RU2498085C1 - Gas-turbine engine - Google Patents

Gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2498085C1
RU2498085C1 RU2012113205/06A RU2012113205A RU2498085C1 RU 2498085 C1 RU2498085 C1 RU 2498085C1 RU 2012113205/06 A RU2012113205/06 A RU 2012113205/06A RU 2012113205 A RU2012113205 A RU 2012113205A RU 2498085 C1 RU2498085 C1 RU 2498085C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
turbine
turbine engine
gas turbine
stage
Prior art date
Application number
RU2012113205/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2012113205/06A priority Critical patent/RU2498085C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2498085C1 publication Critical patent/RU2498085C1/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/505Shape memory behaviour

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: gas-turbine engine comprises a compressor and a turbine and a unit to adjust radial clearances of at least one stage of the compressor and/or turbine. The compressor comprises several axial stages including a casing, guide vanes and rotor blades. The turbine comprises a casing and at least one stage with a nozzle diaphragm and a rotor wheel. The radial clearance adjuster is made as an annular perforated insert from "shape memory" material in the compressor and/or turbine casing. The adjuster with clearance formation is set above the relevant rotor blades of at least one stage. The main line with flow regulator supplies cooling air to the clearance cavity. The engine casings are fitted by sensors to measure radial clearance which are connected by electric links with on-board computer.
EFFECT: it is provided for engine operating without stand-by heat or significant decrease of heating time due to effective adjustment of radial clearances.
4 cl, 11 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, and can find application in aircraft, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.

Известен газотрубинный двигатель по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Это изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. 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. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.Known gas turbine engine according to the patent for invention No. 2435039, IPC F01D 11/24, publ. 04/27/08. This invention relates to the field of regulating the gap between the tops of the moving blades and a stationary ring unit in a gas turbine. The turbine casing includes a radial wall and contains, on the side of its inner surface, a support for fastening the ring surrounding the movable blades of the turbine. The support comprises a peripheral wall surrounding the ring coaxially with it. The housing includes many perforations that provide air for uniform ventilation of the outer surface of the peripheral wall. Perforations are formed through the radial wall of the housing, passing radially inward. The wall essentially encompasses the ventilation chamber, which is also formed by the inner surface of the housing and the outer surface of the peripheral wall of the support. The ventilation chamber includes a small hole between the radial rib of the support and the inner surface of the radial wall to release air from the chamber. Other inventions of the group relate to a turbine comprising the aforementioned housing and a turbomachine including such a turbine. EFFECT: inventions make it possible to increase the uniformity of the temperature field of the mounting support ring surrounding the movable blades of the turbine.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.Disadvantages - structural complexity and the inability to regulate the radial clearance in all engine operating modes.

Известен газотрубинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2235908, МПК F04C 18/00, опубл. 10.09.04 г. Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности компрессора за счет использования системы перепуска воздуха для регулирования радиальными зазорами между статором и ротором. Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с клапанами перепуска воздуха, включающем наружный корпус и внутренний корпус с отверстиями перепуска воздуха из последовательно расположенных направляющих аппаратов и фланцы, разделяющие воздушную полость между наружным и внутренним корпусами, при этом средний фланец установлен телескопически относительно внутреннего корпуса и выполнен с зигзагообразной радиальной стенкой, согласно изобретению, зигзагообразная радиальная стенка последовательно отделяет отверстия с клапанами перепуска друг от друга в наружном корпусе, причем h/d=0,5…2; h1/d1=1…2,5; F/Fотв=1,1…2; F1/Fотв1=1,1-2, где h - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и внутренним корпусом; h1 - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и наружным корпусом; d - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе в первом по потоку воздуха направляющем аппарате; d1 - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе во втором по потоку воздуха направляющем аппарате; отв - суммарная площадь отверстий диаметром d; Fотв1 - суммарная площадь отверстий диаметром d1; F - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха первого по потоку направляющего аппарата; F1 - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха второго по потоку направляющего аппарата. Недостаток - конструктивная сложность.Known gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2235908, IPC F04C 18/00, publ. 09/10/04, the invention relates to compressors of gas turbine engines for aircraft and ground applications. The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency and reliability of the compressor by using an air bypass system to regulate the radial clearances between the stator and the rotor. The essence of the invention lies in the fact that in a compressor of a gas turbine engine with air bypass valves, including an outer casing and an inner casing with air bypass holes from sequentially arranged guide vanes and flanges that separate the air cavity between the outer and inner casings, while the middle flange is mounted telescopically relative to the inner case and is made with a zigzag radial wall, according to the invention, a zigzag radial wall in series about separates openings with bypass valves from each other in the outer casing, with h / d = 0.5 ... 2; h 1 / d 1 = 1 ... 2.5; F / F resp = 1.1 ... 2; F 1 / F holes 1 = 1.1-2, where h is the minimum height of the air cavity between the middle flange and the inner casing; h 1 - the minimum height of the air cavity between the middle flange and the outer casing; d is the diameter of the air bypass holes in the inner casing in the first air guide device; d 1 - the diameter of the holes of the air bypass in the inner casing in the second air flow guide device; of holes - the total area of holes with a diameter d; F holes 1 - the total area of the holes with a diameter of d 1 ; F is the total area of the air bypass valves of the first downstream guide apparatus; F 1 - the total area of the air bypass valves of the second flow guide vanes. The disadvantage is constructive complexity.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г, прототип. 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.Known gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2304221 IPC F01D 11/14, publ. 08/10/07 g, prototype. This gas turbine engine comprises a compressor having several axial stages comprising a housing, guide vanes and impellers, and a turbine comprising a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as means for adjusting radial clearances of at least one compressor stage and / or turbines.

