбины, при этом система обдува на входе подключена к механизму переключения потоков воздуха, вход которого соединен с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления.
Установка компрессора низкого давления на выходе компрессора газотурбинного двигателя, а также снабжение двухступенчатой турбины (выше и ниже по потоку газа в проточной части сопловой лопатки второй ступени) системой обдува внешней поверхности наружного корпуса, вход которой подключен к механизму переключения потоков воздуха, на входе соединенному с выходом компрессора и выходом компрессора низкого давления, позволяет минимизировать радиальные зазоры между статором и ротором по рабочим лопаткам первой и второй ступени, а также по сопловой лопатке второй ступени, что повышает КПД турбины и улучшает экономичность газотурбинного двигателя, а также повышает надежность турбины и двигателя за счет снижения температуры газа перед турбиной при заданной тяге газотурбинного двигателя.
Такая конструкция обеспечивает одновременное срабатывание механизма переключения потоков воздуха на обдув корпусов турбины и заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени, что упрощает систему автоматического управления газотурбинным двигателем, повышая его надежность.
На фиг. 1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.
На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2 с компрессором 3 низкого давления, на выходе 4 из которого установлен компрессор 5 газотурбинного двигателя, камера сгорания 6 и двухступенчатая турбина 7, на охлаждение второй сопловой лопатки 8 которой используется охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени 9 компрессора 5, расход которого в зависимости от режима работы двигателя 1 регулируется с помощью заслонки 10 регулирования расхода охлаждающего воздуха.
Турбина 7 (выше и ниже по потоку 11 газа в проточной части 12 турбины 7 сопловой лопатки 8 второй ступени) оборудована системой 13 обдува (струйного) внешней поверхности 14 наружного корпуса 15 турбины 7. Система 13 обдува соединена на входе с механизмом 16 переключения потоков воздуха, который в свою очередь на входе соединен с выходом 4 компрессора 3 низкого давления и с выходом 17 компрессора 5. Система 13 обдува выполнена с возможностью подключения к выходу 17 компрессора 5 на взлетном режиме и возможностью подключения к выходу 4 компрессора низкого давления 3 на крейсерском режиме.
Работа заслонки 10 и механизма переключения потоков 16 синхронизированы между собой по режимам работы газотурбинного двигателя 1, что способствует улучшению экономичности газотурбинного двигателя 1 как за счет уменьшения радиальных зазоров между статором 18 и рабочими лопатками первой 19 и второй 20 ступеней ротора 21 турбины 7, а также между внутренней полкой 22 второй сопловой лопатки 8 и промежуточным диском 23 ротора 21, так и за счет уменьшения отбора охлаждающего воздуха из-за промежуточной ступени 9 компрессора 5.
Работает заявленное устройство следующим образом.
При работе газотурбинного двигателя 1 на взлетном режиме рабочие лопатки первой и второй ступеней 19 и 20 под действием центробежных сил и из-за интенсивного разогрева газовым потоком 11 удлиняются в направлении к статору 18, что могло бы привести к задеванию лопаток 19, 20 о статор 18 и поломке турбины 7. Однако этого не происходит, так как на взлетном режиме работы газотурбинного двигателя 1 механизм 16 подключает выход 17 компрессора 5 к системе обдува 13 внешней поверхности 14 наружного корпуса 15 турбины 7, в результате чего корпус 15 интенсивно обдувается и разогревается горячим воздухом с выхода 17 компрессора 5, что приводит к увеличению радиальных зазоров между статором 18 и ротором 21 турбины 7.
На взлетном режиме из-за повышенных оборотов ротора 21 и увеличенной центробежной силы также увеличивается наружный диаметр промежуточного диска 23, что могло бы привести к задеванию промежуточного диска 23 о внутреннюю полку 22 второй сопловой лопатки 8 и повреждению турбины 7. Однако этого не происходит, поскольку на взлетном режиме с помощью заслонки 10 подается увеличенный расход охлаждающего воздуха из-за промежуточной ступени 9 компрессора 5 на охлаждение второй сопловой лопатки 8, что приводит к уменьшению радиальной длины лопатки 8 и к увеличению радиального зазора между сопловой лопаткой 8 и промежуточным диском 23 турбины 7.
При переходе на крейсерский режим работы газотурбинного двигателя 1 температура газа перед турбиной 7 и обороты ротора 21 уменьшаются, что приводит к уменьшению радиальной длины рабочих лопаток 19, 20 и к увеличению радиальных зазоров между лопатками 19, 20 и статором 18. Для получения максимального КПД турбины 7 и улучшения экономичности газотурбинного двигателя 1 система обдува 13 соединяется механизмом 16 переключения с выходом 4 компрессора 3 низкого давления. В результате обдува холодным воздухом поверхности 14 наружного корпуса 15 турбины 7 радиальные размеры статора 18 уменьшаются, что способствует минимизации радиальных зазоров между статором 18 и ротором 21 и повышению КПД турбины 7.