RU2506433C2

RU2506433C2 - Gas turbine engine

Info

Publication number: RU2506433C2
Application number: RU2012113203/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2012-04-04
Filing date: 2012-04-04
Publication date: 2014-02-10
Also published as: RU2012113203A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: gas turbine engine comprises compressor with several axial stages including casing, guide vanes and working vanes and turbine comprising housing and at least one stage with guide vanes and working wheel as well as means for adjustment of radial clearances of at least one stage of compressor and/or turbine. Said means is composed of circular insert made of material with shape memory fitted in housing of compressor and/or turbine above appropriate working vanes of at least one stage. Valve is arranged in cooling air feed line. Said circular insert represents a porous component. Circular insert inner surface has sot coating, for example, graphite, or panels of "cellular seal" can be attached thereto.

EFFECT: efficient control over radial clearance, higher takeoff and augmenter thrust, efficiency and reliability.

3 cl, 9 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 building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.

Известен газотурбинный 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. Known gas turbine engine according to 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 movable blades and the 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.

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.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 газотурбинный 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/F_отв=1,1…-2; F₁/ F_отв1=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; F_отв - суммарная площадь отверстий диаметром d; F_отв1 - 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. 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 rotor. The essence of the invention lies in the fact that in the 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, the middle flange is mounted telescopically the inner case and is made with a zigzag radial wall, according to the invention, a zigzag radial wall in series fissioning holes bypass valves from each other in the outer casing, wherein 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; F _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.

Недостаток - конструктивная сложность.The disadvantage is constructive complexity.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221, МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.2007 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. 08/10/2007 g, prototype. This gas turbine engine comprises a compressor having several axial stages containing 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 перед взлетом самолета.The disadvantage is the need to warm up the engine before takeoff.

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

Решение указанной задачи 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, 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, установленной над соответствующими рабочими лопатками как минимум одной ступени и магистрали подачи охлаждающего воздуха в полость зазора, при этом в магистрали подачи охлаждающего воздуха установлен клапан. Кольцевая вставка 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 this problem was achieved due to the fact that in a gas turbine engine containing a compressor having several axial stages containing a housing, guide vanes and rotor blades, and a turbine containing a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as a means of regulating the radial clearances of at least one stage of the compressor and / or turbine, according to the invention, the means for regulating the radial clearance is made in the form of a perforated annular insert of material with memory odds ”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 into the gap cavity, and a valve is installed in the cooling air supply line. The annular insert is 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, гдеThe invention is presented in the drawings, 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 radial clearance in the turbine at cruising mode,

на фиг.5 представлена схема образования радиального зазора в турбине непосредственно при форсировании двигателя,figure 5 presents a diagram of the formation of a radial clearance in the turbine directly during engine boosting,

на фиг.6 представлена схема прогрева диска турбины 21,figure 6 presents the heating circuit of the disk of the turbine 21,

на фиг.7 представлена операция включения охлаждения,figure 7 presents the operation of turning on the cooling,

на фиг.8 представлена вставка с мягким покрытием,on Fig presents an insert with a soft coating,

на фиг.9 представлена вставка с сотовым уплотнением.figure 9 presents the insert with a honeycomb seal.

Конструкция газотурбинного двигателя представлена на фиг.1-9. The design of the gas turbine engine is shown in Fig.1-9.

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.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 содержит 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 contains a guide apparatus 14, and working blades 15, and disks 16 of the compressor 3.

Турбина 5 также содержит корпус 17, по меньшей мере одну ступень 18.The turbine 5 also includes a housing 17, at least one stage 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. Figure 1 shows a turbine 5 with three stages 18, each of which in turn contains a nozzle apparatus 19, and working 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, 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, 3).

Средство 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 которому присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха 26, содержащая клапан 27.The radial clearance control means 22 for 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 openings 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 valve 27.

Средство 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 17) и установлена в корпусе 17 турбины 3 с зазором 30. К полости зазора 30 подведена магистраль подачи охлаждающего воздуха 31 с клапаном 32.The radial clearance control means 22 for 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 17) and installed in the housing 17 of the turbine 3 with a gap of 30. A cooling air supply line 31 with a valve 32 is connected to the cavity of the gap 30.

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 turbine 3.

При максимально возможной температуре корпуса 17 кольцевой вставке 13 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 13 is given the maximum thickness. When cooling the material “with shape memory”, it takes its former shape.

На фиг.4-7 приведена схема изменения радиального зазора δ1 при переходе с крейсерского режима на режим форсирования. Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 28 мягкого покрытия 33 (фиг.8) или панели сотового уплотнения 34 (фиг.9). Применение мягкого покрытия 33 и сотового уплотнения 34 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5 или одновременно в компрессоре 3 и турбине 5.Figure 4-7 shows a diagram of a change in the radial clearance δ1 when switching from a cruising mode to a forcing mode. It is possible to apply on the inner surface of the inserts 23 and 28 a soft coating 33 (Fig. 8) or a honeycomb panel 34 (Fig. 9). The use of a soft coating 33 and a honeycomb seal 34 is possible both in the compressor 3 and in the turbine 5 or simultaneously in the compressor 3 and the turbine 5.

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.4), 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.5), 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 dl увеличивается (фиг.6). Радиальный зазор Δ3 может уменьшиться до нулевого или отрицательного значения, что нежелательно. Для компенсации этого явления через 2-5 мин после форсирования ГТД открывают клапан 32 и подают охлаждающий воздух в зазор 30. Радиальный зазор Δ4 увеличивается (фиг.7).With a sharp change in the operating mode of the gas turbine engine, for example, when it is forced, the temperature of the combustion products in front of the turbine 5 increases, the rotational speed of the shafts 8 and 9 of the gas turbine engine also increases, the air compression 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 4), and in the afterburning mode, the radial clearance δ2 at the initial moment in the absence of regulation increased sharply. Due to the use of the insert of the annular insert 28, the height of which instantly increases (figure 5), the gaps are reduced, compensating 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 dl increases (Fig.6). The radial clearance Δ3 may decrease to zero or a negative value, which is undesirable. To compensate for this phenomenon, 2-5 minutes after forcing the gas turbine engine, the valve 32 is opened and cooling air is supplied to the gap 30. The radial clearance Δ4 is increased (Fig. 7).

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД, или значительно уменьшить время прогрева ГТД за счет установки в магистрали подачи охлаждающего воздуха клапана.to ensure take-off of the 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 by installing a valve in the cooling air supply line.

Claims

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 of at least one stage, and cooling air supply line into the cavity gap and a cooling air supply line valve is mounted, wherein the annular insert is porous.

2. 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.

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that on the inner surface of the annular insert panel is fixed "honeycomb seal".