Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, способ активного теплового регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя
TURBINE OF DOUBLE-FLOW GAS TURBINE ENGINE WITH ACTIVE THERMAL CONTROL OF RADIAL CLEARANCE IN TURBINE, METHOD OF ACTIVE THERMAL CONTROL OF RADIAL CLEARANCE IN TURBINE OF DOUBLE-FLOW GAS TURBINE ENGINE

Группа изобретений относится к авиационным газотурбинным двигателям и газотурбинным установкам, а именно к механическим устройствам с тепловым регулированием радиального зазора между концами рабочих лопаток ступени ротора компрессора или турбины и корпусом газотурбинного двигателя.
На различных режимах полетного цикла: запуске, прогреве, рулежке, взлете, наборе высоты, крейсерском режиме, снижении, заходе на посадку, полете по глиссаде, реверсу тяги, останове и при переходе с одного режима на другой и даже при постоянном режиме работы при изменении условий полета радиальные зазоры между концами рабочих лопаток ротора и корпусом газотурбинного двигателя изменяются.
у
л
у
Увеличение радиального зазора на 1% (см. Кузнецов Н.Д., Данильченко П.Д., Резник В.Е. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД. - Гос. комитет РСФСР по делам науки и высшей школы. СГАУ. Учебное пособие. Самара, 1991. - 109 с.) снижает КПД КВД и турбины ВД приблизительно на 2% и увеличивает удельный расход топлива до 7%, снижает коэффициент запаса газодинамической устойчивости ΔK на 3%, а у двигателей с малыми размерами проточной части, например, у двигателя RB. 199, у которого высота лопаток на выходе из КВД h=19 мм, увеличение радиального зазора на 1% приводило к снижению ΔK на 8%.
Выбор величины радиального монтажного зазора, гарантирующей отсутствие задевания рабочих лопаток ротора о статор на всех режимах работы двигателя, не обеспечивает оптимальные максимальные величины радиальных зазоров на режиме с наибольшей наработкой (крейсерском режиме), при которых удельный расход топлива остается экономически приемлем.
Для обеспечения возможности выбора целесообразных величин радиальных зазоров, поверхности статора, образующие эти зазоры, покрывают слоем истираемого материала, применяют сотовые уплотнения.
Авиационные двигатели, находящиеся в эксплуатации, после некоторого периода времени часто подвержены образованию больших зазоров, как засчет истирания перьев лопаток, так и засчет износа истираемого слоя.
Кроме того, радиальные зазоры могут изменяться на переходных и стационарных режимах работы двигателя из-за различных в каждый момент времени величин рабочих и тепловых деформаций этих узлов, возникающих из-за разности их упругих свойств и условий нагружения, скоростей нагрева ротора и статора, определяемых различными теплофизическими свойствами их материалов (теплопроводности, теплоемкости), геометрии, габаритных размеров, различных условий конвективного теплопереноса при обтекании этих узлов, различных коэффициентов теплового линейного расширения их материалов.
На фиг. 1 показан характер изменения тепловых деформаций ступени ротора и статора и изменение радиального зазора в полетном цикле в случае, типичном для ТРД. Фиг. взята из работы (см. Кузнецов Н.Д., Данильченко П.Д., Резник В.Е. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД. - Гос. комитет РСФСР по делам науки и высшей школы. СГАУ. Учебное пособие. Самара, 1991. - 109 с).
На переходных режимах, малом газе, взлетном режиме, крейсерском режиме скорость нагрева тонкостенного статора выше скорости нагрева массивного ротора и тепловая деформация статора на всех этих режимах больше тепловой деформации ротора и радиальный зазор между концами рабочих лопаток ротора и статора на этих режимах увеличивается, что может привести к провалу тяги двигателя на взлете (см. ту же книгу). При переходе от крейсерского режима к малому газу и к останову двигателя скорость охлаждения статора по тем же причинам больше скорости охлаждения ротора и радиальный зазор резко уменьшается и возникает опасность врезания рабочих лопаток в статор двигателя.
Эта опасность еще более усугубляется засчет вытяжки рабочих лопаток и замковой части дисков в поле центробежных сил и упругих деформаций ротора и статора под действием динамических и статических нагрузок.
Отметим, что и при запуске непрогретого двигателя, на начальном этапе запуска, также возникает опасность врезания рабочих лопаток ротора в статор (из-за упругой вытяжки пера лопаток и замковой части дисков под действием поля центробежных сил) и для избежания этой опасности приходится увеличивать величины монтажных радиальных зазоров.
В современных авиационных газотурбинных двигателях эти опасные ситуации преодолеваются тепловым регулированием радиальных зазоров между концами рабочих лопаток ротора и статора. Задача согласования тепловых расширений ротора и статора и связанная с ней задача управления радиальными зазорами является одной из важных задач разработки авиационных ГТД и известно множество примеров успешного их решения. Поэтому ниже приводиться достаточно подробный обзор известных решений этих задач как в конструкциях современных ГТД, так и в патентах.
В современных ГТД применяются два вида теплового регулирования радиальных зазоров в компрессорах и турбинах - пассивное и активное.
Пассивное регулирование осуществляется автоматически без каких-либо сигналов обратной связи и программного управления величинами радиальных зазоров в соответствии с этими сигналами.
Примером применения пассивного теплового регулирования является система охлаждения внутреннего корпуса компрессора ГТД GE90, у которого на одной из промежуточных ступеней компрессора производится отбор охлаждающего воздуха, который поступает в полость, образованную внутренним и внешним корпусами компрессора. Внутренний корпус имеет массивные элементы, расположенные над рабочими лопатками каждой ступени компрессора, к которым болтами крепятся полые сегменты, совмещенные с лопатками направляющих аппаратов и образующие внутреннюю поверхность статора компрессора, покрытую истираемым материалом в местах, образующих радиальные зазоры по концам рабочих лопаток каждой ступени.
Наличие массивных элементов у внутреннего корпуса снижает скорость его нагрева и приближает ее к скорости нагрева ротора. За счет этого снижаются скорости и величины увеличения радиальных зазоров в полетном цикле при разгоне двигателя до малого газа, работе на малом газе, разгоне до крейсерского режима и работе на нем и скорости и величины уменьшения радиальных зазоров при переходе с крейсерского режима на малый газ, работе на малом газе и останове двигателя.
Это повышает КПД компрессора на всех режимах двигателя и снижает интенсивность износа истираемого материала.
Достоинством такого регулирования является простота его осуществления, регулирование радиальных зазоров сразу у требуемого числа ступеней компрессора, а также использование воздуха, охлаждающего внутренний корпус и на другие цели.
К недостаткам такого регулирования относится недостаточная точность поддержания зазоров, так как их величина имеет сложную нелинейную зависимость от режимов работы двигателя и требуется более гибкое реагирование на температурное состояние двигателя. Кроме того, на переходных режимах температура и расход охлаждающего воздуха может иметь неоднозначный характер, определяемый направлением переходного режима - набор или сбрасывание оборотов двигателя.
Холодный воздух, забираемый из первых ступеней компрессора для охлаждения деталей корпуса с целью регулирования радиальных зазоров, оказывается малоэффективным для близлежащих ступеней. Поэтому холодный воздух первых ступеней рационально может быть использован только для наружного обдува корпусных деталей последних ступеней компрессора при условии их надежной герметизации. Наружный обдув отличается повышенной инерционностью, что ухудшает быстродействие системы поддержания минимальных радиальных зазоров. Нерегулируемый наружный обдув может оказаться неэффективным также и потому, что требует большого количества воздуха, отбираемого из проточной части на охлаждение (1,5-2 и более процентов). Такие затраты воздуха на обдув могут оказаться приемлемыми только в случае если воздух после обдува корпуса повторно используется на другие цели, например, на охлаждение турбины, реактивного сопла и т.д.
К числу систем с пассивным регулированием радиальных зазоров относится и устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя (см. патент РФ, МПК F01D 11/24, 2506436 / Е.Г. Стешаков, А.Н. Старцев, Ю.М. Темис, В.В. Новокрещенов, Д.А. Якушев, А.А. Мишаков, С.В. Харьковский. - Опубл. патента 10.02.2014. - http//www/freepatent.ru/patent/2506436) сжатым воздухом, отводимым из компрессора в его внутреннюю полость, где он последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, содержащее кожух, закрепленный на валу, размещенный под дисками ротора, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему уплотнений и щелей между этими дисками и кожухом, отверстий в дисках и выпускных отверстий в кожухе. Вход связан с областью конца компрессора, где температура воздуха в компрессоре максимальна. Уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение горячего сжатого воздуха в кожухе, вдоль полотен дисков к выпускным отверстиям, через которые воздух попадает в кожух, в общем направлении, противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла. Система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что ее совокупное гидравлическое сопротивление меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.
Петлеобразно движущийся более нагретый/холодный, в зависимости от режима работы, сжатый воздух интенсифицирует теплообмен, в результате которого происходит выравнивание температуры по всему полотну дисков. Соответственно происходит увеличение/уменьшение теплового расширения диска и других контактирующих элементов, которое уменьшает/увеличивает радиальные зазоры, оптимизируя их по всему полетному циклу работы двигателя.
Проведенный авторами патента сравнительный анализ результатов расчета изменения радиального зазора у последней 7-ой ступени компрессора в течение полетного цикла, включающего запуск, прогрев, взлет, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, реверс тяги и останов у предложенного компрессора с устройством регулирования радиальных зазоров с наиболее оптимальной системой уплотнений, щелей и отверстий и компрессора без такого устройства при тех же полетных условиях показало существенное полезное уменьшение радиального зазора на первых этапах полетного цикла, включая крейсерский режим, на котором снижение радиального зазора достигает 70%.
Особенно интересны и полезны результаты работы устройства на режимах снижения и полета по кругу, снижения по глиссаде, посадки, реверсе тяги, рулежке и останове двигателя. В случае отсутствия устройства на этапе снижения радиальный зазор снижается до нуля и возникает опасность врезания рабочих лопаток в корпус. В случае компрессора с устройством радиальный зазор по сравнению с зазором на крейсерском режиме даже немного увеличивается, и исключается возможность врезания лопаток.
Можно принять, что в обоих рассмотренных случаях изменения тепловой деформации корпуса происходят по приближенно одинаковым законам. Следовательно, 70-ти процентное снижение радиального зазора при применении предложенного устройства на крейсерском режиме произошло только засчет теплового расширения ротора. Тогда для времени 3000 сек (см. фиг. 5 патента 2506436) тепловая деформация ротора компрессора с предложенным устройством на 0,4 мм больше тепловой деформации ротора компрессора без предложенного устройства. Температура воздуха в проточной части компрессора на режиме снижения и полета по кругу резко падает и происходит охлаждение дисков компрессора. Причем в случае компрессора с предложенным устройством интенсивность охлаждения выше, чем у компрессора без устройства и уменьшение тепловой деформации ротора компрессора с устройством получается на 0, 2 мм больше, чем у ротора компрессора без устройства. Это и подтверждает физическую достоверность результатов расчетов авторов.
На режимах снижения по глиссаде, посадки, реверса тяги, рулежки и останове двигателя диски в случае компрессора с предложенным устройством более прогреты. Здесь происходит частая смена режимов работы компрессора со средними и малыми температурами воздуха в проточной части, но вследствие инерционности системы значение радиального зазора остается некоторым средним, засчет чего исключается опасность врезания рабочих лопаток в корпус.
Несомненными достоинствами устройства по патенту РФ 2506436 является то, что оно способно при оптимальном выборе системы уплотнений, щелей и отверстий адекватно режимам работы полетного цикла обеспечить изменения радиальных зазоров, при которых достигаются безопасность полета, увеличение ресурса и повышении КПД компрессора, а сам выбор этой оптимальной системы осуществляется расчетом.
Это хороший результат с информацией очень полезной для конструкторов турбомашин, однако, здесь может оказаться, что при учете всех факторов, влияющих на величину радиального зазора на режимах потенциально опасных, чреватых врезанием рабочих лопаток, двух десятых зазора может оказаться недостаточным.
Активное тепловое регулирование радиального зазора между статором и ротором типично для современных авиационных ГТД.
В большинстве выполненных конструкций авиационных ГТД для регулирования радиальных зазоров применяются системы, воздействующие на температуру статорных деталей путем управления количеством воздуха, используемого для их обдува. Причем наибольшие успехи достигнуты в ТНД, статоры которых выполняются без локальных геометрических особенностей, вызывающих коробление и потерю концентричности на переходных режимах при обдуве (см. Шустров Ю.М. Авиационные системы кондиционирования воздуха / Ю.М. Шустров, М.М. Булаевский. - М.: Машиностроение, 1978. - 159 с.).
Известна система обдува ТНД двигателя CF6 и турбины ВД двигателя JT9D - 59/70 (см. Кузнецов Н.Д., Данильченко П.Д., Резник В.Е. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД. - Гос. комитет РСФСР по делам науки и высшей школы. СГАУ. Учебное пособие. Самара, 1991. - 109 с.), содержащая воздухозаборник, трубопровод с клапаном, систему струйного охлаждения, выполненную в виде трубопроводов, охватывающих статор, с отверстиями, распределенными по длине трубопроводов, через которые происходит обдув статора, и электросхему, управляющую открытием и закрытием клапана так, что обдув статора включается только на крейсерском режиме на высотах, превышающих ограничения по баростату.
3
Известна система регулирования радиального зазора в КВД двигателя Ефирмы «Пратт - Уитни» продувкой воздуха через статорные детали с двойными стенками (см. ту же книгу), включающая трубопровод, коллектор, место отбора охлаждающего воздуха перед первой ступенью компрессора, перекрываемое клапаном, и место отбора нагревающего воздуха за компрессором, перекрываемое клапаном. Система включает обдув статора охлаждающим воздухом на крейсерском режиме и нагрев статора на переходных режимах.
Известны примеры использования системы охлаждения корпусов статора на переходных режимах работы двигателя для уменьшения радиального зазора и провала тяги (см. Александров А.А. Теплоотдача и гидравлическое сопротивление при обтекании поверхности с развитой шероховатостью в виде сферических углублений / А.А. Александров, В.П. Данильченко, Г.М. Горелов [и др.] // Промышленная техника. АН УССР. - Киев, 1989, т. II, №6. - С. 57-61.).