Недостаток: необходимость прогрева двигателя при взлете самолета.Disadvantage: the need to warm up the engine during takeoff.

Задача создания изобретения, совпадающая с техническим результатом обеспечение взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД.The task of creating the invention, which coincides with the technical result, is ensuring the takeoff of an aircraft with engines equipped with such systems for regulating the radial clearance without preliminary heating of the turbine engine or to significantly reduce the heating time of the gas turbine engine.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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, тем, что согласно изобретению средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью форы» в корпусе компрессора и/или турбины, с образованием зазора, установленное над соответствующими рабочими лопатками, как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха с регулятором расхода в полость зазора, при этом в состав ГТД введен бортовой компьютер, а на его корпусах установлены датчики измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Кольцевая вставка может быть выполнена пористой. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое покрытие, например графитовое. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели «сотового уплотнения».The solution to these problems was achieved due to the fact that in a gas turbine engine containing a compressor having several axial stages containing a housing, guiding apparatuses and rotor blades, and a turbine containing a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as means for regulating the radial clearances of at least one stage of the compressor and / or turbine, in that according to the invention the means for regulating the radial clearances are made in the form of a perforated annular insert made of memory of the handicap ”in the compressor and / or turbine housing, with the formation of a gap installed above the corresponding working blades of at least one stage and the cooling air supply line with a flow regulator in the gap cavity, the on-board computer is introduced into the gas turbine engine, and on its cases Radial clearance sensors are installed, connected by electrical connections to the on-board computer. The annular insert may be made porous. On the inner surface of the annular insert can be applied a soft coating, such as graphite. On the inner surface of the annular insert can be fixed panel "honeycomb seal".

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-11), где:The invention is presented in the drawings (figures 1-11), where:

- на фиг.1 представлена схема газотурбинного двигателя,- figure 1 presents a diagram of a gas turbine engine,

- на фиг.2 представлена схема регулирования радиальных зазоров в компрессоре ГТД,- figure 2 presents a diagram of the regulation of radial clearances in the compressor GTE,

- на фиг.3 представлена схема регулирования радиальных зазоров в турбине ГТД,- figure 3 presents a diagram of the regulation of radial clearances in a turbine engine,

- на фиг.4 представлена схема образования радиального зазора в турбине на крейсерском режиме,- figure 4 presents a diagram of the formation of a radial clearance in the turbine at cruising mode,

- на фиг.5 приведена схема образования радиального зазора на крейсерском режиме,- figure 5 shows a diagram of the formation of a radial clearance in cruising mode,

- на фиг.6 представлена схема образования радиального зазора в турбине непосредственно при форсировании двигателя.- Fig.6 shows a diagram of the formation of a radial clearance in the turbine directly during engine boosting.

- на фиг.7 представлена схема прогрева диска турбины,- figure 7 presents a diagram of the heating of the turbine disk,

- на фиг.8 представлена операция включения охлаждения,- Fig.8 shows the operation of turning on the cooling,

- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с мягким покрытием,- figure 9 shows the annular insert with a soft coating,

- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с панелями сотового уплотнения,- figure 10 shows the annular insert with the panels of the honeycomb seal,

- на фиг.11 приведена диаграмма изменения радиального зазора во времени.- figure 11 shows a diagram of the change in the radial clearance in time.

