RU2738523C1 - Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации - Google Patents
Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2738523C1 RU2738523C1 RU2020112353A RU2020112353A RU2738523C1 RU 2738523 C1 RU2738523 C1 RU 2738523C1 RU 2020112353 A RU2020112353 A RU 2020112353A RU 2020112353 A RU2020112353 A RU 2020112353A RU 2738523 C1 RU2738523 C1 RU 2738523C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- turbine
- cooling air
- radial clearances
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам регулирования радиальных зазоров турбин авиационных двигателей. Группа изобретений направлена на повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации радиальных зазоров и расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя. Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя включает контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через входную полость в аппарат закрутки. Далее охлаждающий воздух подводят между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины. Регулируют расход охлаждающего воздуха в зависимости от режима его работы и от величины радиального зазора. Температуру охлаждающего воздуха снижают в воздухо-воздушном теплообменнике, установленном во втором контуре. Входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к каждому из которых подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами. Давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором. Дополнительное регулирование температуры подачи охлаждающего воздуха выполняют изменением эффективности работы воздухо-воздушного теплообменника средством управления теплообменом. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 14 ил.
Description
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Именно на авиационных двигателях требуется широкий диапазон регулирования по мощности, по оборотам и уровню температуры перед турбиной. Следует иметь в виду и еще одно обстоятельство, что на этих типах двигателей максимальный режим работы двигателя по мощности кратковременный, а крейсерские режимы - долговременные в жизненном цикле двигателя.
Известны способ и устройство для регулирования радиальных зазоров в одноступенчатой турбине высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2704056, МПК F01D 11/24, опубл. 23.10.2019 г.
Устройство содержит одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины, содержащий 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. Кольцевая вставка выполнена пустотелой и 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. Диск и рабочие лопатки колеса 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 байонетов 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 других целей. Выход патрубков во второй контур уплотнен поршневыми кольцами. На каждый патрубок навернута опора и к этой опоре симметрично патрубку 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. 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 предложенному способу, либо золотниковый распределитель с электромагнитным приводом, сконструированный так, чтобы положение золотника, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе, а 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 другому предложенному способу, либо датчиков, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам. Обеспечивается достаточно конструктивно простая, ремонтопригодная, с возможной быстрой заменой изношенных узлов системы управления радиальными зазорами, с хорошей массовой характеристикой
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.
Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дросселировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.
Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.
Известны способ и устройство для регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного ГТД по патенту РФ №2511860, МПК F01D 11/24, опубл. 10.04.2014 г., прототип способа и устройства.
Этот способ включающем отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода охлаждающего воздуха,
Это устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержит систему отбора охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, входную полость в аппарат закрутки, систему подвода охлаждающего воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирование расхода охлаждающего воздуха.
Недостатки: применение этого способа и устройства имеет ряд недостатков:
- применение аппара закрутки и регулируемых клапанов значительно усложняет конструкцию турбины и ухудшает работу системы охлаждения по следующим причинам. Так как, расход воздуха на охлаждение рабочего колеса не может превышать 5%…7% от расхода воздуха через первый контур, то высота лопаток сопловых аппаратов будет очень мала. А это приведет к относительному увеличению толщины погранслоя и увеличению аэродинамических потерь в них.
Применение регулируемых клапанов приведет к отрицательным последствиям: а именно, резкому падания давления на входе в аппараты закрутки и изменению треугольников скоростей воздуха на выходе сопел закрутки, это приведет к ударному входу охлаждающего воздуха под дефлектор, т.е. потере давления на входе в рабочие лопатки, и как последствие - к затеканию продуктов сгорания в полости рабочих лопаток.
Применение трубчатого «воздухо-воздушного» теплообменника увеличивает загромождение второго контура и тем самым ухудшает его экономичность и снижает надежность двигателя при поломке теплообменника из-за разрушения его трубок от вибрации.