Примером применения активного теплового регулирования также является система охлаждения внутреннего корпуса компрессора ТРДД ПС - 90А, у которого через отверстие в наружном силовом корпусе компрессора, жестко и герметично по обоим торцам соединенном с внутренним корпусом компрессора, поступает регулируемый положениями «открыто/закрыто» заслонки объем воздуха из второго контура, который регулируется соответственно выполняемому режиму полетного цикла. Попадая в ресивер, образованный наружным силовым корпусом и оболочкой, расположенной внутри корпуса и закрепленной на нем, воздух распределяется по всему кольцу ресивера для равномерного обдува внутреннего корпуса, через равномерно расположенные в оболочке отверстия. На внутреннем корпусе закреплены лопатки направляющих аппаратов и кольцевые сегменты, формирующие радиальные зазоры над рабочими лопатками. Воздух, охлаждающий внутренний корпус, выходит через отверстие, расположенное вне ресивера в наружном силовом корпусе для повторного использования на другие цели.
Рассмотрим работу устройства регулирования радиальных зазоров этого двигателя в течение полетного цикла.
На переходном режиме от запуска двигателя до выхода на режим малого газа изменения радиального зазора невелики и могут не приниматься во внимание. На интервале от малого газа до взлетного режима и при переходе на крейсерский режим заслонка находится в положении «открыто». На крейсерском режиме и при уменьшении оборотов двигателя, при переходе от крейсерского режима на малый газ и до останова двигателя заслонка находится в положении «закрыто».. В результате на этих режимах скорость охлаждения внутреннего корпуса быстрее уменьшается, чем скорость охлаждения ротора, но так, что обеспечивается требуемая величина радиального зазора, исключающая врезание рабочих лопаток во внутренний корпус компрессора.
Известны системы регулирования радиальных зазоров воздействием на ротор.
Серийными зарубежными двигателями с обдувом воздухом дисков ротора КВД являются ГТД CF6 - 80 С2 и PW - 4000 (см. ту же книгу). В конструкции КВД двигателя PW - 4000 на взлетном режиме в полость ротора подается воздух от V ступени КВД через пустотелый направляющий аппарат этой ступени, а на крейсерском режиме - от XI ступени. Причем конструкции КВД этих двигателей имеют следующие особенности:
полотна дисков выполнены тонкими или вовсе отсутствуют (первые ступени КВД CF 6 - 80 С2), что обеспечивает их ускоренный прогрев или охлаждения;
подбор масс ротора и статора сближает их тепловую инерционность;
регулирование радиальных зазоров осуществляется во всех ступенях КВД;
силовые и трактовые кольца компрессора разделены, благодаря чему обеспечивается концентричность;
в соответствии с программой регулирования осуществлению переходных процессов предшествует смена номера ступени, от которой производится отбор воздуха для обдува.
Известны системы регулирования радиальных зазоров воздействием на ротор и статор.
Так у двигателя CFM - 56 - 5 (см. ту же книгу) имеются две системы регулирования радиальных зазоров - система управления радиальными зазорами КВД воздействием на температуру ротора КВД и система управления радиальными зазорами ТНД обдувом воздухом от КВД и вентилятора статора ТНД. У системы управления радиальными зазорами КВД воздух забирается за V ступенью КВД и через трубопровод с клапаном подается в ротор КВД перед направляющим аппаратом I ступени КВД и далее в полость ротора ТНД. У системы управления радиальными зазорами ТНД воздух через трубопроводы с клапанами подается на обдув статора ТНД либо из-за V ступени КВД, либо из-за его последней ступени. К воздуху, отбираемому от компрессора, также через трубопровод с клапаном подмешивается воздух от вентилятора. Управление клапанами осуществляется электронной цифровой системой управления двигателем.
Известен компрессор высокого давления ТРДД с системой активного теплового регулирования радиального зазора между статором и ротором (см. патент РФ 2033563. Компрессор высокого давления турбореактивного двигателя / И.В. Максимов, Н.М. Ошканов, А.И. Тункин. - http://www.ru/patent/203/2033563/html), содержащий внутренний корпус с закрепленными в нем направляющими аппаратами и промежуточными кольцами и охватывающий его наружный корпус, жестко связанный с внутренним корпусом радиальными фланцами, герметичную кольцевую камеру, выполненную между наружным и внутренним корпусами. Кольцевая камера сообщена с проточной частью компрессора жиклерными отверстиями, а патрубки снабжены поворотными заслонками и сообщены с каналом наружного контура двигателя.
Конструкция КВД этого патента принципиально отличается от конструкции КВД двигателя ПС - 90А только наличием жиклерных отверстий во внутреннем корпусе компрессора с расходом, очень малым по сравнению с расходом через проточную часть компрессора. На переходном режиме от малого газа до взлетного режима радиальный зазор уменьшают, как и в двигателе ПС - 90А, за счет подачи охлаждающего воздуха из второго контура, а также в незначительной мере, за счет снижения перепада давления на внутреннем корпусе. При длительной работе на крейсерском режиме заслонки закрыты, и охлаждающий воздух не поступает из второго контура. Засчет утечек воздуха через жиклерные отверстия перепад давления на внутреннем корпусе постепенно становится нулевым и температуры ротора и корпуса выравниваются и радиальный зазор становится минимальным. При переходе на режим малого газа внутренний корпус охлаждается быстрее ротора, радиальный зазор уменьшается и может произойти врезание рабочих лопаток в корпус. Для исключения этой опасности заслонки на этом режиме снова открываются, давление снаружи внутреннего корпуса резко падает до давления во втором контуре, перепад давлений на внутреннем контуре резко возрастает, корпус упруго расширяется, засчет чего увеличивается радиальный зазор.
По нашему мнению, преимущества этого предложения могут быть реализованы при выполнении ряда условий, обсуждаемых ниже.
У авиационных ГТД при работе двигателя на крейсерском режиме радиальный зазор обычно больше монтажного радиального зазора засчет большей, чем у ротора тепловой деформации корпуса и перепада давления на внутреннем корпусе, и без обдува его охлаждающим воздухом из второго контура может недопустимо снизить КПД компрессора.
Реализация предложения патента будет эффективной только в случае, если уменьшение радиального зазора засчет снижения перепада давления на корпусе до нуля будет больше уменьшения радиального зазора засчет охлаждения воздухом из второго контура и таким, что даже при исключении обдува уменьшит радиальный зазор до значения, обеспечивающего приемлемую величину КПД компрессора. Заметим, что в противном случае придется применить обдув. В этом случае эффект от наличия жиклерных отверстий с очень малым расходом воздуха окажется незначительным или даже вредным, так как ведет к снижению КПД компрессора засчет утечек через них воздуха из проточной части компрессора.
При переходе на малый газ быстрое уменьшение радиального зазора засчет быстрого сброса давления снаружи внутреннего корпуса будет только в течение времени этого сброса, затем радиальный зазор начнет уменьшаться засчет поступления охлаждающего воздуха из второго контура.
Поэтому для получения существенного положительного эффекта на этом переходном процессе при использовании предложения патента придется либо жестко ограничить время этого переходного процесса, либо изменить программу управления заслонками.
Заметим, что утверждение авторов патента, что на переходном режиме от малого газа на взлетный режим радиальный зазор уменьшается неточно, по крайней мере, при выполнении тонкостенного внутреннего корпуса компрессора из металлов и сплавов, применяемых в авиадвигателестроении для его изготовления. Оно может соответствовать истине только, если внутренний корпус изготовлен из композиционного материала с небольшим или нулевым коэффициентом теплового линейного расширения материала, что специально не оговорено в патенте.
Примером применения пассивного теплового устройства регулирования радиальных зазоров между рабочими лопатками ротора турбины и статором является двухступенчатая турбина высокого давления (ТВД) двигателя ПС - 90А. Каждая ступень турбины содержит закрепленную на корпусе ТВД массивную кольцевую вставку с сотовым уплотнением, охватывающую с радиальным зазором рабочие лопатки. Лопатки сотового аппарата первой ступени ТВД и ее диск и рабочие лопатки охлаждаются вторичным воздухом из камеры сгорания, обдувающим полотно диска и поступающим внутрь этих лопаток и затем дополнительно все эти лопатки охлаждаются пленкой, создаваемой на поверхности их перьев этим воздухом, поступающим через множество дроссельных отверстий, равномерно распределенных по всей высоте пера лопатки у ее передней кромки.
Ссылка на похожую известную конструкцию устройства регулирования одноступенчатой турбины высокого давления, выполненную в виде кольца, с радиальным зазором охватывающего рабочие лопатки, расположенного внутри упругого элемента и прикрепленного к его вершинам, приведена в описании патента РФ 2503822 (см. ниже).
Однако оба эти решения считаются недостаточными, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.
Известен ряд патентов, предлагающих турбины газотурбинных двигателей с активными устройствами регулирования радиальных зазоров между рабочими лопатками ротора турбины и статором. Важность решаемой проблемы породила за последнее десятилетие большое количество ее запатентованных решений и эти устройства с регулированием радиальных зазоров путем избирательного охлаждения или нагрева элементов статора или ротора выделены даже в отдельный международный патентный класс - F01D 11/24.
Рассмотрим из них только, по нашему мнению, наиболее технически продвинутые.
Так известна турбина высокого давления с усовершенствованной камерой регулирования радиального зазора подвижных лопаток (см. патент РФ 2503822. Турбина высокого давления с усовершенствованной камерой регулирования радиального зазора подвижных лопаток и турбомашина, использующая такую турбину / Ж.А. Доминик (FR), Д. Перу (FR), Ж - Л. Ле Страт (FR), П. Пасьонссаль (FR). Патентообладатель СНЕКМА (FR). - Опубл. патента 10.01.2014. - http://www.freepatent.ru/patents/2503822), содержащая наружный корпус, распределитель, лопастное колесо, узел, образующий кольцо и размещенный по окружности вращающихся лопастей, устройство для регулирования радиального зазора между законцовками вращающихся лопастей и кольцом, кольцевую опору и кольцевой демпфирующий элемент. Распределитель образован рядом направляющих лопаток, а лопастное колесо установлено на его выходной стороне. Устройство для регулирования радиального зазора включает камеру регулирования с кольцевыми камерами, прикрепленную к наружному корпусу, по меньшей мере, в двух местах на расстоянии друг от друга. Камера регулирования охватывает кольцевую опору, которая поддерживает кольцо, охватывающее лопасти с радиальным зазором, и прикреплена к наружному корпусу турбины. Кольцевой демпфирующий элемент одним концом закреплен на кольцевой опоре, а упругими лепестками с заданными упругостью и натягом опирается на входную сторону камеры регулирования
В зависимости от частоты вращения ротора турбины камера регулирования подает нагревающий/охлаждающий сжатый воздух на кольцо, охватывающее лопасти, за счет чего происходит регулирование величины радиального зазора.
Авторы патента указывают, что камера регулирования при работе двигателя подвергается сильным вибрациям, которые гасятся за счет работы сил сухого трения при упругом проскальзывании с трением упругих лепестков по поверхности камеры регулирования.
Заметим, что этот патент устанавливает приоритет только на демпфирующее устройство камеры регулирования, сама камера регулирования предложена в ранее поданной заявителем заявке FR 2865237.
Известен патент DE 4309199 А1, в котором предложен способ изменения температуры индивидуальных колец, охватывающих рабочие лопатки ступеней многоступенчатой турбины при помощи воздуха или другого хладагента или при помощи электрического нагрева за счет индукции.
Известен способ и устройство регулирования зазора у концов лопаток ротора турбины в газотурбинном двигателе (см. патент РФ 2425985, МПК F01D 11/24, MПК F01D 25/10. Способ (варианты) и система регулирования зазора по концам лопаток ротора в газотурбинном двигателе, а также газотурбинный двигатель, содержащий такую систему / Ф. Винсэй (FR). Патентообладатель СНЕКМА (FR). - Опубл. патента 10.08.2011. - http://www.freepatent.ru/patents/2425985).
Предложенный способ регулирования зазора между концами лопаток ротора турбины и кольцом внешнего корпуса турбины, окружающем рабочие лопатки, авиационного ГТД, работающего на всех режимах полетного цикла, заключается в том, что зазор увеличивается за счет нагрева специальным нагревателем внешнего корпуса турбины на кратковременных режимах работы двигателя: режиме малого газа и на режиме с оборотами, превышающими обороты крейсерского режима, или только на одном из этих режимах.
Предложенное устройство регулирования зазора по концам лопаток ротора турбины состоит из двух вертикальных кольцевых стенок, выполненных заодно целое с внешним корпусом турбины, к этим стенкам прикреплены встык друг к другу сегменты, образующие кольцо, охватывающее с зазором рабочие лопатки ступени ротора турбины, нагревателя, выполненного как резистивный элемент, например, в виде листа, охватывающего внешний корпус турбины над кольцом из сегментов, закрепленного на нем, в изоляционном материале, внутри которого, заделан один или несколько проводников, или индукционного контура, составленного из одной или более катушек, заделанных в изоляцию, соединенного с внешним корпусом турбины таким образом, что может создавать с его частью индуктивную связь, или с долей этой части, токоприемник, закрепленный на внешнем контуре турбины, прерыватели, провода, автономную цифровую систему управления и проводку, соединяющую все эти электрические устройства с самолетным генератором переменного электрического тока.
Этот способ и устройство может полезно сработать только на режимах дросселирования двигателя, на которых корпус или корпусы турбины охлаждаются быстрее ее диска, где для предотвращения возможности врезания рабочих лопаток в корпус необходимо его нагревать. На режимах форсирования двигателя нагреватель должен быть выключен и этот способ и устройство не полезное воздействие на радиальный зазор, увеличивающийся за счет нагрева корпуса или корпусов, более быстрого, чем нагрев диска турбины, и КПД турбины может недопустимо снизится на этих режимах.
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту РФ 2435039, МПК F01D 11/24, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой, охватывающей рабочее колесо, и закрепленной на рабочем и внешнем корпусе, и средства регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины.
Недостаток этой турбины - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.
Известен двухконтурный газотурбинный двигатель (см. патент РФ 2511860, МПК F01D 11/24. Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя / Н.Б. Болотин. - Опубл. 10.04.2014. - http://www.freepatent.ru/paterits/2511860), содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую, по крайней мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и, по меньшей мере, один ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, один корпус турбины и кольцевую вставку над рабочим колесом турбины и систему регулирования зазора, отличающийся тем, что статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура, при этом система подачи этого воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером.
Достоинством этого предложения можно считать применение датчиков измерения радиального зазора и регулирование его по командам (программе) бортового компьютера в соответствии с данными о фактической величине радиального зазора, измеряемой датчиками.