Конструкция газотурбинного двигателя представленная на чертежах фиг 1-11. Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.The design of the gas turbine engine shown in the drawings of FIGS. 1-11. A gas turbine engine (GTE) contains an input device 1, with an input fairing 2, a compressor 3, a combustion chamber 4, a turbine 5, an exhaust device 6, an output fairing 7, shafts 8 and 9, bearings 10 and 11.

Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере, одну ступень 13, которая в свою очередь, направляющий аппарат 14 и рабочие лопатки 15 и диски 16 компрессора 3.Compressor 3 comprises a housing 12, at least one stage 13, which, in turn, is a guide apparatus 14 and rotor blades 15 and disks 16 of compressor 3.

Турбина 5 также содержит корпус 17, по меньшей мере, одну ступень 18. На фиг.1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 19 и рабочие лопатки 20 и диски 21 турбины 5.The turbine 5 also includes a housing 17, at least one stage 18. Figure 1 shows the turbine 5 with three stages 18, each of which, in turn, contains a nozzle apparatus 19 and rotor blades 20 and disks 21 of the turbine 5.

Кроме того, компрессор 3 и/или/ турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (фиг 2 и 3).In addition, the compressor 3 and / or / turbine 5 contains means for regulating the radial clearance 22. The means for regulating the radial clearance 22 for the compressor 3 and turbine 5 are made identical in design (FIGS. 2 and 3).

Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (фиг.2) содержит кольцевую вставку 23 из материала «с памятью формы», установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15 компрессора 3. Кольцевая вставка 23 имеет перфорацию, т.е. радиальные отверстия 24. Между корпусом 12 и кольцевой вставкой 23 выполнен зазор (полость) 25, к которой присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха 26, содержащая регулятор расхода 27 (фиг.1 и 2).The means for regulating the radial clearance 22 for the compressor 3 (FIG. 2) comprises an annular insert 23 of a “shape memory” material mounted inside the housing 12 above the working vanes 15 of the compressor 3. The annular insert 23 has a perforation, i.e. radial holes 24. Between the housing 12 and the annular insert 23 there is a gap (cavity) 25 to which a cooling air supply pipe 26 is connected, comprising a flow regulator 27 (FIGS. 1 and 2).

Средства регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (фиг.3) содержит установленную кольцевую вставку 28, установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20. Кольцевая вставка 28 выполнена из материала «с памятью формы», например, нитинола, содержит перфорацию (радиальные отверстия 29) и установлена в корпусе 17 турбины 3 с зазором 30. К полости зазора 30 подведена магистраль подачи охлаждающего воздуха 31 с регулятором расхода 32 (фиг.1).The means for regulating the radial clearance 22 for the turbine 5 (Fig. 3) contains an installed annular insert 28 installed inside the housing 17 above the working blades 20. The annular insert 28 is made of “shape memory” material, for example, nitinol, contains perforation (radial holes 29 ) and installed in the housing 17 of the turbine 3 with a gap of 30. A cooling air supply line 31 with a flow regulator 32 is connected to the cavity of the gap 30 with a flow regulator 32 (Fig. 1).

В дальнейшем описание работы системы регулирования радиального зазора сделано на примере турбины 3.In the following, a description of the operation of the radial clearance control system is made using the example of a turbine 3.

При максимально возможной температуре корпуса 17 кольцевой вставке 28 придана максимальная толщина. При охлаждении материала «с памятью формы» он принимает прежнюю форму.At the maximum possible temperature of the housing 17, the annular insert 28 is given the maximum thickness. When cooling the material “with shape memory”, it takes its former shape.

ГТД может содержать бортовой компьютер 33 (фиг.4) и датчики измерения радиальных зазоров 34. К бортовому компьютеру 33 электрическими связями 35 присоединены регуляторы расхода 27 и 32 и датчики измерения радиальных зазоров 34.A gas turbine engine may include an on-board computer 33 (Fig. 4) and radial clearance measurement sensors 34. Flow controllers 27 and 32 and radial clearance measurement sensors 34 are connected to the on-board computer 33 by electrical connections 35.

На фиг.5…8 приведена схема изменения радиального зазора δ1 при переходе с крейсерского режима на режим форсирования.Figure 5 ... 8 shows a diagram of a change in the radial clearance δ1 when switching from a cruising mode to a forcing mode.

Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 28 мягкого покрытия 35 (фиг.8) или панели сотового уплотнения 36 (фиг.10). Применение мягкого покрытия 35 и сотового уплотнения 36 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5 или одновременно в компрессоре 3 и турбине 5. Это сделано для предотвращения касания лопаток компрессора или турбины об кольцевую вставку.It is possible to apply on the inner surface of the inserts 23 and 28 a soft coating 35 (Fig. 8) or a honeycomb panel 36 (Fig. 10). The use of a soft coating 35 and a honeycomb seal 36 is possible both in the compressor 3 and in the turbine 5 or simultaneously in the compressor 3 and the turbine 5. This is done to prevent the compressor blades or the turbine from touching the ring insert.

Схема изменения радиального зазора во времени показана на фиг.11.A diagram of the variation of the radial clearance over time is shown in FIG. 11.

Работа ГТД осуществляется следующим образом.The work of the TBG is as follows.

При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. На крейсерском режиме радиальный зазор δ1, имеет расчетное значение (фиг.5), а на форсажном режиме радиальные зазоры δ2 в первоначальный момент при отсутствии регулирования резко возрастали. За счет применения вставки кольцевой вставки 28, высота которой мгновенно увеличивается (фиг.6), зазоры уменьшаются компенсируя резкое увеличение диаметра корпуса D2. Это получается за счет того, что высота вставки 23 в компрессоре 3 (или 28 в турбине 5) значительно увеличивается из-за свойств материала «с памятью формы». В последующем в течение нескольких минут диск 21 прогревается и его диаметр d1 увеличивается (фиг.7). Радиальный зазор δ3 может уменьшиться до нулевого или отрицательного значения, что нежелательно. Для компенсации этого явления через 2…5 мин после форсирования ГТД открывают регулятор 32 и увеличивают расход охлаждающий воздух в зазор 30. Радиальный зазор 54 увеличивается (фиг.8). Датчики измерения радиальных зазоров 34 измеряют эти зазоры и передают информацию в бортовой компьютер 33, который подает сигналы на регуляторы расхода 27 и 32 для соответствующего увеличения или уменьшения расхода охлаждающего воздуха.With a sharp change in the operating mode of a gas turbine engine, for example, when it is forced, the temperature of the combustion products in front of the turbine 5 increases, the speed of the shafts 8 and 9 of the gas turbine engine also increases, the compression ratio of the air in the compressor 3 increases, the air temperature in the compressor 3 increases. In cruising mode, the radial clearance δ1, has a calculated value (figure 5), and in the afterburner mode, the radial clearance δ2 at the initial moment in the absence of regulation increased sharply. Through the use of the insert of the annular insert 28, the height of which instantly increases (Fig.6), the gaps are reduced to compensate for the sharp increase in the diameter of the housing D2. This is due to the fact that the height of the insert 23 in the compressor 3 (or 28 in the turbine 5) is significantly increased due to the properties of the material "shape memory". Subsequently, within a few minutes, the disk 21 warms up and its diameter d1 increases (Fig. 7). The radial clearance δ3 may decrease to zero or a negative value, which is undesirable. To compensate for this phenomenon, 2 ... 5 min after forcing the gas turbine engine open the regulator 32 and increase the flow of cooling air into the gap 30. The radial clearance 54 increases (Fig. 8). Radial clearance sensors 34 measure these clearances and transmit information to the on-board computer 33, which provides signals to the flow controllers 27 and 32 to increase or decrease the cooling air flow accordingly.

В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на всех режимах, в том числе и переходных (фиг.11), или поддерживать их величину по определенной программе.As a result, the proposed system can maintain radial clearances constant in all modes, including transitional ones (Fig. 11), or maintain their value according to a specific program.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это достигнуто за счет применения в составе ГТД бортового компьютера и установки на его корпусах датчиков измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.1. To ensure take-off of the aircraft with engines equipped with such systems for regulating the radial clearance without preliminary heating of the gas turbine engine or to significantly reduce the time of heating the gas turbine engine. This was achieved through the use of an on-board computer as part of the gas turbine engine and the installation of radial clearance sensors on its housings, connected by electrical connections to the on-board computer.

Claims (4)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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, отличающийся тем, что средство регулирования радиального зазора выполнено в виде перфорированной кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины, с образованием зазора, установленное над соответствующими рабочими лопатками, как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха с регулятором расхода в полость зазоров, в состав газотурбинного двигателя введен бортовой компьютер, а на его корпусах установлены датчики измерения радиальных зазоров, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером.1. A gas turbine engine containing a compressor having several axial stages containing a housing, guide vanes and rotor blades, and a turbine comprising a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, and also means for adjusting radial clearances of at least one stage compressor and / or turbine, characterized in that the radial clearance control means is made in the form of a perforated annular insert of material with shape memory in the compressor and / or turbine housing, with images Niemi clearance set above the respective rotor blades, at least one stage and a supply line of the cooling air flow regulator into the cavity clearances of the gas turbine engine entered the onboard computer, and in its casing mounted sensors measuring radial gaps connected in electrical communication with the onboard computer. 2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая вставка выполнена пористой.2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the annular insert is made porous. 3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое покрытие, например графитовое.3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that on the inner surface of the annular insert a soft coating is applied, for example graphite. 4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели «сотового уплотнения». 4. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that on the inner surface of the annular insert panel is fixed "honeycomb seal".
RU2012113205/06A 2012-04-04 2012-04-04 Gas-turbine engine RU2498085C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113205/06A RU2498085C1 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113205/06A RU2498085C1 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2498085C1 true RU2498085C1 (en) 2013-11-10

Family

ID=49683194

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012113205/06A RU2498085C1 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2498085C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104314621A (en) * 2014-10-08 2015-01-28 南京航空航天大学 Fast responding control device of turbine leaf apex gap control system based on shape memory alloy

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60111004A (en) * 1983-11-21 1985-06-17 Hitachi Ltd Casing of axial flow fluid machine
SU1749494A1 (en) * 1988-07-15 1992-07-23 Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Turbine with radial clearance seal device
RU2169846C2 (en) * 1996-05-20 2001-06-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. Sealing of gas-turbine engine case (versions)
RU2217599C2 (en) * 1997-12-11 2003-11-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. System to adjust blade head clearance in gas-turbine engine
EP1686243A2 (en) * 2005-01-26 2006-08-02 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and blade clearance control
RU2290515C2 (en) * 2003-08-06 2006-12-27 Снекма Моторс Device for adjusting radial clerance of gas turbine
WO2010112421A1 (en) * 2009-03-31 2010-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbomachine with passive gap control

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60111004A (en) * 1983-11-21 1985-06-17 Hitachi Ltd Casing of axial flow fluid machine
SU1749494A1 (en) * 1988-07-15 1992-07-23 Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Turbine with radial clearance seal device
RU2169846C2 (en) * 1996-05-20 2001-06-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. Sealing of gas-turbine engine case (versions)
RU2217599C2 (en) * 1997-12-11 2003-11-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. System to adjust blade head clearance in gas-turbine engine
RU2290515C2 (en) * 2003-08-06 2006-12-27 Снекма Моторс Device for adjusting radial clerance of gas turbine
EP1686243A2 (en) * 2005-01-26 2006-08-02 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and blade clearance control
WO2010112421A1 (en) * 2009-03-31 2010-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbomachine with passive gap control

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104314621A (en) * 2014-10-08 2015-01-28 南京航空航天大学 Fast responding control device of turbine leaf apex gap control system based on shape memory alloy
CN104314621B (en) * 2014-10-08 2016-04-27 南京航空航天大学 A kind of fast-response control device of the turbine blade-tip gap control system based on memory alloy

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20210262398A1 (en) Gas turbine engine stall margin management
US10583933B2 (en) Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
US10794286B2 (en) Method and system for modulated turbine cooling as a function of engine health
CA2605521C (en) Plasma blade tip clearance control
US11067003B2 (en) Fluid cooling structure for an electric machine of a gas turbine engine
US10323571B2 (en) Method and system for inlet guide vane heating
EP3444464B1 (en) System and method for rotating a gas turbine engine during a motoring cycle
RU2506435C2 (en) Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine
RU2504663C2 (en) Gas turbine engine turbine
RU2498085C1 (en) Gas-turbine engine
RU2499891C1 (en) Gas turbine engine turbine
RU2499892C1 (en) Gas turbine engine turbine
RU2506433C2 (en) Gas turbine engine
RU2500895C1 (en) Gas turbine engine turbine
RU2501956C1 (en) Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine
RU2499145C1 (en) Turbine of bypass gas turbine engine
RU2496991C1 (en) Bypass gas turbine
RU2498087C1 (en) Gas-turbine engine turbine
RU2500894C1 (en) Gas turbine engine turbine
RU2499894C1 (en) Bypass gas turbine engine
RU2535453C1 (en) Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine
RU2519127C1 (en) Turbine of gas turbine engine and method for adjustment of radial clearance in turbine
RU2490474C1 (en) Turbine of gas-turbine engine
RU2506434C2 (en) Gas turbine engine
RU2499893C1 (en) Gas turbine engine turbine