RU2702713C1

RU2702713C1 - Gas turbine engine

Info

Publication number: RU2702713C1
Application number: RU2018139110A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Канахин; Виктор Викторович Куприк; Евгений Ювенальевич Марчуков; Елена Сергеевна Некрасова; Ирина Михайловна Стародумова
Priority date: 2018-11-07
Filing date: 2018-11-07
Publication date: 2019-10-09

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: invention relates to gas turbine engine building, particularly, to gas turbine engines support pressurization systems. Gas turbine engine comprising a low pressure compressor with supports, a high pressure compressor with a support, a high pressure turbine and a low pressure turbine with supports and disks forming between each other an inter-disk space of turbines, a high-pressure source, a low-pressure source, a supercharging switching valve, a centralized supercharging system of supports, each of which includes a supercharging cavity and a pre-oil cavity. Cavities of supercharging via charging valve are interconnected by supplying air ducts and with high pressure source, and with low pressure source, and air ducts with each other. Inter-disk cavity of turbines via movable seals is interconnected with gas-air channel of engine, and with pre-oil cavities of turbines. According to the invention, the gas turbine engine is equipped with a heat exchanger equipped with a cooling air path and a cooled air path, at that, cooling air duct communicated with low pressure source and gas-air outlet downstream of low pressure turbine. In its inlet the cooled air path is interconnected with the high pressure source, and by the outlet through the air ducts it is interconnected with the supercharging switching valve and/or with the inter-disk cavity of the turbines.

EFFECT: implementation of this invention due to reduction of oil temperature provides stability of its properties and further multiple use in oil supply line to bearings of support, improved operating conditions of high and low pressure turbine bearings and, as a result, increased service life and durability, as well as exclusion of coke formation on elements of turbine support structure.

3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к системам наддува опор газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing, and in particular to pressurization systems for supports of gas turbine engines.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является известный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость, полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом, междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя и с предмасляными полостями турбин, /RU №2188331 С1 МПК F02C 7/06 Опубликовано 27.08.2002 г./The closest in technical essence and the achieved result is a known gas turbine engine comprising a low-pressure compressor with bearings, a high-pressure compressor with a support, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine with supports and disks forming an interdiscal cavity of the turbines, a high-pressure source, a source low pressure boost valve, a single centralized support boost system, each of which includes a boost cavity and a pre-oil cavity, boost cavities and through the boost switch valve, the supply ducts communicate with both the high-pressure source and the low-pressure source, and with the ducts with each other, the interdisk cavity of the turbines through movable seals is connected with the gas-air duct of the engine and with the pre-oil cavity of the turbines, / RU No. 2188331 C1 MPK F02C 7/06 Published 08/27/2002 /

Недостатком данного решения является то, что для стационарных газотурбинных двигателей, особенно эксплуатируемых в жарких странах, температура наддува опор достаточно высока, и в масляные полости поступает горячий воздух, нагревая не только масло, но и элементы всей масляной опоры, от которых масло нагревается дополнительно. Это может привести к коксообразованию внутри опоры, изменению свойств масла, делающего его непригодным для использования, а также снижает ресурс работы масляных подвижных уплотнений. Увеличенный подогрев масла может приводить к повышению температуры элементов конструкции подшипника, что уменьшает его долговечность. Вследствие этого возникает необходимость частой замены масла, что увеличивает стоимость эксплуатации, а в случае возгорания масла в опоре и уменьшения долговечности подшипника снижается безопасность, надежность и ресурс работы двигателя.The disadvantage of this solution is that for stationary gas turbine engines, especially those operating in hot countries, the temperature of the boost of the bearings is quite high, and hot air enters the oil cavities, heating not only the oil, but also the elements of the entire oil support, from which the oil is heated additionally. This can lead to coke formation inside the support, a change in the properties of the oil, making it unsuitable for use, and also reduces the life of the oil movable seals. Increased oil heating can lead to an increase in the temperature of the structural elements of the bearing, which reduces its durability. As a result, there is a need for frequent oil changes, which increases the cost of operation, and in the event of ignition of the oil in the bearing and a decrease in bearing life, the safety, reliability and service life of the engine are reduced.

Задача изобретения - обеспечение безопасности эксплуатации двигателя, повышение его надежности и экономичности.The objective of the invention is to ensure the safe operation of the engine, increasing its reliability and efficiency.