Все это делает невозможным глубокое регулирование расхода охлаждающего воздуха и как следствие приводит к ухудшению экономичности работы газотурбинных двигателей с такими системами охлаждения.
Задачей изобретения является повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации радиальных зазоров и расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя.
Достигнутый технический результат: повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами.
Решение указанной задачи достигнуто в способе регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода охлаждающего воздуха, в зависимости от режима его работы и от величины радиального зазора, тем, что температуру охлаждающего воздуха снижают в воздухо-воздушном теплообменнике, установленном во втором контуре, входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к каждому из которых подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором, а дополнительное регулирование температуры подачи охлаждающего воздуха выполняют изменением эффективности работы воздухо-воздушного теплообменника средством управления теплообменом.
На максимальном режиме работы двигателя может быть обеспечено равенство углов:
α1=β0,
где: α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти,
а на других режимах должно быть обеспечено максимально близкие значения углов α1 и β0.
Решение указанных задач достигнуто в устройстве для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем отверстия отбора воздуха за компрессором, входную полость в аппарате закрутки, систему подвода охлаждающего воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирования расхода охлаждающего воздуха, тем, что в системе подвода охлаждающего воздуха во втором контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к входу в каждого из которых подсоединены по одному подводящему трубопроводу с отсечными клапанами, а к выходу - центробежный компрессор, размещенный между диском турбины и дефлектором.
В каждой рабочей лопатке может быть выполнено по две полости: передняя и задняя, при этом в переднюю полость выведены отверстия завесы охлаждения передней кромки рабочей лопатки.
Воздухо-воздушный теплообменник может быть совмещен с корпусом камеры сгорания, а средство управления теплообменом выполнено в виде управляемых турбулизаторов воздушного потока второго контура.
Воздухо-воздушный теплообменник может быть выполнен в виде пустотелого корпуса камеры сгорания.
Пустотелый корпус камеры сгорания может быть выполнен с двумя коаксиальными стенками, при этом внешняя стенка выполняет функцию рабочей поверхности.
Внешняя стенка камеры сгорания может быть выполнена с оребрением со стороны второго контура.
Сущность изобретения представлена на чертежах фиг 1…14, где:
- на фиг. 1 представлен пример конкретного выполнения устройства для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя, позволяющего реализовать предложенный способ,
- на фиг. 2 приведена схема подачи охлаждающего воздуха,
- на фиг. 3 приведен схема подвода охлаждающего воздуха,
- на фиг. 4 приведена схема подвода охлаждающего воздуха в проекции сбоку,
- на фиг. 5 приведена турбина в сборе, первая ступень,
- на фиг. 6 приведена лопатка турбины, первый вариант,
- на фиг. 7 приведена лопатка турбины, второй вариант,
- на фиг. 8 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант,
- на фиг. 9 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант,
- на фиг. 10 приведен фрагмент чертежа рабочего колеса,
- на фиг. 11 приведен вид А,
- на фиг. 12 приведен чертеж компоновки сектора и подводящего трубопровода, разрез В - В,
- на фиг. 13 приведен «воздухо-воздушный» теплообменник,
- на фиг. 14 приведен разрез С - С.
Перечень обозначений, принятых в описании.