Заметим, что во многих ДТРД статор турбины охлаждается воздухом второго контура, а ротор охлаждается воздухом из-за некоторой промежуточной ступени компрессора. Новым в этом предложении является то, что воздух второго контура поступает в полость между внешним и внутренним корпусом турбины порциями, управляемыми бортовым компьютером.
Недостатком этого способа является то, что наружные кольца сопловых аппаратов подвергаются растягивающему воздействию большого перепада давления, равного разности давления перед ступенью турбины и давлением воздуха во втором контуре, что приводит к необходимости увеличения массы этих колец.
Кроме того, по нашему мнению, создать высокоэффективную систему регулирования радиального зазора в турбине на всех режимах полетного цикла только за счет охлаждения ротора турбины воздухом из-за некоторой промежуточной ступени компрессора и регулированного охлаждения ее статора холодным воздухом из второго контура двигателя не получиться из-за того, что на дросселирующих режимах двигателя по вышеописанным причинам потребуются расходы воздуха, охлаждающего ротор турбины, недопустимо снижающие КПД компрессора, или вообще это окажется физически невозможным.
Известна турбина двухконтурного газотурбинного двигателя с регулированием радиального зазора в турбине (см. патент РФ 2519127, МПК F01D 11/24. Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине / Н.Б. Болотин. - Опубл. 10.06.2014. - http://www.freepatent.ru/patents/2519127), содержащая, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, отличающаяся тем, что полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер, датчик измерения радиального зазора и источники СВЧ-излучения, установленные над кольцевой вставкой. При этом датчик и источники соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Причем источники СВЧ-излучения выполнены с возможностью прогревать кольцевую вставку.
В этом патенте предложен также способ регулирования радиального зазора в этой турбине, включающий охлаждение ротора и нагрев статора, отличающийся тем, что измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят включение источников СВЧ-излучения для нагрева кольцевой вставки.
Новым в этом способе является только применение источников СВЧ-излучения для быстрого нагрева кольцевой вставки.
Кроме этого, новым в предложенной конструкции турбины является постановка регулятора расхода в систему, подающую воздух для охлаждения статора турбины, отбираемый на выходе из компрессора, и регулирование расхода этого воздуха по командам бортового компьютера, по сигналам датчиков, измеряющих зазор.
Заметим, что корпус турбины высокого давления, лопатки соплового аппарата, диск, рабочие лопатки ее первой ступени у известных авиационных ГТД охлаждаются воздухом, отбираемым из-за последней ступени компрессора высокого давления (КВД) (вторичным воздухом из камеры сгорания). Температура Tr перед турбиной высокого давления у современных ГТД достигает 1800° K. При таком способе охлаждения диска и рабочих лопаток первой ступени такой турбины, по нашему мнению, при затратах этого воздуха, допустимо снижающих КПД турбины, ни на одном из известных авиационных двигателях не было достигнуто оптимальное управление радиальными зазорами по рабочим лопаткам такой турбины. Т.е. для обеспечения оптимального регулирования, по нашему мнению, потребуются слишком большие расходы воздуха с высоким потенциалом, возможно даже и на крейсерском режиме, и, следовательно, приведет к недопустимому снижению КПД турбины и всего двигателя, в том числе и на этом режиме его работы.
Заметим также, что в настоящее время еще не созданы датчики, измеряющие зазор, способные работать при Тr=1800° K, хотя такая работа ведется.
По нашему мнению, регулирование радиального зазора у турбины по патенту РФ 2511860, МПК F01D 11/24 на режимах форсирования двигателя может оказаться гибче и точнее, чем у этой турбины, а, следовательно, и более эффективным. На режимах форсирования двигателя у турбины по патенту РФ 2519127, МПК F01D 11/24 источники СВЧ-излучения отключены. Кольцевая вставка по патенту РФ 2519127 охлаждается значительно более горячим воздухом, чем кольцевая вставка по патенту РФ 2511860. Кроме того, условия ее охлаждения здесь еще ухудшены расположением источников СВЧ-излучения непосредственно над кольцевой вставкой, что отрицательно сказывается на условиях обтекания ее охлаждающим воздухом. И хотя источники СВЧ-излучения нагреваются быстро, остывают они также медленно, как и другие источники нагрева. Особенно это снижает эффективность способа регулирования радиального зазора у турбины по патенту РФ 2511860, МПК F01D 11/24 на режимах форсирования двигателя при повторной приемистости двигателя, когда источник СВЧ горячий.
Тепловая инерционность турбин газотурбинных двигателей велика и поэтому во многих случаях тепловая инерционность резистивных и индукционных источников нагрева может оказаться вполне подходящей для использования их в системах регулирования радиальных зазоров турбин ГТД.
Конструкции турбин с этими источниками нагрева проще, чем у турбин с источниками СВЧ-излучения, так как эти источники могут питаться от самолетного генератора, а для питания источников СВЧ требуется специальное оборудование. Поэтому применять источники СВЧ целесообразно только в тех случаях, когда применение резистивных и индукционных источников оказывается не эффективным.
Кроме того, общим недостатком патентов РФ: 2425985, 2435039, 2511860, 2519127 является отсутствие в этих предложениях средств эффективного демпфирования возможных колебаний предлагаемой системы регулирования радиальных зазоров.
Разработкой систем теплового активного регулирования радиальных зазоров турбин авиационных ГТД занимаются практически все ведущие авиационные фирмы, разрабатывающие новые конструкции авиационных двигателей. Но в настоящее время ни одна из известных запатентованных конструкций турбин с системой теплового активного регулирования радиальных зазоров со специальными нагревателями не обеспечивает бесспорного преимущества на всех режимах полетного цикла по сравнению с другими предложенными такими системами. По-видимому, это и то обстоятельство, что такие системы в известных предлагаемых случаях предназначены для регулирования радиальных зазоров только одной ступени турбины, пока является одной из причин отсутствия таких систем в конструкциях авиационных ГТД, находящихся в эксплуатации.
Еще раз подчеркнем, что попытки внедрения активной системы регулирования радиальных зазоров турбины ВД оказались пока не особо успешными (см. Данильченко В.П., Лукачев С.В., Копылов Ю.Л. [и др.]. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - Самара, Изд-во СНЦ РАН, 2008. - 619 с).
Поэтому ставится задача предложить конструкции одно и двухступенчатой турбины ВД двухконтурного авиационного двигателя с системой теплового активного регулирования радиальных зазоров, достаточно конструктивно простую, ремонтнопригодную, с возможной быстрой заменой изношенных узлов системы управления радиальными зазорами, с хорошей массовой характеристикой, эффективную на всех режимах полетного цикла, причем такую, эффективность которой на каждом режиме была бы, по крайней мере, не ниже лучшего результата, гипотетически достигаемого на этом режиме каким-либо из известных предложений, и вполне сочетаемую с известными успешно применяемыми на находящихся в эксплуатации и в разработке ГТД турбокомпрессорами с системами управления радиальными зазорами. Причем положение конструктивного элемента регулятора расхода, регулирующего расход охлаждающего воздуха на крейсерском режиме, фиксировалось бы при обесточенном приводе регулятора расхода, и возможные колебания системы регулирования радиальных зазоров эффективно демпфировались, а охлаждающий воздух второго контура после охлаждения кольцевой вставки повторно полезно использовался.
Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя с регулированием радиального зазора в турбине по патенту РФ 2519127, МПK F01D 11/24 по технической сущности наиболее близка к предлагаемой и принята за прототип.
Поставленная задача решается тем, что предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, содержащая одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины с полостями между ними, в которые поступает сжатый воздух из-за последней ступени компрессора высокого давления, и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку, над рабочим колесом турбины, охватывающую с кольцевым радиальным зазором рабочие лопатки ротора турбины, и упруго и герметично скрепленную с деталями, образующими внутренний корпус турбины, нагреватель, охватывающий кольцевую вставку с возможностью ее нагрева, воздухозаборник, регулятор расхода охлаждающего воздуха с приводом, бортовой компьютер и датчики, и нагреватель, привод регулятора расхода и датчики соединены электрическими связями с бортовым компьютером, отличающаяся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой и размещена в полости, отделенной от второго контура двигателя корпусом и вертикальной стенкой, совместно закрепленными на корпусе камеры сгорания, и кольцевая вставка кольцевыми выступами, выполненными на ее боковых сторонах, с натягом закреплена с возможностью теплового расширения в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и фланца, выполненного на внутренней части наружного корпуса ТВД, сопловой аппарат кольцевыми выступами также с натягом закреплен в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и корпуса камеры сгорания, в котором и в вертикальной стенке выполнены равнораспределенные по окружности отверстия, через которые из камеры сгорания поступает вторичный воздух в полости над сопловым аппаратом и кольцевой вставкой, а диск и рабочие лопатки колеса ТВД также охлаждаются вторичным воздухом, закрученным подкручивающим устройством перед поступлением на полотно диска, и наружное кольцо соплового аппарата, кольцевая вставка и внутренняя часть с фланцем наружного корпуса ТВД образуют внутренний герметичный корпус ТВД, кольцевой нагреватель СВЧ, или резистивный, или индукционный состоит из двух отдельных полуколец, выполненных каждое в виде металлического корпуса, внутри которого закреплен нагревательный элемент, и каждое полукольцо нагревателя закреплено на кольцевой вставке с возможностью радиального теплового расширения совместно с кольцевой вставкой и тангенциального теплового расширения относительно кольцевой вставки с помощью байонетного соединения с ней и шпонок, расположенных с натягом в ответных пазах кольцевой вставки и каждого полукольца в его среднем поперечном сечении, в кольцевую вставку диаметрально противоположно с натягом по трубной конической резьбе ввернуты два патрубка - патрубок - воздухозаборник для подвода охлаждающего воздуха из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки и патрубок отвода этого воздуха во второй контур или для охлаждения сопла, или для других целей, и каждый патрубок проходит через отверстие в наружном корпусе ТВД и в корпусной детали, герметично закрепленной на корпусе ТВД, соединение каждого патрубка с этой корпусной деталью уплотнено двумя парами поршневых колец, причем в каждой паре поршневых колец разрезы этих колец расположены диаметрально противоположно, на каждый патрубок навернута опора, или эта опора выполнена заодно целое с каждым из патрубков, и к этой опоре симметрично патрубку контровочными шайбами и винтами крепятся центральные опоры двух рессор, выполненных в виде многослойного пакета, сжатого распределенной нагрузкой, набранного из стальных, каленых или нагартованных, шлифованных лент, изготовленных из нержавеющей стали, покрытых износостойким покрытием, а сами рессоры своими концевыми опорами закреплены во втором контуре на наружном корпусе ТВД, таким образом, что продольная ось пакета располагается перпендикулярно оси двигателя, и при этом за счет упругой деформации пакета создано требуемое усилие упругой дополнительной фиксации кольцевой вставки, и пакет в центральной опоре и двух концевых опорах рессоры закреплен неподвижно с помощью двух заклепок, расположенных по бокам пакета без зазора в полукруглых выемках, выполненных в лентах, либо пакет в концевых опорах закреплен с возможностью смещения его концов вдоль его продольной оси в пределах прямого участка, выполненного в этом случае в центральной части полукруглых выемок, свободный конец патрубка - воздухозаборника со стороны потока воздуха во втором контуре косо срезан, а патрубок отвода воздуха соединен с трубопроводом, на выходе из которого установлен либо нормально открытый, либо нормально закрытый электропневмоклапан, и управление радиальными зазорами выполняется по командам бортового компьютера по способу п. 14 формулы изобретения, либо золотниковый распределитель с электромагнитным приводом, сконструированный так, что положение золотника, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе, причем электромагнитный привод выполнен с защитой от проворачивания и с пружиной возврата, включение и выключение нагревателя, и регулирование интенсивности его нагрева, открытие и закрытие подвода охлаждающего воздуха из второго контура и интенсивность этого подвода происходят по командам бортового компьютера, вырабатываемым программой соответственно сигналам датчиков - датчика оборотов двигателя и баростата по способу п. 13 формулы изобретения, либо датчиков, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам по способу п. 15 формулы / изобретения, и в наружном корпусе второго контура двигателя над расположением рессор выполнены прямоугольные лючки, герметично закрытые крышками, а в наружном корпусе ТВД выполнен патрубок, соединенный трубопроводом с промежуточной ступенью КВД, подающий охлаждающий воздух для охлаждения переднего соплового аппарата турбины среднего давления.
В одноступенчатой ТВД применяется вариант способа по п. 15 формулы изобретения, в котором датчики, измеряющие радиальный зазор, закреплены в кольцевой вставке предлагаемой одноступенчатой ТВД.
Новым и принципиально важным, по нашему мнению, является предложение охлаждения кольцевой вставки воздухом, подаваемым во внутреннюю полость кольцевой вставки, а также использование этого предложения в комбинации с подачей вторичного воздуха из камеры сгорания (КС) в полости над сопловым аппаратом ТВД и над кольцевой вставкой и для охлаждения диска и рабочих лопаток ротора ТВД. Причем первое предложение обеспечивает расширение диапазона управления радиальными зазорами, позволяет более гибко и точно управлять величинами этих зазоров. Использование второго предложения почти полностью разгружает от перепада давлений внутренний корпус ТВД, так как давления воздуха перед рабочим колесом турбины равно давлению в указанных полостях, равно давлению вторичного воздуха (приблизительно равно давлению воздуха за последней ступенью КВД). Это существенно упрощает конструктивное решение задачи обеспечения прочности и герметичности внутреннего корпуса ТВД, позволяет уменьшить массу его деталей, прежде всего массу наружного кольца соплового аппарата.
Заметим, что применение кольцевой вставки, регулируемого отбора охлаждающего воздуха из второго контура и подвод его во внутреннюю полость кольцевой вставки с одновременным подводом вторичного воздуха из камеры сгорания в полость над кольцевой вставкой, нагревателя с регулируемой скоростью и температурой нагрева, компьютера и датчика числа оборотов и баростата и использование их по способу п. 13 формулы изобретения, или датчиков, измеряющих радиальный зазор, и использование их по способу п. 15 формулы изобретения в одной системе управления радиальными зазорами, по нашему мнению, является новым, хотя использование этих устройств по отдельности, или их комбинации, отличной от предлагаемой, известно из опубликованных литературных источников и патентной литературы (см. выше).
Заметим также, что выполнение условия сохранения положения золотника на крейсерском режиме при обесточенном электромагнитном приводе хотя и снижает затраты электроэнергии, но в тоже время увеличивает ход золотника и привода, что в свою очередь увеличивает массу и габариты золотникового распределителя и привода.