Ожидаемый технический результат - сохранение свойств использованного масла, повышение надежности подшипника и его долговечности, а также исключение появление кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации, что обеспечивает безопасность и повышает ресурс двигателя.The expected technical result is the preservation of the properties of the used oil, increasing the reliability of the bearing and its durability, as well as eliminating the appearance of coke and the ignition of oil and coke during operation, which ensures safety and increases engine life.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор низкого давления с опорами, компрессор высокого давления с опорой, турбину высокого давления и турбину низкого давления с опорами и дисками, образующими между собой междисковую полость турбин, источник высокого давления, источник низкого давления, клапан переключения наддува, единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полость наддува и предмасляную полость, полости наддува через клапан переключения наддува сообщены питающими воздуховодами и с источником высокого давления и с источником низкого давления, а воздуховодами друг с другом, междисковая полость турбин через подвижные уплотнения сообщена и с газовоздушным трактом двигателя и с предмасляными полостями турбин, по предложению он снабжен теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, при этом тракт охлаждающего воздуха своим входом сообщен с источником низкого давления, а выходом с газовоздушным трактом за турбиной низкого давления, а тракт охлаждаемого воздуха своим входом сообщен с источником высокого давления, а выходом через подводящие воздуховоды сообщен и с клапаном переключения наддува и/или с междисковой полостью турбин. Источником высокого давления может использоваться вторичная зона камеры сгорания или одна из последних ступеней компрессора высокого давления.The expected technical result is achieved by the fact that the known gas turbine engine comprising a low-pressure compressor with bearings, a high-pressure compressor with a support, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine with supports and disks forming an interdiscal cavity of the turbines, a high-pressure source, a low-pressure source , boost switch valve, a single centralized support pressurization system, each of which includes a boost cavity and a pre-oil cavity, boost cavities through the switch valve boost pressures are communicated by supply ducts with both a high pressure source and a low pressure source, and with ducts with each other, the interdisk cavity of the turbines through movable seals is connected with both the gas-air duct of the engine and the pre-oil cavities of the turbines, on request it is equipped with a heat exchanger equipped with a cooling air path and a path of cooled air, while the path of cooling air is connected with a low pressure source through its inlet and a low-pressure turbine outlet with a gas-air path eniya, and the cooled air path to its input in communication with the high pressure source and output via supply ducts and communicates with a valve switching supercharging and / or cavity interdisk turbines. The secondary pressure zone of the combustion chamber or one of the last stages of the high-pressure compressor can be used as a source of high pressure.

Снабжение газотурбинного двигателя теплообменником, оснащенным трактом охлаждающего воздуха и трактом охлаждаемого воздуха, обеспечивает снижение температуры воздуха, поступающего в тракт охлаждаемого воздуха от источника высокого давления, на требуемую величину, а сообщение тракта охлаждаемого воздуха с клапаном переключения наддува обеспечивает стабильный наддув опор газотурбинного двигателя холодным воздухом с требуемым высоким давлением на режимах запуска и режимах «малого газа», поскольку эти режимы характеризуются тем, что частота вращения ротора низкого давления составляет 15…40% от его максимального значения, а частота вращения ротора высокого давления составляет 60…80% от своего максимального значения. При этом на входе в компрессор низкого давления и на входе в компрессор высокого давления имеет место разрежение относительно атмосферы, а давление в маслосистеме соответствует атмосферному. Возникают условия для выброса масла в газовоздушный тракт двигателя. Поэтому на данных режимах очень важно иметь стабильный наддув опор воздухом с высоким давлением. Наддув опор более холодным воздухом существенно снижает подвод тепла к элементам конструкции опор газотурбинного двигателя, а также снижает температуру масла в масляных полостях опор за счет того, что в масляные полости через масляные подвижные уплотнения поступает более холодный воздух.The supply of a gas turbine engine with a heat exchanger equipped with a cooling air path and a cooled air path reduces the temperature of the air entering the cooled air path from the high pressure source by the required value, and the communication of the cooled air path with the boost valve provides stable pressurization of the supports of the gas turbine engine with cold air with the required high pressure in the start-up and low-gas modes, since these modes are characterized by the fact that the rotational speed of the low pressure rotor is 15 ... 40% of its maximum value, and the rotational speed of the high pressure rotor is 60 ... 80% of its maximum value. At the same time, at the inlet to the low-pressure compressor and at the inlet to the high-pressure compressor, there is a vacuum relative to the atmosphere, and the pressure in the oil system corresponds to atmospheric. There are conditions for the release of oil into the gas-air path of the engine. Therefore, in these modes it is very important to have a stable boost of the supports with high-pressure air. Supercharging the supports with colder air significantly reduces the heat supply to the structural elements of the supports of the gas turbine engine, and also reduces the oil temperature in the oil cavities of the bearings due to the fact that cooler air enters the oil cavities through the oil moving seals.