1. блок управления 1,
2. электрические связи 2,
3. отсечной клапан 3,
4. датчик измерения радиальных зазоров 4,
5. трубопровод охлаждающего воздуха 5,
6. воздухо-воздушный теплообменник 6,
7. второй контур 7,
8. средство управления теплообменом 8,
9. привод средства управления 9,
10. входное отверстие 10,
11. внешняя воздушная полость 11,
12. камера сгорания 12,
13. жаровая труба 13,
14. внутренняя воздушная полость 14,
15. форсуночная плита 15,
16. форсунки 16,
17. корпус камеры сгорания 17,
18. вал 18,
19. выходное отверстие 19,
20. внутренняя полость 20,
21. сопловая лопатка 21,
22. входная полость 22,
23. аппарат закрутки 23,
24. статор 24,
25. воздушные каналы 25,
26. рабочее колесо 26,
27. внутренняя полость 27,
28. рабочая лопатка 28,
29. дефлектор 29,
30. центробежный компрессор 30,
31. лопасть 31,
32. входной участок 32,
33. водная кромка соплового аппарата 33,
34. отверстия тепловой завесы 34,
35. проточная часть турбины 35,
36. перегородка 36,
37. сектора 37,
38. обтекаемые лопатки 38,
39. внешнее уплотнение 39,
40. внутреннее уплотнение 40,
41. ступица 41,
42. входная кромка рабочего колеса 42,
43. отверстия завесы охлаждения 43,
44. бандажная полка 44,
45. уплотнение 46,
46. выходная кромка 46,
47. выходная щель 47.
48. замок 48,
49. перегородка 49,
50. передний канал 50,
51. задний канал 51,
52. диффузор 52,
53. перегородки 53,
54. внутренняя стенка 54,
55. внешняя стенка 55,
56. зазор 56,
57. внутренние ребра 57,
58. внешние ребра 58.
59. коллектор 59,
60. корпус компрессора 60,
61. корпус турбины 61,
62. регулируемые турболизаторы 62,
63. ось 63,
64. поворотная пластина 64,
α0 - угол установки обтекаемых лопаток,
α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти,
Устройство регулирования радиальных зазоров турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя (фиг. 1…14) содержит блок управления 1, соединенный электрическими связями 2 с отсечными клапанами 3, датчиками измерения радиальных зазоров 4 и приводами средств управления 9.
Отсечные клапаны 3 установлены в трубопроводах охлаждающего воздуха 5.
Для охлаждения воздуха применен воздухо-воздушный теплообменник 6, размещенный во втором контуре 7.
Особенностью воздухо-воздушного теплообменника 6 является наличие средства управления теплообменом 9.
Применение обычного средства управления теплообменом в виде регулятора расхода охлаждающего воздуха невозможно, так как с уменьшением расхода охлаждающего воздуха его эффективность будет уменьшаться в связи с уменьшением коэффициента теплоотдачи к воздуху. В реальной работе требуется, наоборот увеличение эффективности теплообмена.
Воздухо-воздушный теплообменник 6 соединен через входную полость 22 и аппарат закрутки с входными отверстиями 10 с внешней воздушной полостью 11 камеры сгорания 12 (зона вторичного воздуха камеры сгорания 12), расположенной над жаровой трубой 13 (фиг. 1). Учитывая, что потери давления во внешней воздушной полости 9 составляют около 5%, входные отверстия 8 следует выполнить в начале (по потоку) камеры сгорания 12.
Под жаровой трубой 13 расположена внутренняя воздушная полость 12. В состав камеры сгорания 12 входят, кроме жаровой трубы 13 входят: внутренняя воздушная полость 14, форсуночная плита 15 с форсунками 16 и корпус камеры сгорания 17. Внутри камеры сгорания 12 проходит вал 18 (или валы для многовального газотурбинного двигателя)
Воздухо-воздушный теплообменник 6 соединен выходными отверстиями 19 - с трубопроводами охлаждающего воздуха 5 с отсечными клапанами 3 в них, проходящими через внутренние полости 20 сопловых лопаток 21, во входную полость 22, далее - в аппарат закрутки 23 статора 24 и воздушные каналы 25 в рабочем колесе 26 (фиг. 1…3).
Воздушные каналы 25 соединены с внутренними полостями 27 рабочих лопаток 28, входящих в состав рабочего колеса 26. На рабочем колесе 26 между его воздушными каналами 25 и аппаратом закрутки 23 статора 24 может быть размещен дефлектор 29 с центробежным компрессором 30.
Центробежный компрессор 30 предназначен для увеличения давления охлаждающего воздуха, что важно при завесном охлаждении.