р
Применение предлагаемой одноступенчатой ТВД, позволит организовать более точную и гибкую, чем у современных авиадвигателей (см. выше), систему управления радиальными зазорами турбины ВД, что в свою очередь, позволит уменьшить монтажный радиальный зазор в ТВД, уменьшить расход воздуха с высоким потенциалом, отбираемого из-за последней ступени компрессора (из-за использования его только в объемах, достаточных для разгрузки от перепада давлений внутреннего корпуса ТВД), обеспечить работу двигателя на всех режимах полетного цикла с меньшими радиальными зазорами, и, следовательно, повысить КПД ТВД и двигателя в целом, снизить удельный расход топлива С, избежать опасности врезания концов рабочих лопаток ротора ТВД при запуске двигателя и на дроссельных режимах двигателя при его останове и провала тяги на взлете.
Причем в наиболее типичных случаях нагреватель используется для предварительного нагрева кольцевой вставки при запуске двигателя для избежания врезания рабочих лопаток ротора ТВД в статор из-за упругого вытягивания лопаток и замковой части диска под действием центробежных сил, и на дросселируемых режимах работы двигателя и его останове для увеличения радиальных зазоров и исключения врезания рабочих лопаток, а охлаждение воздухом, подаваемым из второго контура, используется на форсируемых режимах двигателя для уменьшения радиального зазора и исключения провала тяги на взлете и с меньшим расходом охлаждающего воздуха на крейсерском режиме.
Выполнение нагревателя в виде двух полуколец, закрепление их на кольцевой вставке с помощью байонетного соединения и фиксация их от смещения, как твердого тела, в окружном направлении с помощью шпонки, размещенной в среднем сечении каждого полукольца обеспечивает свободное температурное расширение полуколец относительно кольцевой вставки в окружном направлении и смещение их, как твердого тела, без отрыва от кольцевой вставки в радиальных направлениях при ее температурном расширении в этих направлениях, что исключает появление температурных растягивающих напряжений в нагревателе при нагреве кольцевой вставки и нагревателя.
Смещения поперечных сечений кольцевой вставки в радиальных направлениях при ее тепловом расширении могут быть большими, и увеличение диаметра кольцевой вставки может превышать 4-5 мм (см. Кузнецов Н.Д., Данильченко П.Д., Резник В.Е. Управление радиальными зазорами в турбокомпрессорах авиационных ГТД. - Гос. комитет РСФСР по делам науки и высшей школы. СГАУ. Учебное пособие. Самара, 1991. - 109 с.) и обеспечивается величиной зазора между внешней поверхностью выступов кольцевой вставки и ответной поверхностью пазов деталей, в которых крепиться кольцевая вставка.
Применение байонетного соединения обеспечивает симметричную конструкцию кольцевой вставки в окружном направлении и, следовательно, изотропность ее температурного расширения в радиальных направлениях. Применение поршневых колец обеспечивает возможность смещения патрубков под действием температурного расширения их и кольцевой вставки и действующих на эти детали статической и динамической нагрузки без разгерметизации стыка между патрубком и корпусной деталью. Использование пар поршневых колец и размещение стыков поршневых колец пары в диаметрально противоположных радиальных сечениях перекрывает все возможные каналы утечек и герметизирует этот стык.
Косой срез концевого сечения патрубка - воздухозаборника увеличивает площадь его входного отверстия.
Упругая подвеска патрубков на рессорах, выполненных в виде многослойного пакета, выбрана потому, что они расчетны (см. Эскин И.Д. Исследование обобщенных упругофрикционных характеристик демпферов и амортизаторов авиационных двигателей: дис… канд. тех. наук / И.Д. Эскин. - Куйбышев: КуАИ, 1973. - 150 с.) и расчетом можно определить параметры рессоры, которые будут при ее большой податливости и большом прогибе, равном максимально возможному смещению патрубка в радиальных направлениях, вполне конструктивны и при этом будет обеспечена прочность рессоры, и давление, которое эти рессоры оказывают на кольцевую вставку при этом прогибе, будет вполне приемлемым. Неподвижную заделку многослойного пакета в опорах рессоры следует применять в том случае, когда, обеспечение прочности рессоры не приводит к неконструктивно большой длине рессоры, и когда сжимающие вдоль продольной оси рессору силы, возникающие за счет теплового удлинения рессоры, не приводят к потере устойчивости рессоры при воздействии на нее максимально возможной изгибающей нагрузки. Заметим, что действие такой сжимающей нагрузки может оказаться полезным так, как в этом случае при воздействии на рессору нагрузки, сжимающей ее вдоль продольной оси, и циклической изгибающей нагрузки коэффициент рассеивания рессоры увеличится во всем диапазоне амплитуд ее деформаций (см. Эскин И.Д., дис… канд. тех. наук). Применение рессоры с заделкой многослойного пакета в концевых опорах с возможностью проскальзывания его концов в направлении продольной оси рессоры позволяет уменьшить длину рессоры.
Кроме того, предлагаемые рессоры обладают очень высокими демпфирующими характеристиками, которые подробно рассматриваются ниже, и эффективно гасят колебания деталей системы управления радиальными зазорами предлагаемой ТВД.
Симметричное расположение рессор относительно каждого патрубка снижает возможность перекоса патрубков при воздействии на них и кольцевую вставку динамических нагрузок, и, следовательно, повышает надежность герметизации стыка, уплотненного поршневыми кольцами, и снижает износ поршневых колец.
Наличие лючков в наружном корпусе второго контура обеспечивает хороший доступ к рессорам - деталям, наиболее подверженным износу, и их замену в аэродромных условиях.
Альтернативная установка на выходе трубопровода, отводящего охлаждающий воздух второго контура, нормально открытого, или нормально закрытого электропневмоклапанов, или золотникового распределителя предложена потому, что условия эффективного управления радиальными зазорами, у различных авиационных ГТД, весьма разнообразны и для достижения такого управления у некоторых двигателей достаточно функций «включение» и «выключение» нагревателя и «открытия» и «закрытия» подвода охлаждающего воздуха из второго контура, а у других двигателей для достижения такого результата потребуется кроме этих функций еще функции «изменения интенсивности нагрева и «изменения интенсивности подвода охлаждающего воздуха второго контура».
Предложение двух альтернативных способов управления радиальными зазорами, базирующихся на использовании разных измерительных средств - один способ использует датчик оборотов двигателя и баростат, для включения интенсивного обдува при полете на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату, а другой - датчики измерения радиального зазора, закрепленные в кольцевой вставке непосредственно над рабочими лопатками, несмотря на то, что заранее известно, что второй способ точнее и эффективнее по достигаемым результатам первого, выбрано потому, что в настоящее время нет датчиков измерения радиального зазора, способных работать при Tr=1800°K. Рабочий диапазон таких датчиков ограничен температурой Tr=1500°K. Но в настоящее время многие ведущие авиационные фирмы занимаются разработкой датчиков измерения радиального зазора, способных работать при Tr=1800°K. Поэтому у авиационных ГТД с одноступенчатой ТВД с температурой Tr=1800°K рекомендуется применять первый из этих способов, а у авиационных ГТД с одноступенчатой ТВД с температурой Tr≤1500°K - второй из этих способов.
С целью снижения инерционности системы управления предлагаемой одноступенчатой ТВД и повышения эффективности этой системы предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что система подачи охлаждающего воздуха на полотно диска и рабочие лопатки ротора ТВД содержит трубопровод с заслонкой, соединяющий полость за последней ступенью КВД с полостью перед подкруточным устройством, а сама система управления радиальными зазорами турбины управляется по варианту способа п. 13 с активным охлаждением полотна диска, или по способу по п. 15 формулы изобретения.
Эту конструкцию ТВД следует применять в случае, когда велико приращение величины радиального зазора на взлетном режиме при выключенной системе управления радиальными зазорами (см. ниже).
Для использования в ДТРД с температурой Tr=1800°K с системой управления радиальными зазорами, использующей датчик оборотов и баростат и способы управления этими зазорами по п. 13 формулы изобретения предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки нанесен слой истираемого материала.
С целью улучшения упругофрикционных характеристик (УФХ) турбины предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что каждая рессора собрана из прямых лент и сжата равномерно распределенной нагрузкой - давлением воздуха во втором контуре двигателя.
max
max
Параметры рессоры этой турбины можно определить расчетом (см. Эскин И.Д. Исследование обобщенных упругофрикционных характеристик демпферов и амортизаторов авиационных двигателей: дис… канд. тех. наук, приложение / И.Д. Эскин. - Куйбышев: КуАИ, 1973. - 315 с). С ростом числа лент n в рессоре ее коэффициент рассеивания ψ растет и при n=10 достигает очень большой величины ψ>6, и начиная с n=15 с дальнейшим ростом n растет асимптотически и при n=15 ее коэффициент рассеивания ψ=7. Поэтому рекомендуется предпочтительно применять рессоры с n=10÷15 лент с толщиной h=0,4÷0,5 мм.
Давление во втором контуре двигателя не велико и его может не хватить для получения необходимого для эффективного гашения колебаний деталей системы управления радиальными зазорами количества энергии, рассеиваемой рессорами.
Поэтому в этом случае с целью увеличения величины энергии, рассеиваемой рессорами за цикл колебаний, предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что каждая рессора собрана в следующей компоновке: ее пакет собран из лент одинаковой толщины, в центре его установлены две три и более гладких лент, на них с двух сторон установлены пакеты, собранные «гофр в гофр» из двух и более гофрированных лент таким образом, что вершины гофров одного пакета опираются на пакет гладких лент в тех же сечениях, что и вершины второго пакета, и шаг гофров гофрированных лент выбран таким, что в пролете пакета располагается только одна вершина, опирающаяся на пакет гладких лент в середине пролета, и под каждой опорой рессоры располагается только одна вершина гофра, а на пакеты гофрированных лент установлены пакеты, собранные из одной, двух и более гладких лент, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент полностью выпрямлены.
max
Хотя у этих рессор коэффициент рассеивания меньше, чем у рессор, сжатых равномерно распределенной нагрузкой, он все равно достаточно высок ψ=5, а энергия, рассеиваемая за цикл колебаний при тех же конструктивных параметрах и одинаковом прогибе у этой рессоры больше, так как ее ленты кроме давления во втором контуре еще дополнительно сжаты нагрузкой, полученной за счет упругого выпрямления гофрированных пакетов. Параметры этих рессор также расчетны (см. Эскин И.Д., дис… канд. тех. наук).
Предлагается также одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что на пакеты гладких лент или непосредственно на пакеты гофрированных лент устанавливают по одной гладкой ленте с толщиной , где k=5÷10, h - толщина внутренних лент пакета, и шаг гофрированных лент пакета выбран таким, что в каждом пролете располагаются одна, две и более вершин гофров, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент полностью выпрямлены.
С ростом величины k коэффициент рассеивания ψ рессоры падает, но при k=5÷10 падает незначительно по сравнению с рессорой, набранной из лент одинаковой толщины (k=2) (см. Эскин И.Д., дис… канд. тех. наук). Установка снаружи пакета лент с такой большей толщиной позволяет гарантировано полностью выпрямить ленты гофрированных пакетов в собранной рессоре, что улучшает ее упругофрикционные свойства.
Из вышеприведенного анализа известных систем управления радиальными зазорами можно сделать вывод, что в эксплуатируемых авиационных двигателях (в отличие от опубликованных патентов) внедрены только системы, которые управляют радиальными зазорами не одной, а сразу всеми ступенями устройства - например, КНД, КВД, ТНД.
Современные авиационные ГТД выполняются с одно или двухступенчатой турбиной высокого давления.
Поэтому ставится задача создания двухступенчатой турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с эффективной системой управления системой радиальными зазорами обеих ступеней турбины ВД, вполне сочетаемой с другими системами управления радиальными зазорами турбокомпрессора двигателя, достаточно простой по конструкции с хорошей массовой характеристикой.
Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя с регулированием радиального зазора в турбине по патенту РФ 2519127, МПК F01D 11/24 по технической сущности наиболее близка к предлагаемой и также принята за прототип.