При этом сообщение входа тракта охлаждающего воздуха с источником низкого давления обеспечивает обдув теплообменника более холодным воздухом, что повышает его эффективность.In this case, the communication of the input of the cooling air path with a low pressure source provides blowing of the heat exchanger with cooler air, which increases its efficiency.

На рабочих режимах двигателя наддув опор осуществляется от источника низкого давления воздухом с низкой температурой и приемлемым уровнем давления, поскольку частота вращения ротора низкого давления и частота вращения ротора высокого давления выравниваются и составляют 90…100% от максимальных значений и нет разрежения в полостях на входе в компрессор низкого давления и на входе в компрессор высокого давления.At engine operating conditions, the bearings are pressurized from a low pressure source with air with a low temperature and an acceptable pressure level, since the rotational speed of the low pressure rotor and the rotational speed of the high pressure rotor are equal to 90 ... 100% of the maximum values and there is no vacuum in the cavities at the inlet low pressure compressor and inlet to the high pressure compressor.

Сообщение тракта охлаждаемого воздуха с междисковой полостью турбин обеспечивает дополнительный наддув опоры турбины более холодным воздухом, при этом все особо нагретые элементы конструкции турбины оказываются в области подвода более холодного воздуха, что благоприятно сказывается на условиях работы турбины, а также дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет попадания более холодного воздуха через масляные подвижные уплотнения в масляную полость турбины.The connection of the cooled air path with the interdisk cavity of the turbines provides additional pressurization of the turbine support with colder air, while all particularly heated turbine structural elements are in the area of supply of colder air, which favorably affects the turbine operating conditions, and the oil temperature in the turbine support is further reduced due to the entry of colder air through the oil movable seals into the oil cavity of the turbine.

Выбор в качестве источника высокого давления вторичной зоны камеры сгорания обеспечивает требуемый уровень давления для наддува опор двигателя на режимах запуска и малого газа.The choice of the secondary zone of the combustion chamber as a source of high pressure provides the required pressure level for boosting the engine mounts in starting and low gas modes.

Выбор в качестве источника высокого давления одной из последних ступеней компрессора высокого давления обеспечивает помимо требуемого уровня давления в систему наддува опор, более низкую температуру отбираемого воздуха.The choice of one of the last stages of the high-pressure compressor as the source of high pressure provides in addition to the required level of pressure in the boost system of supports, a lower temperature of the extracted air.

На рисунке показана схема продольного разреза газотурбинного двигателя с централизованной системой наддува и охлаждения опор турбины.The figure shows a diagram of a longitudinal section of a gas turbine engine with a centralized system for boosting and cooling the turbine supports.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления 1 с опорами 2 и 3, компрессор высокого давления 4 с опорой 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7 с опорами 8, 9 и дисками 10 и 11, образующими между собой междисковую полость турбин 12, а также источник высокого давления 13, источник низкого давления 14, клапан переключения наддува 15.The gas turbine engine comprises a low-pressure compressor 1 with supports 2 and 3, a high-pressure compressor 4 with a support 5, a high-pressure turbine 6 and a low-pressure turbine 7 with supports 8, 9 and disks 10 and 11, which form an interdiscal cavity of the turbines 12, and also a high pressure source 13, a low pressure source 14, a charge switching valve 15.

Двигатель также содержит единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полости наддува 16 и 17 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 18 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и полость наддува 19 опор 8 и 9 турбин высокого 6 и низкого 7 давления. Полости наддува 16, 17, 18, 19 сообщены воздуховодами 20, 21, 22, 23 друг с другом и через клапан переключения наддува 15 сообщены питающими воздуховодами 24 и 25 с источником высокого давления 13 и с источником низкого давления 14 соответственно. Система наддува опор содержит также предмасляные полости 26, 27 опор 2, 3 компрессора низкого давления 1, предмасляную полость 28 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и предмасляную полость 29 опор 8, 9 турбины высокого 6 и низкого 7 давления. Предмасляные полости 26, 27, 28, 29 сообщены через подвижные уплотнения 30, 31, 32, 33, 34, 35 с маслосистемой 36, а через воздуховоды 37, 38, 39 с клапанами суфлирования 40 и 41. Полости наддува 16, 17, 18 сообщены с газовоздушным трактом 42 двигателя.The engine also contains a single centralized system of boosting the supports, each of which includes the boost cavity 16 and 17 of the supports 2 and 3 of the low pressure compressor 1, the boost cavity 18 of the support 5 of the high pressure compressor 4 and the boost cavity 19 of the supports 8 and 9 of the turbines high 6 and low 7 pressure. The boost cavities 16, 17, 18, 19 are communicated by the air ducts 20, 21, 22, 23 with each other and through the boost valve 15 are communicated by the supply ducts 24 and 25 with the high pressure source 13 and with the low pressure source 14, respectively. The support pressurization system also includes pre-oil cavities 26, 27 of the supports 2, 3 of the low-pressure compressor 1, a pre-oil cavity 28 of the support 5 of the high-pressure compressor 4 and a pre-oil cavity 29 of the supports 8, 9 of the high-pressure turbine 6 and low 7. Pre-oil cavities 26, 27, 28, 29 are communicated via movable seals 30, 31, 32, 33, 34, 35 with the oil system 36, and through air ducts 37, 38, 39 with vent valves 40 and 41. Charge cavities 16, 17, 18 communicated with the gas-air path 42 of the engine.