Центробежный компрессор 30 содержит лопасти 31 с входными участками 32, установленными под углом β к оси ОО турбины (фиг. 4 и 5).
На водных входных кромках 33 рабочих лопаток 28 выполнены отверстия тепловой завесы 34 для сообщения с проточной частью турбины 35 (фиг. 1).
Особенностью устройства является то, что (фиг 2) что входная полость 22 перегородками 36 разделена на одинаковые по размеру сектора 37, обслуживающие по несколько обтекаемых лопаток 38 аппарата закрутки 23 (фиг. 2).
Рекомендуемое количество обтекаемых лопаток 38 на один сектор 37:
n=3…7.
К входам в сектора 37 присоединены по одному трубопроводу охлаждающего воздуха 5 с отсечным клапаном 3 (фиг. 1 и 2). Применение именно отсечных клапанов, а не регуляторов расхода обосновано необходимостью поддержания без изменений треугольников скоростей истечения охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 23 при изменении его расхода в 2…4 раза (фиг. 4, 5 и 12).
Аппарат закрутки 23 содержит, как упоминалось ранее, обтекаемые лопатки 38 и уплотнен внешним и внутренним уплотнениями 39 и 40 (фиг. 1 и 6).
Диск 41 содержит ступицу 41, к которой присоединен вал 18 (фиг. 5).
На фиг. 6 приведен первый вариант рабочей лопатки 28. Она содержит входную кромку рабочей лопатки 42, отверстия завесы охлаждения 43, бандажную полку 44, уплотнение 45, выходную кромку 46, выходную щель 47. Рабочая лопатка 28 имеет замок 48.
На фиг. 7 приведен второй вариант рабочей лопатки 28. Она дополнительно содержит перегородку 49, а ее внутреннюю полость 27 разделена перегородкой 49 на передний канал 50 и задний канал 51.
На фиг. 8 приведена конструкция центробежного компрессора 30, первый вариант, центробежный компрессор 30 содержит лопасти 31 радиальной формы с входными участками 32 изогнутой формы для уменьшения потерь давления охлаждающего воздуха при входе в центробежный компрессор 30.
На фиг. 9 приведена конструкция центробежного компрессора, второй вариант, центробежный компрессор содержит лопасти 31 криволинейной формы также с входными участками 32 изогнутой формы.
На фиг. 10 приведен фрагмент чертежа рабочего колеса 26, оно содержит под дефлектором 29 лопасти 31 с входными участками 32, которые выполнены изогнутыми.
На фиг. 11 приведен вид А, видны входные участки 32 изогнутой формы, а на фиг. 12 - приведен чертеж компоновки сектора 37 и трубопровода охлаждающего воздуха 5, разрез В-В. Видно, что входные участки 32 выполнены под углом α0=β0, где:
α0 - угол установки обтекаемых лопаток 38,
α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входного участка 32 лопасти 31.
В расчетах принято α1=α0
На фиг. 12 приведен диффузор 52, имеющий внутри перегородки 53 в системе охлаждения турбины и регулирования радиальных зазоров для уменьшения потери давления охлаждающего воздуха от внезапного расширения воздуха при входе во входную полость 22 через диффузор 52 с большим углом диффузорности.
На фиг. 13 приведена конструкция «воздухо-воздушного» теплообменника 6 и средства управления теплообменом 8.
Воздухо-воздушный теплообменник 3 (фиг. 12 и 13) собран на основе корпуса камеры сгорания 17 и содержит внутреннюю стенку 52 и внешнюю стенку 53, выполненные концентрично с зазором 54 между ними. В зазоре 54 выполнены внутренние ребра 55, на внешней поверхности внешней стенки 53 со стороны второго контура 7 выполнены внешние ребра 56. Внешние ребра 56 предпочтительно выполнить продольными, это уменьшит потери давления воздушного потока по сравнению с трубчатым теплообменником на основных режимах: взлетном и крейсерском. Но накопление подогретого воздуха между внешними ребрами 56 уменьшит эффективность теплообмена. Для устранения этого недостатка применены регулируемые турбулизаторы 60, которые работают кратковременно на переходных режимах.