Поставленная задача решается тем, что предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, содержащая, две охлаждаемых ступени с сопловыми аппаратами с полостями над ними и под ними и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом первой ступени, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины с полостями между ними, и в полость первой ступени которого поступает сжатый воздух из-за последней ступени компрессора высокого давления, и систему регулирования радиального зазора каждой ступени турбины, содержащую кольцевую вставку, над рабочим колесом турбины, охватывающую с кольцевым радиальным зазором рабочие лопатки ротора турбины, и упруго и герметично скрепленную с деталями, образующими внутренний корпус турбины, нагреватель, охватывающий кольцевую вставку с возможностью ее нагрева, воздухозаборник, регулятор расхода охлаждающего воздуха с приводом, и датчики, и нагреватели, приводы регулятора расхода соединены электрическими связями с бортовым компьютером, отличающаяся тем, что кольцевая вставка первой ступени турбины выполнена пустотелой и размещена в полости, отделенной от второго контура двигателя корпусом и вертикальной стенкой, совместно закрепленными на корпусе камеры сгорания, и кольцевая вставка кольцевыми выступами, выполненными на ее боковых сторонах, с натягом закреплена с возможностью теплового расширения в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и фланца, выполненного на внутренней части наружного корпуса первой ступени ТВД, сопловой аппарат кольцевыми выступами также с натягом закреплен в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и корпуса камеры сгорания, в котором и в вертикальной стенке выполнены равнораспределенные по окружности отверстия, через которые из камеры сгорания поступает вторичный воздух в полости над сопловым аппаратом и кольцевой вставкой, а диск и рабочие лопатки колеса первой ступени ТВД также охлаждаются вторичным воздухом, закрученным подкручивающим устройством перед поступлением на полотно диска, кольцевой нагреватель СВЧ, или резистивный, или индукционный состоит из двух отдельных полуколец, выполненных каждое в виде металлического корпуса, внутри которого закреплен нагревательный элемент, и каждое полукольцо нагревателя закреплено на кольцевой вставке с возможностью радиального теплового расширения совместно с кольцевой вставкой и тангенциального теплового расширения относительно кольцевой вставки с помощью байонетного соединения с ней и шпонок, расположенных с натягом в ответных пазах кольцевой вставки и каждого полукольца в его среднем поперечном сечении, в кольцевую вставку диаметрально противоположно с натягом по трубной конической резьбе ввернуты два патрубка - патрубок - воздухозаборник для подвода охлаждающего воздуха из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки и патрубок отвода этого воздуха во второй контур или для охлаждения сопла, или для других целей, и каждый патрубок проходит через отверстие в наружном корпусе первой ступени ТВД и в корпусной детали, герметично закрепленной на этом корпусе ТВД, соединение каждого патрубка с этой корпусной деталью уплотнено двумя парами поршневых колец, причем в каждой паре поршневых колец разрезы этих колец расположены диаметрально противоположно, на каждый патрубок навернута опора, или эта опора выполнена заодно целое с каждым из патрубков, и к этой опоре симметрично патрубку контровочными шайбами и винтами крепятся центральные опоры двух рессор первой ступени ТВД, выполненных в виде многослойного пакета, сжатого распределенной нагрузкой, набранного из стальных, каленых или нагартованных, шлифованных лент, изготовленных из нержавеющей стали, покрытых износостойким покрытием, а сами эти рессоры своими концевыми опорами закреплены во втором контуре на наружном корпусе камеры сгорания и на наружном корпусе первой ступени ТВД, таким образом, что продольная ось пакета располагается параллельно оси двигателя, и при этом за счет упругой деформации пакета создано требуемое усилие упругой дополнительной фиксации кольцевой вставки, причем одна из концевых опор выполнена общей для обеих рессор первой ступени, а другая - общей для четырех рессор - двух рессор первой ступени и двух конструктивно аналогичных рессор второй ступени, у которых общая вторая концевая опора закреплена на наружном корпусе первой ступени ТВД, а вторая концевая опора, общая для двух рессор второй ступени, закреплена на наружном корпусе второй ступени ТВД, и пакет каждой рессоры в центральной опоре и двух концевых опорах закреплен неподвижно с помощью двух заклепок, расположенных по бокам пакета без зазора в полукруглых выемках, выполненных в лентах, либо пакет в концевых опорах закреплен с возможностью смещения его концов вдоль его продольной оси в пределах прямого участка, выполненного в этом случае в центральной части полукруглых выемок, свободный конец патрубка - воздухозаборника со стороны потока воздуха во втором контуре косо срезан, а патрубок отвода воздуха соединен с трубопроводом, на выходе из которого установлен либо нормально открытый, либо нормально закрытый электропневмоклапан, а в наружном корпусе первой ступени ТВД выполнен патрубок, соединенный трубопроводом с промежуточной ступенью КВД, подающий охлаждающий воздух для охлаждения соплового аппарата второй ступени ТВД и через равнорасположенные по окружности отверстия в вертикальной стенке, закрепленной совместно с наружным корпусом второй ступени ТВД, в полость над кольцевой вставкой второй ступени ТВД, причем выбрана та промежуточная ступень КВД, которая обеспечивает незначительный перепад давления на наружном кольце соплового аппарата второй ступени ТВД, а сам сопловой аппарат крепиться в статоре ТВД с помощью кольцевых выступов, входящих с натягом в ответные кольцевые канавки, выполненные во фланце внутренней части наружного корпуса первой ступени ТВД и вертикальной стенке, кольцевая вставка второй ступени крепится к этой же вертикальной стенке и вертикальной стенке, выполненной заодно целое с наружным корпусом второй ступени ТВД, и наружное кольцо соплового аппарата первой ступени, ее кольцевая вставка, наружное кольцо соплового аппарата второй ступени, ее кольцевая вставка, элементы наружных корпусов ТВД, к которым крепятся эти детали, образуют внутренний герметичный корпус ТВД, кольцевая вставка, патрубок - воздухозаборник, патрубок отвода воздуха, нагреватель, корпусные детали, центральные опоры рессор и соединения этих деталей второй ступени ТВД конструктивно аналогичны этим деталям и их соединениям первой ступени, но могут отличаться от них только параметрами, а патрубок отвода воздуха второй ступени соединен с трубопроводом, на выходе из которого установлен либо нормально открытый, либо нормально закрытый электропневмоклапан, либо патрубки отвода охлаждающего воздуха первой и второй ступеней присоединены каждый к своему входу в золотниковый распределитель с электромагнитным приводом, сконструированный так, что каждая ступень либо имеет свой выход охлаждающего воздуха из золотникового распределителя, либо обе ступени имеют общий выход из него, и положение золотника, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме, на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе, причем электромагнитный привод выполнен с защитой от проворачивания и с пружиной возврата, включение и выключение нагревателей и регулирование интенсивности их нагрева, открытие и закрытие подвода охлаждающего воздуха из второго контура и интенсивность этого подвода обеих ступеней происходят по командам бортового компьютера, вырабатываемым программой соответственно сигналам датчиков, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам по способу п. 15 формулы изобретения, закрепленных в кольцевой вставке второй ступени, и в наружном корпусе второго контура двигателя над расположением рессор выполнены прямоугольные лючки, герметично закрытые крышками.
С достаточно большой степенью достоверности можно принять, что для обеих ступеней турбины для эффективного управления радиальными зазорами в каждый момент времени работы двигателя требуется один и тот же активный процесс - охлаждения или нагревания, хотя интенсивность этих процессов у первой и второй ступени ТВД может быть различной.
Это предположение и заложено в основу предлагаемой системы управления радиальными зазорами первой и второй ступеней двухступенчатой ТВД ТРДД по сигналам датчиков, измеряющих радиальный зазор второй ступени турбины. Рабочие температуры второй ступени позволяют использовать уже имеющиеся в настоящее время, предназначенные для измерения зазора в мм токовихревые и емкостные датчики (см. Данильченко В.П., Лукачев С.В., Копылов Ю.Л. [и др.]. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - Самара, Изд - во СНЦ РАН, 2008. - 619 с.).
С целью снижения инерционности системы управления предлагаемой двухступенчатой ТВД и повышения эффективности этой системы предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что система подачи охлаждающего воздуха на полотно диска и рабочие лопатки ротора первой ступени ТВД содержит трубопровод с заслонкой, соединяющий полость за последней ступенью КВД с полостью перед подкруточным устройством первой ступени, а сама система управления радиальными зазорами турбины управляется по варианту способа п. 15 формулы изобретения с активным охлаждением полотна диска.
Эту конструкцию двухступенчатой ТВД следует применять также в случае, когда велико приращение величины радиального зазора первой ступени ТВД на взлетном режиме при выключенном охлаждении диска рабочего колеса первой ступени (см. ниже).
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что каждая рессора собрана из прямых лент и сжата равномерно распределенной нагрузкой - давлением воздуха во втором контуре двигателя, или каждая рессора собрана в следующей компоновке: ее пакет собран из лент одинаковой толщины, в центре его установлены две три и более гладких лент, на них с двух сторон установлены пакеты, собранные «гофр в гофр» из двух и более гофрированных лент таким образом, что вершины гофров одного пакета опираются на пакет гладких лент в тех же сечениях, что и вершины второго пакета, и шаг гофров гофрированных лент выбран таким, что в пролете пакета располагается только одна вершина, опирающаяся на пакет гладких лент в середине пролета, и под каждой опорой рессоры располагается только одна вершина гофра, а на пакеты гофрированных лент установлены пакеты, собранные из одной, двух и более гладких лент, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент полностью выпрямлены, или же на пакеты гладких лент или непосредственно на пакеты гофрированных лент устанавливают по одной гладкой ленте с толщиной , где k=5÷10, и шаг гофрированных лент пакета выбран таким, что в каждом пролете располагаются одна, две и более вершин гофров, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент полностью выпрямлены.
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки первой ступени нанесен слой истираемого материала, или слой истираемого материала нанесен на внутреннюю рабочую поверхность кольцевых вставок обеих ступеней ТВД. В этом случае датчики, измеряющие радиальный зазор, смещены в гнездах кольцевой вставки второй ступени в радиальных направлениях на толщину истираемого слоя.
При предлагаемом способе управления радиальными зазорами точность управления этими зазорами у первой ступени очевидно ниже, чем у второй ступени и в каких - то случаях может оказаться невозможным гарантировать полное исключение врезания рабочих лопаток колеса первой ступени ТВД в кольцевую вставку. Поэтому в этих случаях целесообразно на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки первой ступени нанести слой истираемого материала. Слой истираемого материала, нанесенный на внутреннюю рабочую поверхность кольцевых вставок обеих ступеней ТВД, будет полезен в аварийных ситуациях, например, при обрыве рабочей лопатки, когда предотвратить врезание рабочих лопаток окажется невозможным.
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что гидравлические диаметры тракта, подающего охлаждающий воздух второго контура внутрь кольцевой вставки первой ступени, и отводящего его, больше гидравлического диаметра аналогичного тракта ее второй ступени, или наоборот.
Приращение радиального зазора вследствие температурного расширения статора и ротора ТВД может быть неодинаковым у первой и второй ступени ТВД. Если это приращение больше у первой ступени, то целесообразно гидравлический диаметр ее тракта, подающего охлаждающий воздух второго контура внутрь кольцевой вставки, сделать больше, чем у аналогичного тракта второй ступени, если меньше, то - наоборот.
По этой же причине, с целью повышения эффективности предлагаемой системы управления радиальными зазорами предлагается также двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, отличающаяся тем, что электрические параметры полуколец с проводниками резистивного нагревателя или катушками индукционного нагревателя различны у первой и второй ступени турбины и нагреватель каждой ступени ТВД работает по своей программе.
вд
вд
Для обеспечения топливной экономичности в крейсерских условиях полета у многих ГТД требуется сильное воздействие на температуру сопрягаемых деталей. В монографии (см. Данильченко В.П., Лукачев С.В., Копылов Ю.Л. [и др.]. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - Самара, Изд - во СНЦ РАН, 2008. - 619 с.) описан способ, решающий эту задачу, заключающийся в объединении двух систем: обдува статора и частичного отключения воздуха, используемого для охлаждения ротора ТВД, которые вступают в работу по одному управляющему сигналу. Охлаждение статора включается, а ротора - отключается при оборотах каскада высокого давления n=9200 об/мин и отключается при n=8800 об/мин. На переходных режимах работы двигателя работа сдвоенной системы охлаждения ТВД не контролируется системой управления радиальными зазорами. Система управления радиальными зазорами включается на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату (Н≥9 км), и находится под контролем электронной системы управления двигателем.
Отключение воздуха, охлаждающего ротор турбины, улучшает КПД цикла двигателя и целесообразно в связи со значительным снижением температуры газа и лопаток турбины на крейсерском режиме по сравнению с взлетным.
Объединенные системы обеспечивают встречное радиальное температурное удлинение статора и ротора, что позволяет уменьшить радиальный зазор при снижении расхода охлаждающего воздуха до уровня, обеспечивающего проектный ресурс работы ТВД.
Средства регулирования радиальных зазоров, использованные в предлагаемых ТВД, позволяют предложить способы управления радиальными зазорами, более эффективные, чем известные, описанные выше.
Поэтому предлагается способ теплового активного регулирования радиальных зазоров, по нашему мнению, достаточно простой и могущий оказаться полезным во многих современных ГТД, примененный в предлагаемых конструкциях одноступенчатой турбины высокого давления с Tr=1800°K.
Описанный выше способ управления радиальными зазорами, включающий объединение двух систем охлаждения ТВД выбран за прототип.
р
Предлагаемый способ теплового активного управления радиальными зазорами одноступенчатой турбины высокого давления содержит операции управления радиальными зазорами, выполняемые по командам электронной системы двигателя по сигналам датчика оборотов ротора турбокомпрессора ВД и баростата, причем охлаждение диска и рабочих лопаток ротора ТВД воздухом из-за последней ступени КВД происходит пассивно - без команд этих датчиков, или активно - охлаждение этих деталей выключается на взлетном режиме и переходных режимах от взлетного режима к крейсерскому режиму, отличающийся тем, что все операции управления радиальными зазорами ТВД выполняются согласно полетному циклу по командам бортового компьютера по программе, разработанной на основе эксперимента для всего полетного цикла, обеспечивающей хорошие значения КПД, С и характеристики его тяги и безопасность работы двигателя, исключающую врезание рабочих лопаток и провал тяги на взлете, которая выполняется в следующей последовательности: перед запуском двигателя включается нагреватель, который отключается через определенный промежуток времени, двигатель запускается и на форсированных режимах включается охлаждение кольцевой вставки воздухом второго контура, подаваемым в ее внутреннюю полость с заданным законом изменения по оборотам и времени, интенсивностью, которая достигает максимального значения на взлетном режиме, причем пассивное охлаждение диска и рабочих лопаток ротора ТВД выполняется на всех рабочих режимах двигателя и не регулируется системой управления радиальными зазорами, и на режиме, переходном от взлетного режима на крейсерский режим кольцевая вставка охлаждается воздухом второго контура с интенсивностью, постепенно снижающейся по задаваемому программой компьютера закону до уровня, потребного на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, а при указанном активном охлаждении диска и рабочих лопаток ротора ТВД выполняется заданный закон охлаждения кольцевой вставки воздухом второго контура, также снижающийся до того же уровня на крейсерском режиме, но с большими градиентами снижения интенсивности по оборотам двигателя, и на дросселируемых режимах полетного цикла выключается охлаждение кольцевой вставки воздухом второго контура и включается ее нагрев нагревателем с интенсивностью, постепенно снижающейся по заданному закону с уменьшением оборотов двигателя, и выключение нагревателя и останов двигателя, и возбуждаемые колебания кольцевой вставки и скрепленных с ней деталей на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами.
Под интенсивностью охлаждения здесь понимается величина секундного расхода охлаждающего воздуха, которая может быть определена расчетным путем.
Промежуток времени нагрева кольцевой вставки перед запуском двигателя определяется экспериментально, как возможно меньший, обеспечивающий тепловое расширение кольцевой вставки, исключающее врезание рабочих лопаток из-за удлинения их перьев и вытягивания их замков из диска под действием центробежных сил и из-за воздействия на ротор турбины динамической нагрузки.
Отметим, что использование активного регулирования охлаждения диска и рабочих лопаток ротора ТВД позволяет применить охлаждение кольцевой вставки воздухом второго контура с меньшим суммарным расходом этого воздуха на указанном переходном режиме благодаря описанному выше эффекту встречного воздействия обоих способов охлаждения.
Условия работы систем управления радиальными зазорами разнообразны, разнообразны и достаточно многочисленны известные системы и способы управления радиальными зазорами (см. выше). Но задача разработки достаточно простого способа, предоставляющего более широкие возможности для эффективного управления радиальными зазорами, чем известные, остается актуальной.
Поэтому предлагается существенно более простой, чем выше предложенный, способ управления радиальными зазорами.
Способ управления радиальными зазорами по патенту РФ 2425985, выбран за прототип этого предлагаемого способа.