Междисковая полость турбин 12 через подвижные уплотнения 43, 44 сообщена с газовоздушным трактом 42 двигателя, а через подвижное уплотнение 45 с предмасляными полостями турбин 29.The interdisc space of the turbines 12 is connected through the movable seals 43, 44 to the gas-air path 42 of the engine, and through the movable seal 45 to the pre-oil cavities of the turbines 29.

Теплообменник 46 оснащен трактом охлаждающего воздуха 47 и трактом охлаждаемого воздуха 48. При этом тракт охлаждающего воздуха 47 своим входом сообщен с источником низкого давления 14, а выходом с газовоздушным трактом 42 за турбиной низкого давления 7, а тракт охлаждаемого воздуха 48 своим входом сообщен с источником высокого давления 13, а выходом через подводящий воздуховод 49 сообщен с клапаном переключения наддува 15, а через подводящий воздуховод 50 с междисковой полостью турбин 12.The heat exchanger 46 is equipped with a cooling air path 47 and a cooled air path 48. In this case, the cooling air path 47 is inlet connected to the low pressure source 14, and the outlet to the gas-air path 42 behind the low pressure turbine 7, and the cooled air path 48 is in communication with the source high pressure 13, and the output through the inlet duct 49 is communicated with the boost valve 15, and through the inlet duct 50 with the interdisc cavity of the turbines 12.

Газотурбинный двигатель работает следующим образом:The gas turbine engine operates as follows:

На режимах запуска и режиме «малого газа» клапан переключения наддува 15 находится в положении, когда единая централизованная система наддува опор сообщена питающим воздуховодом 24 с источником высокого давления 13. В этом случае воздух, отбираемый от источника высокого давления 13, направляется в тракт охлаждаемого воздуха 48 теплообменника 46, где благодаря свойствам охладителя - воздуха, отбираемого от источника низкого давления 14 и проходящего через тракт охлаждающего воздуха 47 - температура воздуха от источника высокого давления 13 снижается. Через последовательно установленные подводящий воздуховод 49, клапан переключения наддува 15 и воздуховод 20 воздух поступает в полость наддува 17 задней опоры 3 компрессора низкого давления 1 и далее в предмасляную полость 27, газовоздушный тракт 42 и в воздуховоды 21 и 22. Из воздуховода 21 воздух направляется в полость наддува 16 передней опоры 2 компрессора низкого давления 1 и далее в предмасляную полость 26 и в газовоздушный тракт двигателя 42.In the start-up and “low gas” modes, the charge-transfer valve 15 is in a position when a single centralized support pressurization system is communicated by the supply duct 24 to the high-pressure source 13. In this case, the air taken from the high-pressure source 13 is directed to the cooled air path 48 of the heat exchanger 46, where due to the properties of the cooler - air taken from the low pressure source 14 and passing through the cooling air duct 47 - the air temperature from the high pressure source 13 is lower is. Through sequentially installed inlet duct 49, charge changeover valve 15 and duct 20, air enters the boost cavity 17 of the rear support 3 of the low pressure compressor 1 and further into the pre-oil cavity 27, the air duct 42 and into the ducts 21 and 22. From the duct 21, the air is directed to pressurization cavity 16 of the front support 2 of the low pressure compressor 1 and further into the pre-oil cavity 26 and into the gas-air duct of the engine 42.

По воздуховоду 22 воздух одновременно подается в полость наддува 18 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и далее в предмасляную полость 28, а также по воздуховоду 23 в полость наддува 19 опоры 8 турбины высокого давления 6 и опоры 9 турбины низкого давления 7. Из полости наддува 19 воздух поступает в предмасляную полость 29 турбин.Through the duct 22, air is simultaneously supplied to the boost cavity 18 of the front support 5 of the high pressure compressor 4 and then to the pre-oil cavity 28, and also through the duct 23 to the boost cavity 19 of the support 8 of the high pressure turbine 6 and the support 9 of the low pressure turbine 7. From the boost cavity 19, air enters the pre-oil cavity of 29 turbines.

Воздух из предмасляных полостей 26, 27, 28, с одной стороны, через воздуховоды 37 и 38 поступает в клапан суфлирования 40 и далее в окружающую среду, из предмасляных полостей 29 через воздуховод 39 в клапан суфлирования 41 и далее в окружающую среду, а с другой стороны, через подвижные уплотнения 30, 31, 32, 33, 34, 35 поступает в маслосистему 36.Air from the pre-oil cavities 26, 27, 28, on the one hand, through the air ducts 37 and 38 enters the vent valve 40 and then into the environment, from the pre-oil cavities 29 through the air duct 39 to the vent valve 41 and further into the environment, and on the other side, through the movable seals 30, 31, 32, 33, 34, 35 enters the oil system 36.

Одновременно воздух, отбираемый от источника высокого давления 13 и проходящий теплообменник 46 по тракту охлаждаемого воздуха 48 через подводящий воздуховод 50 поступает в междисковую полость турбин 12 и далее через подвижные уплотнения 43 и 44 направляется в газовоздушный тракт 42, а через подвижное уплотнение 45 в предмасляные полости 29 турбин, охлаждая элементы конструкции турбин и надувая предмасляные полости 29 холодным воздухом. Смешиваясь с воздухом, поступающим из полости наддува 19, этот холодный воздух поступает через подвижные уплотнения 33, 34, 35 в маслосистему двигателя 36. Причем наддув междисковой полости турбин 12 холодным воздухом, проходящим теплообменник 46, осуществляется на всех режимах работы двигателя, что обеспечивает надежный наддув опор 8 и 9 турбин 6 и 7, а также обеспечивает «омывание» холодным воздухом особо нагретых элементов конструкции опор турбин.At the same time, air drawn from the high pressure source 13 and passing the heat exchanger 46 through the cooled air path 48 through the inlet duct 50 enters the interdisc cavity of the turbines 12 and then through the movable seals 43 and 44 is directed to the gas-air duct 42, and through the movable seal 45 to the pre-oil cavities 29 turbines, cooling the structural elements of the turbines and inflating the pre-oil cavities 29 with cold air. Mixing with the air coming from the boost cavity 19, this cold air enters through the oil seals 33, 34, 35 into the engine oil system 36. Moreover, the inter-disk cavity of the turbines 12 is charged with cold air passing through the heat exchanger 46 at all engine operating modes, which ensures reliable pressurization of supports 8 and 9 of turbines 6 and 7, and also provides for “washing” with cold air of especially heated structural elements of turbine supports.

Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и как следствие повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины.The implementation of this invention by reducing the temperature of the oil ensures the stability of its properties and further repeated use in the oil supply line to the bearings of the support, improving the working conditions of the bearings of the high and low pressure turbines and, as a result, increasing their resource and durability, as well as eliminating the formation of coke on structural elements turbine bearings.

Claims

1. A gas turbine engine comprising a low-pressure compressor with supports, a high-pressure compressor with a support, a high-pressure turbine and a low-pressure turbine with supports and disks forming an interdiscal cavity of the turbines, a high-pressure source, a low-pressure source, a boost switch valve, a single a centralized pressurization system of the supports, each of which includes a pressurization cavity and a pre-oil cavity, the pressurization cavities are connected through the pressurization switching valve to the supply ducts and to the source high pressure, and with a source of low pressure, and ducts with each other, the interdisk cavity of the turbines through movable seals is connected with the gas-air duct of the engine and with the pre-oil cavities of the turbines, characterized in that it is equipped with a heat exchanger equipped with a cooling air path and a cooled air path in this case, the cooling air path through its inlet is connected with the low pressure source, and the outlet with the gas-air path behind the low pressure turbine, and the cooled air path through its inlet n with a source of high pressure, and the output through the supply ducts is in communication with the valve for switching the boost and / or with the interdisk cavity of the turbines.

2. A gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the high pressure source is the secondary zone of the combustion chamber.

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the high pressure source is one of the last stages of the high pressure compressor.