Над выходными отверстиями 19 выполнен коллектор 59 для сбора охлажденного воздуха. Для значительного увеличения эффективности «воздухо-воздушного» теплообменника 6 и обеспечения возможности его регулирования применено средство управления теплообменом 8 в виде регулируемых турболизаторов 60. Приводы средств управления 9 соединены электрическими связями с блоком управления 1.
Корпус камеры сгорания 17 установлен между корпусом компрессора 51 и корпусом турбины 62.
Регулируемые турболизаторы 60 могут быть выполнены любой формы, например, содержать ось 63 и закрепленную на ней поворотную пластину 64 и соединенную с ней приводом средства управления 9 (фиг. 14). Исходно положение поворотных платин параллельное оси двигателя ОО.
Реализация способа осуществляют следующим образом:
Подачу охлаждающего воздуха из внешней воздушной полости 11 камеры сгорания 12 на охлаждение рабочих лопаток 28 осуществляют через входные отверстия 10 и транспортируют его во внутреннюю полость 27 рабочих лопаток 28 через последовательно размещенный воздухо-воздушный теплообменник 6, установленный во втором контуре 7, по трубопроводам охлаждающего воздуха 5 с отсечными клапанами 3 в них, через аппарат закрутки 23, центробежный компрессор 30, воздушные каналы 25 в рабочем колесе 26.
Из воздушных каналов 25 воздух через отверстия тепловой защиты 34 во входной кромке 33 поступает в проточную часть турбины 35, осуществляя пленочное охлаждение стенки рабочей лопатки 28 в зоне ее входной кромки 33, которое может обеспечить надежную работу этой зоны при очень высоких температурах газа. Для уменьшения потерь давления охлаждающего воздуха в полости за аппаратом закрутки 23 ее, с одной стороны, отделяют от полости на входе в центробежный компрессор 30 рабочего колеса 26 внешним уплотнением 39 и внутренним уплотнением 40.
Расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 27, уменьшают по мере дросселирования режима работы двигателя с помощью отсечных клапанов 3. Имеется возможность регулирования расхода охлаждающего воздуха, поступающего и в сектора 37 и далее во внутреннюю полость 27 рабочей лопатки 28. На максимальных режимах работы двигателя открыты все отсечные клапаны 3. При снижении оборотов двигателя и температуры газа перед турбиной по команде с блока управления 1 по электрическим связям 2 (фиг. 1) уменьшают расход охлаждающего воздуха путем закрытия отсечных клапанов 3. Таким образом, расход охлаждающего воздуха во внутренние полости 27 лопаток 28 падает, но увеличивается в тракте камеры сгорания 5, тем самым, увеличивая массу рабочего тела в турбине. Для сохранения режима работы двигателя снижают подачу топлива в камеру сгорания 12, что снижает температуру газа перед турбиной и уменьшает удельный расход топлива двигателя, т.е. улучшает экономичность.
Датчики измерения радиальных зазоров 4 (фиг. 1) постоянно контролируют и передают в блок управления 1 (бортовой компьютер) величину радиального зазора в турбине и при его увеличении выше допустимого значения (обычно при дросселировании режима работы двигателя) из-за того, что ротор турбины двигателя имеет большую тепловую инерцию, чем статор (корпус турбины 62) подается сигнал на привод средства управления на поворот поворотных пластин 64 перпендикулярно оси двигателя ОО (фиг. 14).
При этом эффективность охлаждения воздуха в воздухо-воздушном теплообменнике 6 резко возрастет из-за турболизации воздуха между внешними ребрами 58, рабочее колесо 28 быстро охладится, радиальные зазоры уменьшатся до оптимальных величин и по команде с блока управления привода средства управления 9 вернут поворотные лопатки 64 в исходное положение (параллельно оси двигателя ОО).