р
Предлагаемый способ теплового активного управления радиальными зазорами одноступенчатой турбины высокого давления содержит регулирование радиального зазора путем нагрева кольцевой вставки нагревателем на режимах малого газа и переходных режимах с оборотами, большими оборотов крейсерского режима, отличающийся тем, что все операции управления радиальными зазорами ТВД выполняются согласно полетному циклу по командам бортового компьютера по программе, разработанной на основе эксперимента для всего полетного цикла, обеспечивающей хорошие значения КПД, С и характеристики его тяги и безопасность работы двигателя, исключающую врезание рабочих лопаток и провал тяги на взлете, которая выполняется в следующей последовательности: перед запуском двигателя включается нагреватель, который отключается через определенный промежуток времени, двигатель запускается, в случае установки на выходе охлаждаемого воздуха, подаваемого из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки, нормально открытого электропневмоклапана, этот воздух подается во внутреннюю полость кольцевой вставки на переходных форсированных режимах, на режиме малого газа в составе режимов форсирования двигателя, взлетном режиме, переходных режимах от взлетного к крейсерскому и на крейсерском режиме, затем электропневмоклапан закрывается и прекращается подача охлаждающего воздуха из второго контура, и включается нагреватель, нагревающий кольцевую вставку на дросселируемых переходных режимах, нагреватель отключается до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток, а в случае установки на выходе охлаждаемого воздуха, подаваемого из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки, нормально закрытого электропневмоклапана, после отключения нагревателя при запуске двигателя электропневмоклапан открывается и держится открытым на всех переходных форсированных режимах, на режиме малого газа в составе режимов форсирования двигателя, взлетном режиме, переходных режимах от взлетного к крейсерскому, затем электропневмоклапан обесточивается и закрывается и охлаждающий воздух второго контура не поступает во внутреннюю полость кольцевой вставки вплоть до полного останова двигателя, а на крейсерском режиме кольцевая вставка охлаждается пассивно только воздухом, поступающим из-за последней ступени КВД, включается нагреватель, нагревающий кольцевую вставку на дросселируемых переходных режимах, нагреватель отключается до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток, и возбуждаемые колебания кольцевой вставки и скрепленных с ней деталей на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами.
Способ, использующий нормально открытый электропневмоклапан, целесообразно применять в случае невозможности обеспечения хорошего согласования температурных расширений статора и ротора турбины, когда на крейсерском режиме требуется достаточно высокая интенсивность охлаждения статора.
Способ, использующий нормально закрытый электропневмоклапан, целесообразно применять в случае, когда обеспечено хорошее согласование температурных расширений статора и ротора турбины, и на крейсерском режиме достаточно пассивного охлаждения статора и ротора турбины воздухом из-за последней ступени компрессора.
В качестве прототипа следующего предлагаемого способа управления радиальными зазорами турбины высокого давления выбран способ по патенту РФ 2519127.
ц
min
min
min
min
min
min
ц
ц
Предлагаемый способ теплового активного управления радиальными зазорами турбины высокого давления содержит регулирование зазора по командам бортового компьютера, получающего сигналы от датчиков, измеряющих радиальный зазор, отличается тем, что компьютер выдает команды по сигналам датчиков, измеряющих радиальный зазор, закрепленных в кольцевой вставке одноступенчатой ТВД или в кольцевой вставке второй ступени двухступенчатой ТВД, перед запуском двигателя компьютер определяет величину наименьшего из замеренных датчиками зазоров, включает нагреватели и кольцевые вставки перед запуском двигателя прогреваются нагревателями до получения величины этого радиального зазора δ, возможно меньшей, но большей суммарной величины вытяжки лопаток и замковой части диска турбины высокого давления под действием центробежных сил той ступени турбины, у которой эта суммарная величина больше, двигатель запускается, и, если на форсированных режимах полетного цикла измеряемые радиальные зазоры растут, нагреватель выключается, компьютер на каждом шаге изменения интенсивности охлаждения кольцевых вставок из записанных сигналов с каждого датчика формирует свою группу из n=1, 2, 3, … периодов изменения величины зазоров, и в каждом периоде вычисляет разность между наибольшей и наименьшей величиной этих зазоров, из всех групп для датчиков ступени турбины отдельно выбирает наибольшую по величине разность, определяет соответствующий ей меньший зазор и сравнивает его величину с минимально допустимой и возможной для данного двигателя величиной этого зазора δ, если этот меньший зазор больше минимально допустимой величины этого зазора δ, то по команде компьютера нагреватель, если он был включен, отключается, и элемент, регулирующий расход охлаждающего воздуха, поступающего из второго контура во внутренние полости кольцевых вставок - золотник, на каждом шаге регулирования смещается и открывает некоторую площадь отверстий, через которые сбрасывается этот охлаждающий воздух, на переходных форсированных режимах и на стационарном режиме - малом газе эти операции непрерывно повторяются пока меньший зазор, определенный на этой операции, у второй ступени турбины не достигнет величины минимально допустимой и возможной для данного двигателя, максимальная интенсивность охлаждения кольцевых вставок достигается на взлетном режиме при полном открытии этих отверстий, и обеспечено исключение провала тяги на взлетном режиме двигателя, причем охлаждение диска и рабочих лопаток ступени одноступенчатой ТВД или первой ступени ротора двухступенчатой ТВД воздухом из-за последней ступени КВД происходит на всех рабочих режимах двигателя пассивно - без управляющих команд компьютера, или на взлетном режиме и переходных режимах от взлетного режима к крейсерскому режиму активно - охлаждение этих деталей выключается, и на крейсерском режиме, на высотах, больших высоты Н ограничения по баростату, положение золотника, требуемое для поддержания в интервале δ≤δ≤δ+0,1 мм наименьшей из замеряемых величин радиального зазора, сохраняется до окончания крейсерского режима при отсутствии питания электромагнитного привода, если не происходит такого экстремального изменения полетных условий, которые недопустимо изменяют меньший зазор, определяемый компьютером, в этом случае соответственно увеличению/уменьшению этого зазора производиться включение нагревателей или смещение золотника в новое сохраняемое положение, обеспечивающие равенство с допуском +0,1 мм меньшего зазора величине минимально допустимой и возможной для данного двигателя, а на дросселируемых режимах двигателя золотник полностью перекрывает отверстия, подающие охлаждающий воздух из второго контура во внутренние полости кольцевых вставок, включаются нагреватели и компьютер на каждом шаге изменения интенсивности нагревания таким же образом, как и на форсированных режимах, выбирает меньший зазор, управляет включением/ выключением нагревателей и изменением интенсивности нагрева пока меньший зазор не установится в интервале δ≤δ≤δ+0,1÷0,2 мм, нагреватели отключаются до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток, и при повторной приемистости, в ее начале, компьютер сравнивает выбранный известным образом меньший зазор между кольцевой вставкой и рабочими лопатками одноступенчатой турбины или между кольцевой вставкой и рабочими лопатками второй ступени двухступенчатой турбины, с величиной этого радиального зазора δ, возможно меньшей, но большей на 0,1÷0,2 мм суммарной вытяжки рабочих лопаток и замковой части диска под действием центробежных сил колеса одноступенчатой турбины или колеса второй ступени двухступенчатой турбины, и если меньший зазор больше этой величины, то регулирование радиального зазора осуществляется изменением интенсивности охлаждения, также как на форсированных режимах двигателя, а если меньше, то вначале перед повторным запуском двигателя включаются нагреватели, и при достижении меньшим зазором величины на 0,1÷0,2 мм, большей величины δ дальнейшее регулирование радиального зазора осуществляется изменением интенсивности охлаждения, также как на форсированных режимах двигателя, и возбуждаемые колебания системы регулирования радиальных зазоров на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами.
min
ц
р
По нашему мнению, при конструктивных значениях параметров предлагаемых турбин высокого давления и достаточно приемлемых значениях параметров δ и δ применение предлагаемого способа теплового активного регулирования радиальных зазоров ТВД во многих современных ГТД способно исключить на всех режимах работы двигателя такие опасные ситуации, как врезание рабочих лопаток ротора в статор, провал тяги на взлете и обеспечить на всех рабочих режимах двигателя высокие КПД ТВД и хорошие значения С двигателя. Причем эти значения параметров для предлагаемых турбин могут быть определены расчетом.
Заметим, что в ряде случаев, когда предлагаемые способы оказываются непригодными, по нашему мнению, их возможно будет использовать после некоторой редакции, либо могут оказаться полезными и использованы отдельные выше предложенные идеи и конструктивные решения.
Предлагаемые конструкции турбин высокого давления, предлагаемые способы теплового активного регулирования радиальных зазоров турбин высокого давления поясняются иллюстрациями. На фиг. охлаждение рабочих лопаток первых ступеней предлагаемых турбин не показано и электрическое, электронное оборудование, электрические связи, газовое оборудование, трубопроводы и газовая арматура изображены условно.
rp
rc
rз
а
На фиг. 1 изображено изменение радиальных размеров ротора δ и статора δ, а также радиального зазора δ в турбине НД двигателя НК - 8 - 2У на переходных режимах:  - малый газ, b - приемистость, с - останов, d - повторная приемистость, е - взлетный режим, ƒ - крейсерский режим; 1,…,8 - характерные точки, 3 - провал тяги на взлете, 8 - врезание рабочих лопаток.
На фиг. 2 изображен продольный разрез по А-А на фиг. 3 одноступенчатой турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине.
На фиг. 3 изображен разрез по Б-Б на фиг. 2 и фиг 14.
На фиг. 4 изображен вид по стр. В на фиг. 2.
На фиг. 5 изображено крепление пакета рессоры в концевых опорах в разрезе по Г-Г на фиг. 4. На фиг. 84 - кронштейн концевой опоры рессоры.
На фиг. 6 изображен разрез по Д-Д на фиг. 5.
На фиг. 7 изображен разрез по Д-Д на фиг. 5 концевых опор рессор в случае, когда полукруглые выемки на боковых сторонах пакета рессор выполнены с прямым участком.
На фиг. 8 изображены золотниковый распределитель и электромагнитный привод в продольном разрезе, причем золотник изображен в его положении на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н. Положение золотника на взлетном режиме изображено на фиг. штрихпунктирной линией с двумя точками. Положение золотника, полностью перекрывающего выход охлаждающего воздуха, изображено линией точек. На фиг. 85 - входные каналы, 86 - выходной канал, 87 - заглушка, 88 - шарнирное соединение, 89 - шток, 90 - направляющая шпонка, 91 - индукционная катушка, 92 - теплоизолирующая прокладка.
На фиг. 9 изображена принципиальная схема системы управления радиальными зазорами по сигналам датчика оборотов двигателя и баростата по способу п. 13 формулы изобретения. На фиг. 93 - микровыключатель.
На фиг. 10 изображена принципиальная схема системы управления радиальными зазорами по сигналам датчиков 17, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам, по способу п. 15 формулы изобретения. На фиг. 86 - выходной канал, 93 - микровыключатель, 94 - последняя ступень компрессора, из которой отбирается воздух на охлаждение диска первой ступени ТВД, 95 - подкручивающее устройство, 96 - привод заслонки, 97 - выключатель заслонки, 98 - рабочее колесо второй ступени ТВД, 99 - регулятор интенсивности нагрева.
На фиг. 11 изображен разрез по Е-Е на фиг. 3.
На фиг. 12 изображена компоновка пакета рессоры, собранная из гладких и гофрированных лент одинаковой толщины h.
На фиг. 13 изображена компоновка пакета рессоры, собранная из гладких и гофрированных лент одинаковой толщины h и двух накладок с толщиной , где k=5÷10.
На фиг. 14 изображен продольный разрез по А-А на фиг. 3, но двухступенчатой турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине.
На фиг. 15 изображен вид по стр. В на фиг. 14.
На фиг. 16 изображен разрез по Е-Е на фиг. 3, но двухступенчатой турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине.
На фиг. 17 изображено крепление датчиков, измеряющих радиальный зазор, в гнездах кольцевой вставки второй ступени ТВД.
Предлагаемая одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 2) содержит одну охлаждаемую ступень 1 с сопловым аппаратом 2, ротор турбины 3 с охлаждаемым рабочим колесом 4, статор турбины 5, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины 6 и 7 и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку 8, над рабочим колесом турбины 4, охватывающую с кольцевым радиальным зазором 9 рабочие лопатки 10 ротора турбины, и упруго и герметично скрепленную с деталями, образующими внутренний корпус турбины 6, нагреватель 11, охватывающий кольцевую вставку 8 с возможностью ее нагрева, воздухозаборник 12, регулятор расхода охлаждающего воздуха 13 с приводом (см. фиг. 8), бортовой компьютер 14 и датчики 15, 16 и 17 (см. фиг. 9 и 10). Нагреватель 11, привод регулятора расхода 13 и датчики 15, 16 и 17 соединены электрическими связями с бортовым компьютером 14. Кольцевая вставка 8 (см. фиг. 2) выполнена пустотелой и размещена в полости 18, отделенной от второго контура двигателя корпусом 7 и вертикальной стенкой 19, совместно закрепленными на корпусе 20 камеры сгорания 21. Кольцевая вставка 8 кольцевыми выступами 22, выполненными на ее боковых сторонах, с натягом закреплена с возможностью теплового расширения в ответных кольцевых канавках 23 вертикальной стенки 19 и фланца 24, выполненного на внутренней части 25 наружного корпуса ТВД 7. Сопловой аппарат 2 кольцевыми выступами 26 также с натягом закреплен в ответных кольцевых канавках 27 вертикальной стенки 19 и корпуса 20 камеры сгорания, в котором и в вертикальной стенке 19 выполнены равнораспределенные по окружности отверстия 28, через которые из камеры сгорания 21 поступает вторичный воздух в полости 29 и 18 над сопловым аппаратом 2 и кольцевой вставкой 8. Диск 30 и рабочие лопатки 10 колеса ТВД 4 также охлаждаются вторичным воздухом, закрученным устройством подкрутки (на фиг. не показано) перед поступлением на полотно диска 30. Наружное кольцо 31 соплового аппарата 2 (см. фиг. 2), кольцевая вставка 8 и внутренняя часть 25 с фланцем 24 наружного корпуса ТВД 7 образуют внутренний герметичный корпус ТВД 6. Кольцевой нагреватель 11 - СВЧ, или резистивный, или индукционный состоит из двух отдельных полуколец 32 (см. фиг. 3), выполненных каждое в виде металлического корпуса 33, внутри которого закреплен нагревательный элемент 34. Каждое полукольцо 32 нагревателя 11 закреплено на кольцевой вставке 8 с возможностью радиального теплового расширения совместно с кольцевой вставкой 8 и тангенциального теплового расширения относительно кольцевой вставки 8 с помощью байонетного соединения 35 и шпонок 36, расположенных с натягом в ответных пазах кольцевой вставки 8 и каждого полукольца 32 в его среднем поперечном сечении. В кольцевую вставку 8 (см. фиг. 2) диаметрально противоположно с натягом по трубной конической резьбе 37 ввернуты два патрубка - патрубок - воздухозаборник 12 для подвода охлаждающего воздуха из второго контура во внутреннюю полость 38 кольцевой вставки 8 и патрубок 39 отвода этого воздуха во второй контур или для охлаждения сопла, или для других целей. Каждый из патрубков 12 и 39 проходит через отверстие 40 в наружном корпусе ТВД 7 и в корпусной детали 41, герметично закрепленной на корпусе ТВД 7 с помощью уплотнительной прокладки 42, винтов 43 и контровочных шайб 44 (см. фиг. 2 и 4). Соединение каждого патрубка с этой корпусной деталью уплотнено двумя парами поршневых колец 45 (см. фиг. 2), причем в каждой паре поршневых колец 45 разрезы этих колец расположены диаметрально противоположно. На каждый из патрубков 12 и 39 по резьбе 46 навернута опора 47 или эта опора выполнена заодно целое с каждым из патрубков (на фиг. не показано). К опоре 47 симметрично каждому патрубку (см. фиг. 2 и 4) контровочными шайбами 44 и винтами 43 крепятся центральные опоры 48 двух рессор 49, выполненных в виде многослойного пакета 50, сжатого распределенной нагрузкой, набранного из стальных, каленых или нагартованных, шлифованных лент 51, изготовленных из нержавеющей стали, покрытых износостойким покрытием, а сами рессоры 49 своими концевыми опорами 52 закреплены во втором контуре на наружном корпусе ТВД 7, таким образом, что продольная ось пакета 50 располагается перпендикулярно оси двигателя, и при этом за счет упругой деформации пакета создано требуемое усилие упругой дополнительной фиксации кольцевой вставки 8. Пакет 50 (см. фиг. 2 и 5) в центральной опоре 48 и двух концевых опорах 52 рессоры 49 закреплен неподвижно с помощью двух заклепок 53, расположенных по бокам пакета без зазора в полукруглых выемках 54 (см. фиг. 6) выполненных в лентах 51, либо пакет 50 в концевых опорах 52 закреплен с возможностью смещения его концов вдоль его продольной оси в пределах прямого участка 55 (см. фиг. 7), выполненного в этом случае в центральной части полукруглых выемок 54. Свободный конец патрубка - воздухозаборника 12 (см. фиг. 2) со стороны потока воздуха во втором контуре косо срезан, а патрубок 39 отвода воздуха соединен с трубопроводом 56, на выходе из которого установлен либо нормально открытый 57, либо нормально закрытый электропневмоклапан 58 (на фиг. 2 показаны условно), и управление радиальными зазорами выполняется по командам бортового компьютера 14 (см. фиг. 9) по способу п. 14 формулы изобретения, либо регулятор расхода охлаждающего воздуха - золотниковый распределитель 13 с электромагнитным приводом 60, отличающийся от изображенного на фиг. 8 и 10 только тем, что он выполнен только с одним входным каналом (на фиг. не показан), сконструированный так, что положение золотника 59, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе 60. Причем электромагнитный привод 60 выполнен с защитой от проворачивания и с пружиной возврата 61. Включение и выключение нагревателя 11 и регулирование интенсивности его нагрева, открытие и закрытие подвода охлаждающего воздуха из второго контура и интенсивность этого подвода происходят по командам бортового компьютера 14, вырабатываемым программой соответственно сигналам датчиков - датчика оборотов двигателя 15 и баростата 16 по способу п. 13 формулы изобретения, либо датчиков 17, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам по способу п. 15 формулы изобретения (см. фиг. 10). В наружном корпусе 62 (см. фиг. 2) второго контура двигателя над расположением рессор 49 выполнены прямоугольные лючки 63, герметично закрытые крышками 64, а в наружном корпусе ТВД 7 выполнен патрубок 65 (см. фиг. 11), соединенный трубопроводом с промежуточной ступенью КВД (на фиг. не показаны), подающий охлаждающий воздух для охлаждения переднего соплового аппарата 66 турбины среднего давления (см. фиг. 2).
Предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 2), у которой система подачи охлаждающего воздуха на полотно диска 30 и рабочие лопатки 10 ротора ТВД 3 содержит трубопровод 67 с заслонкой 68 (см фиг. 10), соединяющий полость 69 за последней ступенью КВД с полостью 70 перед подкруточным устройством, а сама система управления радиальными зазорами турбины управляется по варианту способа п. 13 с активным охлаждением полотна диска, или по способу п. 15 формулы изобретения.
Предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 2), у которой на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки 8 нанесен слой истираемого материала 71.
Предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 2), у которой каждая рессора 49 собрана из прямых лент 51 и сжата равномерно распределенной нагрузкой - давлением воздуха во втором контуре двигателя.
Предлагается также одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 2), у которой каждая рессора 49 собрана в следующей компоновке (см. фиг. 12): ее пакет 50 собран из лент одинаковой толщины, в центре его установлены две, три и более гладких лент 51, на них с двух сторон установлены пакеты 72, собранные «гофр в гофр» из двух и более гофрированных лент 73 таким образом, что вершины гофров одного пакета 72 опираются на пакет 74 гладких лент 51 в тех же сечениях, что и вершины второго пакета 72, и шаг гофров гофрированных лент 73 выбран таким, что в пролете пакета 50 располагается только одна вершина, опирающаяся на пакет 74 гладких лент в середине пролета, и под каждой опорой рессоры располагается только одна вершина гофра, а на пакеты 72 гофрированных лент 73 установлены пакеты 75, собранные из одной, двух и более гладких лент 51, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент 73 полностью выпрямлены.
Кроме того, предлагается одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 2), у которой на пакеты 75 гладких лент 51 или непосредственно на пакеты 72 гофрированных лент 73 (см. фиг. 13) устанавливают по одной гладкой ленте 76 с толщиной , где k=5÷10, h - толщина внутренних лент пакета 50, и шаг гофрированных лент 73 пакета 50 выбран таким, что в каждом пролете располагаются одна, две и более вершин гофров, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент 73 полностью выпрямлены.
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 14), содержащая, две охлаждаемых ступени 1 с сопловыми аппаратами 2 с полостями над ними и под ними и ротор турбины 3 с охлаждаемым рабочим колесом 4 первой ступени, а также статор турбины 5, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины 6 и 7 с полостями между ними, и в полость первой ступени которого поступает сжатый воздух из-за последней ступени компрессора высокого давления, и систему регулирования радиального зазора каждой ступени турбины, содержащую кольцевую вставку 8, над рабочим колесом турбины, охватывающую с кольцевым радиальным зазором 9 рабочие лопатки 10 ротора турбины 3, и упруго и герметично скрепленную с деталями, образующими внутренний корпус турбины 6, нагреватель 11, охватывающий кольцевую вставку 8 с возможностью ее нагрева, воздухозаборник 12, регулятор расхода охлаждающего воздуха 13 с приводом 60, и датчики 17 (см. фиг. 10). Нагреватели 11, приводы 60 регулятора расхода соединены электрическими связями с бортовым компьютером 14. Кольцевая вставка 8 (см. фиг. 14) первой ступени турбины выполнена пустотелой и размещена в полости 18, отделенной от второго контура двигателя корпусом 7 и вертикальной стенкой 19, совместно закрепленными на корпусе 20 камеры сгорания 21. Кольцевая вставка 8 кольцевыми выступами 22, выполненными на ее боковых сторонах, с натягом закреплена с возможностью теплового расширения в ответных кольцевых канавках 23 вертикальной стенки 19 и фланца 24, выполненного на внутренней части 25 наружного корпуса 7 первой ступени ТВД. Сопловой аппарат 2 кольцевыми выступами 26 также с натягом закреплен в ответных кольцевых канавках 27 вертикальной стенки 19 и корпуса 20 камеры сгорания 21, в котором и в вертикальной стенке 19 выполнены равнораспределенные по окружности отверстия 28, через которые из камеры сгорания 21 поступает вторичный воздух в полости 29 и 18 над сопловым аппаратом 2 и кольцевой вставкой 8. Диск 30 и рабочие лопатки 10 колеса 4 первой ступени ТВД также охлаждаются вторичным воздухом, закрученным подкручивающим устройством (на фиг. не показано) перед поступлением на полотно диска. Кольцевой нагреватель 11 - СВЧ, или резистивный, или индукционный состоит из двух отдельных полуколец 32 (см. фиг. 3), выполненных каждое в виде металлического корпуса 33, внутри которого закреплен нагревательный элемент 34. Каждое полукольцо 32 нагревателя 11 (см. фиг. 3 и 14) закреплено на кольцевой вставке 8 с возможностью радиального теплового расширения совместно с кольцевой вставкой 8 и тангенциального теплового расширения относительно кольцевой вставки с помощью байонетного соединения 35 и шпонок 36, расположенных с натягом в ответных пазах кольцевой вставки 8 и каждого полукольца 32 в его среднем поперечном сечении. В кольцевую вставку 8 (см. фиг. 14) диаметрально противоположно с натягом по трубной конической резьбе ввернуты два патрубка - патрубок - воздухозаборник 12 для подвода охлаждающего воздуха из второго контура во внутреннюю полость 18 кольцевой вставки 8 и патрубок 39 отвода этого воздуха во второй контур или для охлаждения сопла, или для других целей. Каждый патрубок проходит через отверстие 40 в наружном корпусе 7 первой ступени ТВД и в корпусной детали 41, герметично закрепленной на этом корпусе ТВД с помощью уплотнительной прокладки 42, винтов 43 и контровочных шайб 44. Соединение каждого патрубка с этой корпусной деталью уплотнено двумя парами поршневых колец 45, причем в каждой паре поршневых колец 45 разрезы этих колец расположены диаметрально противоположно. На каждый из патрубков 12 и 39 навернута опора 47 или эта опора выполнена заодно целое с каждым из этих патрубков (на фиг. не показано). К этой опоре симметрично патрубку контровочными шайбами 44 и винтами 43 (см. фиг. 5) крепятся центральные опоры 48 двух рессор 49, выполненных в виде многослойного пакета 50, сжатого распределенной нагрузкой, набранного из стальных, каленых или нагартованных, шлифованных лент 51, изготовленных из нержавеющей стали, покрытых износостойким покрытием. Сами рессоры 49 (см. фиг. 14 и 15) первой ступени ТВД своими концевыми опорами 52 закреплены во втором контуре на наружном корпусе камеры сгорания 77, наружном корпусе 7 первой ступени ТВД и наружном корпусе второй ступени ТВД 78 таким образом, что продольная ось пакета 50 располагается параллельно оси двигателя, и при этом за счет упругой деформации пакета создано требуемое усилие упругой дополнительной фиксации кольцевой вставки 8, причем одна из концевых опор 52 выполнена общей для обеих рессор 49, а другая - общей для четырех рессор (см. фиг. 15) - двух рессор 49 первой ступени и двух конструктивно аналогичных рессор 49 второй ступени, у которых общая вторая концевая опора 52 закреплена на наружном корпусе 78 второй ступени ТВД. Пакет 50 (см. фиг. 5) в центральной опоре 48 и двух концевых опорах 52 каждой рессоры 49 закреплен неподвижно с помощью двух заклепок 53, расположенных по бокам пакета без зазора в полукруглых выемках 54 (см. фиг. 6), выполненных в лентах 51, либо пакет 50 в концевых опорах 52 закреплен с возможностью смещения его концов вдоль его продольной оси в пределах прямого участка 55 (см. фиг. 7), выполненного в этом случае в центральной части полукруглых выемок 54. Конструкция кольцевой вставки 8, патрубков 12 и 39, корпусных деталей 41 второй ступени ТВД (см. фиг. 14), их крепление и уплотнение аналогична этим элементам первой ступени ТВД. Свободный конец каждого патрубка - воздухозаборника 12 со стороны потока воздуха во втором контуре косо срезан, а каждый патрубок 39 отвода воздуха соединен с трубопроводом 56, на выходе из которого установлен либо нормально открытый 57, либо нормально закрытый электропневмоклапан 58 (на фиг. изображены условно). В наружном корпусе 7 первой ступени ТВД выполнен патрубок 65 (см. фиг. 16), соединенный трубопроводом с промежуточной ступенью КВД (на фиг. не показаны), подающий охлаждающий воздух для охлаждения соплового аппарата 2 второй ступени ТВД (см. фиг. 14) и через равнорасположенные по окружности отверстия 79 в вертикальной стенке 80, закрепленной совместно с наружным корпусом 78 второй ступени ТВД, в полость 18 над кольцевой вставкой 8 второй ступени ТВД. Причем выбрана та промежуточная ступень КВД, которая обеспечивает незначительный перепад давления на наружном кольце 31 соплового аппарата 2 второй ступени ТВД. А сам сопловой аппарат 2 крепиться в статоре ТВД 5 с помощью кольцевых выступов 26, входящих с натягом в ответные кольцевые канавки 27, выполненные во фланце 24 внутренней части 25 наружного корпуса 7 первой ступени ТВД и вертикальной стенке 80. Кольцевая вставка 8 второй ступени крепится к этой же вертикальной стенке 80 и вертикальной стенке 81, выполненной заодно целое с наружным корпусом 78 второй ступени ТВД. Наружное кольцо 31 соплового аппарата 2 первой ступени, ее кольцевая вставка 8, наружное кольцо 31 соплового аппарата 2 второй ступени, ее кольцевая вставка 8, элементы наружных корпусов 7 и 78 ТВД, к которым крепятся эти детали, образуют внутренний герметичный корпус ТВД. Патрубок 39 отвода воздуха второй ступени соединен с трубопроводом 56, на выходе из которого установлен либо нормально открытый 57, либо нормально закрытый электропневмоклапан 58, либо патрубки 39 отвода охлаждающего воздуха первой и второй ступеней присоединены каждый к своему входу в золотниковый распределитель 13 с электромагнитным приводом 60 (см. фиг. 8), сконструированный так, что обе ступени либо имеют общий выход из золотникового распределителя 13, либо каждая ступень имеет свой выход охлаждающего воздуха из него (на фиг. не показано) и положение золотника 59, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме, на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе 60. Причем электромагнитный привод 60 выполнен с защитой от проворачивания и с пружиной возврата 61. Включение и выключение нагревателей 11 (см. фиг. 10) и регулирование интенсивности их нагрева, открытие и закрытие подвода охлаждающего воздуха из второго контура и интенсивность этого подвода обеих ступеней происходят по командам бортового компьютера 14, вырабатываемым программой соответственно сигналам датчиков 17, измеряющих размер радиального зазора 9 по рабочим лопаткам, по способу п. 15 формулы изобретения, закрепленных в кольцевой вставке 8 второй ступени (см. фиг. 14). Кольцевая вставка, патрубок - воздухозаборник, патрубок отвода воздуха, нагреватель, корпусные детали, центральные опоры рессор и соединения этих деталей второй ступени ТВД конструктивно аналогичны этим деталям и их соединениям первой ступени, но могут отличаться от них только параметрами. В наружном корпусе 62 второго контура двигателя над расположением рессор 49 выполнены прямоугольные лючки 63, герметично закрытые крышками 64.
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 14 и 10), отличающаяся тем, что система подачи охлаждающего воздуха на полотно диска 30 и рабочие лопатки 10 ротора первой ступени ТВД содержит трубопровод 67 с заслонкой 68, соединяющий полость 69 за последней ступенью КВД с полостью 70 перед подкруточным устройством (на фиг. не показано) первой ступени, а сама система управления радиальными зазорами турбины управляется по варианту способа п. 15 формулы изобретения с активным охлаждением полотна диска.
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 14), отличающаяся тем, что конструкция ее рессор 49 выполнена по любому из вышеописанных вариантов ее конструкции (см. фиг. 14, 12 и 13).
Предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 14 и 17), отличающаяся тем, что на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки 8 первой ступени нанесен слой истираемого материала, или слой истираемого материала 71 нанесен на внутреннюю рабочую поверхность кольцевых вставок 8 обеих ступеней ТВД, и в этом случае датчики 17, измеряющие радиальный зазор, смещены в гнездах 82 кольцевой вставки 8 второй ступени в радиальных направлениях на толщину истираемого слоя.
Предлагается также двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 14), отличающаяся тем, что гидравлические диаметры тракта, подающего охлаждающий воздух второго контура внутрь кольцевой вставки первой ступени, и отводящего его, больше гидравлического диаметра аналогичного тракта ее второй ступени, или наоборот.
Кроме того, предлагается двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине (см. фиг. 14), отличающаяся тем, что электрические параметры полуколец 32 с проводниками резистивного нагревателя или катушками индукционного нагревателя 11 различны у первой и второй ступени турбины и нагреватель 11 каждой ступени ТВД работает по своей программе.
р
Предлагаемый способ теплового активного управления радиальными зазорами одноступенчатой турбины высокого давления (см. фиг. 2) содержит операции управления радиальными зазорами, выполняемые по командам электронной системы двигателя по сигналам датчика 15 оборотов ротора турбокомпрессора ВД (см. фиг. 9) и баростата 16, причем охлаждение диска 30 и рабочих лопаток 10 ротора 3 ТВД воздухом из-за последней ступени КВД происходит пассивно - без команд этих датчиков, или активно - охлаждение этих деталей выключается на взлетном режиме и переходных режимах от взлетного режима к крейсерскому режиму (см. фиг. 10). Все операции управления радиальными зазорами 9 ТВД выполняются согласно полетному циклу по командам бортового компьютера 14 по программе, разработанной на основе эксперимента для всего полетного цикла, обеспечивающей хорошие значения КПД, С и характеристики его тяги и безопасность работы двигателя, исключающую врезание рабочих лопаток 10 (см. фиг. 2) и провал тяги на взлете, которая выполняется в следующей последовательности: перед запуском двигателя включается нагреватель 11, который отключается через определенный промежуток времени, двигатель запускается и на форсированных режимах включается охлаждение кольцевой вставки 8 воздухом второго контура, подаваемым в ее внутреннюю полость 37 с заданным законом изменения по оборотам и времени, интенсивностью, которая достигает максимального значения на взлетном режиме. Причем пассивное охлаждение диска 30 и рабочих лопаток 10 ротора 3 ТВД выполняется на всех рабочих режимах двигателя и не регулируется системой управления радиальными зазорами. На режиме, переходном от взлетного режима на крейсерский режим кольцевая вставка 8 охлаждается воздухом второго контура с интенсивностью, постепенно снижающейся по задаваемому программой компьютера 14 (см. фиг. 10) закону до уровня, потребного на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, а при указанном активном охлаждении диска 30 и рабочих лопаток 10 ротора 3 ТВД (см. фиг. 2) выполняется заданный закон охлаждения кольцевой вставки 8 воздухом второго контура, также снижающийся до того же уровня на крейсерском режиме, но с большими градиентами снижения интенсивности по оборотам двигателя. На дросселируемых режимах полетного цикла выключается охлаждение кольцевой вставки 8 воздухом второго контура и включается ее нагрев нагревателем 11 с интенсивностью, постепенно снижающейся по заданному закону с уменьшением оборотов двигателя, и выключение нагревателя 11 и останов двигателя. Возбуждаемые колебания кольцевой вставки 8 и скрепленных с ней деталей на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами - рессорами 49.
р
Предлагается способ теплового активного управления радиальными зазорами одноступенчатой турбины высокого давления (см. фиг. 2), содержащий регулирование радиального зазора путем нагрева кольцевой вставки 8 нагревателем 11 на режимах малого газа и переходных режимах с оборотами, большими оборотов крейсерского режима, у которого все операции управления радиальными зазорами 9 ТВД выполняются согласно полетному циклу по командам бортового компьютера 14 по программе, разработанной на основе эксперимента для всего полетного цикла, обеспечивающей хорошие значения КПД, С и характеристики его тяги и безопасность работы двигателя, исключающую врезание рабочих лопаток 10 и провал тяги на взлете, которая выполняется в следующей последовательности: перед запуском двигателя включается нагреватель 11 (см. фиг. 9), который отключается через определенный промежуток времени, двигатель запускается, в случае установки на выходе охлаждаемого воздуха, подаваемого из второго контура во внутреннюю полость 38 кольцевой вставки 8, нормально открытого электропневмоклапана 57, этот воздух подается во внутреннюю полость 38 кольцевой вставки 8 на переходных форсированных режимах, на режиме малого газа в составе режимов форсирования двигателя, взлетном режиме, переходных режимах от взлетного к крейсерскому и на крейсерском режиме. Затем электропневмоклапан 57 закрывается и прекращается подача охлаждающего воздуха из второго контура. Включается нагреватель 11, нагревающий кольцевую вставку 8 на дросселируемых переходных режимах. Нагреватель 11 отключается до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток 10. А в случае установки на выходе охлаждаемого воздуха, подаваемого из второго контура во внутреннюю полость 37 кольцевой вставки 8, нормально закрытого электропневмоклапана 58, после отключения нагревателя 11 при запуске двигателя электропневмоклапан 58 открывается и держится открытым на всех переходных форсированных режимах, на режиме малого газа в составе режимов форсирования двигателя, взлетном режиме, переходных режимах от взлетного к крейсерскому. Затем электропневмоклапан 58 обесточивается и закрывается и охлаждающий воздух второго контура не поступает во внутреннюю полость 38 вплоть до полного останова двигателя, а на крейсерском режиме кольцевая вставка 8 охлаждается пассивно только воздухом, поступающим из-за последней ступени КВД. Включается нагреватель 11, нагревающий кольцевую вставку 8 на дросселируемых переходных режимах. Нагреватель 11 отключается до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток 10. Возбуждаемые колебания кольцевой вставки 8 и скрепленных с ней деталей на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами - рессорами 49 (см. фиг. 2).
ц
min
min
min
min
min
min
ц
ц
Кроме того, предлагается способ теплового активного управления радиальными зазорами турбины высокого давления (см. фиг. 14), содержащий регулирование зазора 9 по командам бортового компьютера 14, получающего сигналы от датчиков 17, измеряющих радиальный зазор 9 (см. фиг. 10), отличается тем, что компьютер 14 выдает команды по сигналам датчиков 17, измеряющих радиальный зазор, закрепленных в кольцевой вставке 8 одноступенчатой ТВД или в кольцевой вставке 8 второй ступени двухступенчатой ТВД. Перед запуском двигателя компьютер 14 определяет величину наименьшего из замеренных датчиками 17 зазоров, включает нагреватели 11 (см. фиг. 14) и кольцевые вставки 8 перед запуском двигателя прогреваются нагревателями 11 до получения величины этого радиального зазора δ, возможно меньшей, но большей суммарной величины вытяжки лопаток 10 и замковой части диска 30 турбины высокого давления под действием центробежных сил той ступени турбины, у которой эта суммарная величина больше. Двигатель запускается, и, если на форсированных режимах полетного цикла измеряемые радиальные зазоры 9 растут, нагреватель 11 выключается. Компьютер 14 на каждом шаге изменения интенсивности охлаждения кольцевых вставок 8 из записанных сигналов с каждого датчика 17 формирует свою группу из n=1, 2, 3, … периодов изменения величины зазоров 9, и в каждом периоде вычисляет разность между наибольшей и наименьшей величиной этих зазоров, из всех групп для датчиков 17 ступени турбины отдельно выбирает наибольшую по; величине разность, определяет соответствующий ей меньший зазор и сравнивает его величину с минимально допустимой и возможной для данного двигателя величиной этого зазора δ. Если этот меньший зазор 9 больше минимально допустимой величины этого зазора δ, то по команде компьютера 14 нагреватель 11, если он был включен, отключается, и элемент, регулирующий расход охлаждающего воздуха, поступающего из второго контура во внутренние полости 38 кольцевых вставок 8 - золотник 59 (см. фиг. 8), на каждом шаге регулирования смещается и открывает некоторую площадь отверстий 83, через которые сбрасывается этот охлаждающий воздух. На переходных форсированных режимах и на стационарном режиме - малом газе эти операции непрерывно повторяются пока меньший зазор 9, определенный на этой операции, у второй ступени турбины не достигнет величины минимально допустимой и возможной для данного двигателя. Максимальная интенсивность охлаждения кольцевых вставок 8 достигается на взлетном режиме при полном открытии этих отверстий 83, и обеспечено исключение провала тяги на взлетном режиме двигателя. Причем охлаждение диска 30 и рабочих лопаток 10 ступени одноступенчатой ТВД или первой ступени ротора двухступенчатой ТВД воздухом из-за последней ступени КВД (см. фиг. 10) происходит на всех рабочих режимах двигателя пассивно - без управляющих команд компьютера 14, или на взлетном режиме и переходных режимах от взлетного режима к крейсерскому режиму активно - охлаждение этих деталей выключается, и на крейсерском режиме, на высотах, больших высоты Н ограничения по баростату 16, положение золотника 59, требуемое для поддержания в интервале δ≤δ≤δ+0,1 мм наименьшей из замеряемых величин радиального зазора 9, сохраняется до окончания крейсерского режима при отсутствии питания электромагнитного привода 60, если не происходит такого экстремального изменения полетных условий, которые недопустимо изменяют меньший зазор 9, определяемый компьютером 14. В этом случае соответственно увеличению/уменьшению этого зазора производиться включение нагревателей 11 или смещение золотника 59 в новое сохраняемое положение, обеспечивающие равенство с допуском +0,1 мм меньшего зазора 9 величине минимально допустимой и возможной для данного двигателя. На дросселируемых режимах двигателя золотник 59 (см. фиг. 10) полностью перекрывает отверстия 81, подающие охлаждающий воздух из второго контура во внутренние полости 38 кольцевых вставок 8, включаются нагреватели 11 и компьютер 14 на каждом шаге изменения интенсивности нагревания таким же образом, как и на форсированных режимах, выбирает меньший зазор 9, управляет включением/ выключением нагревателей 11 и изменением интенсивности нагрева пока меньший зазор 9 не установится в интервале δ≤δ≤δ+0,1+0,2 мм. Нагреватели 11 отключаются до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток 10 (см. фиг. 14), и при повторной приемистости, в ее начале, компьютер 14 сравнивает выбранный известным образом меньший зазор 9 между кольцевой вставкой 8 и рабочими лопатками одноступенчатой турбины или между кольцевой вставкой 8 и рабочими лопатками второй ступени двухступенчатой турбины, с величиной этого радиального зазора δ, возможно меньшей, но большей на 0,1÷0,2 мм суммарной вытяжки рабочих лопаток 10 и замковой части диска 30 под действием центробежных сил колеса одноступенчатой турбины или колеса второй ступени двухступенчатой турбины, и если меньший зазор 9 больше этой величины, то регулирование радиального зазора 9 осуществляется изменением интенсивности охлаждения, также как на форсированных режимах двигателя, а если меньше, то вначале перед повторным запуском двигателя включаются нагреватели 11, и при достижении меньшим зазором величины на 0,1÷0,2 мм, большей величины δ дальнейшее регулирование радиального зазора осуществляется изменением интенсивности охлаждения, также как на форсированных режимах двигателя. Возбуждаемые колебания системы регулирования радиальных зазоров на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами - рессорами 49.
Сборка предлагаемых ТВД специалисту ясна из описания предлагаемых конструкций ТВД и фиг. 1 и 12 и специально не описывается.
Работа турбин ГТД широко известна, а работа предлагаемых систем управления радиальными зазорами подробно описана в предлагаемых способах управления этими зазорами и поэтому работа предлагаемых ТВД специально не описывается.
Преимущества предлагаемых ТВД ТРДД и способов управления радиальными зазорами в основном описаны выше и, по нашему мнению, позволяют сделать следующие выводы:
р
Предлагаемые, ТВД ТРДД и способы управления радиальными зазорами позволяют существенно расширить диапазон успешных решений создания конструкций одноступенчатых и двухступенчатых ТВД ТРДД с системой активного управления радиальными зазорами, эффективной на всех режимах полетного цикла, добиться на этих режимах хороших значений КПД, С при хороших массовых характеристиках ТВД, в том числе и у авиационных ТРДД с Tr=1800°K.
В предлагаемых ТВД ТРДД могут быть использованы сотовые уплотнения, пленочное охлаждение лопаток соплового аппарата и рабочих лопаток первой ступени. Эти устройства широко известны и варианты предлагаемых ТВД с этими устройствами не описываются.
Все предлагаемые ТВД ТРДД можно применять в авиационных двигателях вместе с другими известными системами управления радиальными зазорами КВД, ТСТ, ТНТ и т.д.
Кроме того, даже в тех случаях, когда применение предлагаемых конструкций и способов окажется нецелесообразным или невозможным, может оказаться полезным использование отдельных оригинальных идей этой разработки.