Применение отсечных клапанов 3 для каждого сектора 37, обслуживающего 3…7 обтекаемых лопаток 38 аппарата закрутки 23 позволяет поддерживать на выходе из аппарата закрутки 23 оптимальные скорости и направления движения потока охлаждающего воздуха практически на всех режимах работы двигателя.
Диффузор 52 и перегородки 53 (фиг. 12) в системе охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины уменьшают потери от внезапного расширения воздуха при входе в во входную полость 22, это повышает давление охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости рабочей лопатки 28, или в передние и задние каналы 50 и 51, при наличии перегородок 49 в рабочих лопатках 28, а значит улучшить охлаждение рабочих лопаток 28.
Применение для каждого сектора 37 своего отсечного клапана 3 позволяет на пониженных режимах работы двигателя уменьшить в 2…4 раза расход охлаждающего воздуха, без снижения его давления и без изменения треугольников скоростей истечения охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 23 (фиг. 12).
U - скорость вращения диска,
V - общая скорость истечения охлаждающего воздуха,
V0 - осевая составляющая скорости истечения воздуха,
Vu - окружная составляющая скорости истечения воздуха,
α0 - угол установки обтекаемых лопаток 38 аппарата закрутки 23,
α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 23,
β0 - угол установки входного участка 32 лопасти 31 центробежного компрессора 30.
Учитывая, что приблизительно:
α1=α0,
предложено на максимальном режиме работы двигателя обеспечить равенство углов:
α0=β0,
где: α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти, а на других режимах обеспечить максимально близкие значения углов α1 и β0.
Эти мероприятия обеспечат безударный вход охлаждающего воздуха в центробежный компрессор и уменьшит потери давления воздуха в системе охлаждения.
Применение теплообменника совмещенного с корпусом камеры сгорания позволит уменьшить загромождение второго контура и тем самым улучшить его экономичность и повысить надежность двигателя исключив поломку «воздухо-воздушного» теплообменника из-за разрушения его трубок от вибрации.
Таким образом, изобретение позволяет, с одной стороны, обеспечить надежность и заданный ресурс работы двигателя, а, с другой стороны, высокую экономичность в конструкциях высокотемпературных турбин в широком диапазоне регулирования по мощности (оборотам) газотурбинного двигателя.
Система охлаждения применима для первых ступеней турбин современных высокотемпературных авиационных и судовых двигателей.
Claims (12)
1. Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода охлаждающего воздуха в зависимости от режима его работы и от величины радиального зазора, отличающийся тем, что температуру охлаждающего воздуха снижают в воздухо-воздушном теплообменнике, установленном во втором контуре, входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к каждому из которых подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором, а дополнительное регулирование температуры подачи охлаждающего воздуха выполняют изменением эффективности работы воздухо-воздушного теплообменника средством управления теплообменом.
2. Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что на максимальном режиме работы двигателя должно быть обеспечено равенство углов:
α1=β0,
где: α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти,
а на других режимах должны быть обеспечены максимально близкие значения углов α1 и β0.
3. Устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащее отверстия отбора воздуха за компрессором, входную полость в аппарате закрутки, систему подвода охлаждающего воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирования расхода охлаждающего воздуха, отличающееся тем, что в системе подвода охлаждающего воздуха во втором контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к входу в каждого из которых подсоединены по одному подводящему трубопроводу с отсечными клапанами, а к выходу - центробежный компрессор, размещенный между диском турбины и дефлектором.
4. Устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 3, отличающееся тем, что в каждой рабочей лопатке выполнено по две полости: передняя и задняя, при этом в переднюю полость выведены отверстия завесы охлаждения передней кромки рабочей лопатки.
5. Устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по пп. 3, 4, отличающееся тем, что воздухо-воздушный теплообменник совмещен с корпусом камеры сгорания, а средство управления теплообменом выполнено в виде управляемых турбулизаторов воздушного потока второго контура.
6. Устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 5, отличающееся тем, что воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде пустотелого корпуса камеры сгорания.
7. Устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 6, отличающееся тем, что пустотелый корпус камеры сгорания выполнен с двумя коаксиальными стенками, при этом внешняя стенка выполняет функцию рабочей поверхности.
8. Устройство для регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 7, отличающееся тем, что внешняя стенка камеры сгорания выполнена с оребрением со стороны второго контура.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020112353A RU2738523C1 (ru) | 2020-03-24 | 2020-03-24 | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020112353A RU2738523C1 (ru) | 2020-03-24 | 2020-03-24 | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2738523C1 true RU2738523C1 (ru) | 2020-12-14 |
Family
ID=73835197
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020112353A RU2738523C1 (ru) | 2020-03-24 | 2020-03-24 | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2738523C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114810349A (zh) * | 2021-01-18 | 2022-07-29 | 通用电气公司 | 使用cca-acc优化egt和性能改进的间隙设计过程和策略 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5782076A (en) * | 1996-05-17 | 1998-07-21 | Westinghouse Electric Corporation | Closed loop air cooling system for combustion turbines |
| RU2332579C2 (ru) * | 2003-07-28 | 2008-08-27 | Снекма Мотер | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины |
| RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
| US8307662B2 (en) * | 2009-10-15 | 2012-11-13 | General Electric Company | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow |
| RU2506435C2 (ru) * | 2012-05-11 | 2014-02-10 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
-
2020
- 2020-03-24 RU RU2020112353A patent/RU2738523C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5782076A (en) * | 1996-05-17 | 1998-07-21 | Westinghouse Electric Corporation | Closed loop air cooling system for combustion turbines |
| RU2332579C2 (ru) * | 2003-07-28 | 2008-08-27 | Снекма Мотер | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины |
| RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
| US8307662B2 (en) * | 2009-10-15 | 2012-11-13 | General Electric Company | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow |
| RU2506435C2 (ru) * | 2012-05-11 | 2014-02-10 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114810349A (zh) * | 2021-01-18 | 2022-07-29 | 通用电气公司 | 使用cca-acc优化egt和性能改进的间隙设计过程和策略 |
| US12234736B2 (en) | 2021-01-18 | 2025-02-25 | General Electric Company | Clearance design process and strategy with CCA-ACC optimization for EGT and performance improvement |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5555721A (en) | Gas turbine engine cooling supply circuit | |
| US5022817A (en) | Thermostatic control of turbine cooling air | |
| US10583933B2 (en) | Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling | |
| EP2702251B1 (en) | Turbine comprising a casing cooling duct | |
| US3602605A (en) | Cooling system for a gas turbine | |
| US7269955B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
| US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
| US10113486B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
| CN107120146B (zh) | 主动hpc间隙控制 | |
| GB2270118A (en) | System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein. | |
| JPH0120320B2 (ru) | ||
| US5941687A (en) | Gas turbine engine turbine system | |
| US10760426B2 (en) | Turbine engine with variable effective throat | |
| US7909565B2 (en) | Turbomachine, in particular a gas turbine | |
| RU2733681C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| RU2738523C1 (ru) | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| RU2732653C1 (ru) | Способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| US7140836B2 (en) | Casing arrangement | |
| CN115053050B (zh) | 具有用于对涡轮进行冷却和增压的设备的涡轮机 | |
| CN113123878B (zh) | 不同α的可变面积计量 | |
| RU2506435C2 (ru) | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя | |
| US20150167488A1 (en) | Adjustable clearance control system for airfoil tip in gas turbine engine | |
| RU2731781C1 (ru) | Способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| US10947859B2 (en) | Clearance control arrangement | |
| RU2733682C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |