RU2134808C1 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2134808C1 RU2134808C1 RU97100802A RU97100802A RU2134808C1 RU 2134808 C1 RU2134808 C1 RU 2134808C1 RU 97100802 A RU97100802 A RU 97100802A RU 97100802 A RU97100802 A RU 97100802A RU 2134808 C1 RU2134808 C1 RU 2134808C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- seal
- compressor
- labyrinth seal
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель включает в себя камеру сгорания, турбину и компрессор с многоярусным лабиритным уплотнением и кольцевой полостью между соседними ярусами уплотнений. Кольцевая полость на входе соединена с проточной частью компрессора через верхний ярус уплотнения, а на выходе выполнена сообщающейся через жиклер с системой подвода воздуха. Перед жиклером установлен регулятор давления воздуха. Такое выполнение двигателя повышает его надежность и КПД. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в авиации, а также в наземных установках.
Известен газотурбинный двигатель, содержащий лабиринтное уплотнение проточной части за компрессором с уплотнительными гребешками на роторной и сопряженной с ней статорной деталях двигателя [1].
Недостатком известной конструкции является низкий КПД двигателя за счет того, что воздух, прорывающийся через лабиринтное уплотнение, выбрасывается в наружный контур двигателя, не совершая полезной работы.
Наиболее близким по конструкции к заявляемому является газотурбинный двигатель, содержащий лабиринтное уплотнение проточной части за последней ступенью компрессора, полость за которым соединена с газовым трактом за турбиной [2].
Недостатком известной конструкции является то, что большое количество горячего воздуха, прорывающегося через лабиринтное уплотнение в полость между кожухом вала и внутренним кожухом камеры сгорания, увеличивает теплопередачу в масло и ухудшает работу шарикоподшипника. Воздух из этой полости не используется для охлаждения деталей турбины или обогрева деталей входа в двигатель, что приводит к снижению КПД двигателя и надежности работы турбины.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и КПД двигателя за счет использования воздуха из кольцевой полости лабиринтного уплотнения для охлаждения деталей турбины или обогрев входа двигателя, а также за счет уменьшения утечек горячего воздуха через лабиринтное уплотнение и стабилизации осевой силы, действующей на шарикоподшипник компрессора.
Данная техническая задача решается за счет того, что в газотурбинном двигателе, включающем камеру сгорания, турбину и компрессор с многоярусным лабиринтным уплотнением, согласно изобретению кольцевая полость между соседними ярусами уплотнения выполнена сообщающейся с системой подвода воздуха к деталям турбины и входа в двигатель.
Образование кольцевой межлабиринтной полости позволяет использовать воздух, прорывающийся через верхний ярус уплотнения, на полезные нужды двигателя (охлаждение деталей турбины или обогрев деталей входа двигателя). Кольцевая межлабиринтная полость сообщается через жиклер с системой повода воздуха, что позволяет при максимальном режиме работы двигателя направлять охлаждающий воздух из компрессора на корпус турбины, а на остальных режимах - из кольцевой полости на ротор и рабочие лопасти турбины, и в случае необходимости направлять воздух на подогрев деталей входа в двигатель.
Установка жиклера позволяет управлять осевой силой, действующей на шарикоподшипник компрессора в случае износа лабиринтного уплотнения за счет подбора величины проходного сечения жиклера. Это приведет к увеличению надежности работы шарикоподшипника, компрессора и двигателя в целом.
Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.
На фиг. 1 показано лабиринтное уплотнение, выполненное за компрессором двигателя газотурбинной установки наземного применения.
На фиг. 2 - лабиринтное уплотнение той же конструкции, но выполненное в авиационном газотурбинном двигателе.
Лабиринтное уплотнение содержит роторные уплотнительные элементы 1 верхнего яруса и 2 нижнего яруса, выполненные на ободе 3 лабиринтного уплотнения, установленного в роторе и соединенного с диском 4 последней ступени компрессора, и ответные им статорные уплотнительные элементы 5 верхнего и 6 нижнего ярусов на фланце 7, закрепленном на корпусе 8 камеры сгорания и образующие между собой межлабиринтную кольцевую полость А, соединенную через трубку 9 со стойкой 10 камеры сгорания, а также жиклер 11 с трубопроводом 12 подачи воздуха на охлаждение деталей турбины. На выходе из стоек 10 камер сгорания в трубопровод встроен предельный регулятор давления 13.
На фиг. 2 представлен второй вариант исполнения корпуса 14 камеры сгорания с нежесткими трубами 15. Кожух шарикоподшипника 16 установлен в полости Б и закреплен на корпусе 8 камеры сгорания, защищая подшипник от избыточного нагрева воздухом, проходящим через нижний ярус уплотнения.
В процессе работы двигателя воздух, прорывающийся через верхний ярус уплотнительных элементов 1 и 5, попадает в кольцевую полость А, далее через трубу 9, стойку 10 или нежесткую трубу 15 и жиклер 11 - в трубопровод 12 и охлаждает детали турбины, а также осуществляет нагрев деталей входа в двигатель, предотвращая их обледенение. Оставшаяся меньшая часть воздуха, прорывающаяся через нижний ярус уплотнительных элементов 2 и 6 за чет перепада давления в полостях А и Б, омывает кожух 16 шарикоподшипника и сбрасывается через отверстия (не показаны) камеры сгорания в наружный контур двигателя.
В случае износа лабиринтного уплотнения при экстренных сбросах режима работы двигателя регулятор давления 13 предотвращает увеличение давления в полости А, тем самым ограничивает увеличение осевой силы, действующей на шарикоподшипник компрессора, обеспечивая надежность его работы.
При механическом износе лабиринтного уплотнения при продолжительной работе двигателя осуществляют замену жиклера 12 с необходимым проходным сечением, тем самым обеспечивают необходимые осевые силы, действующие на шарикоподшипник (не показан) компрессора и повышает надежность его работы.
Источники информации:
1. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д - 30, 2 серия, М, "Машиностроение", 1976, с. 9.
1. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д - 30, 2 серия, М, "Машиностроение", 1976, с. 9.
2. Патент РФ N 2039872, МКИ F 01 D 11/08, 1995 г.
Claims (2)
1. Газотурбинный двигатель, включающий камеру сгорания, турбину и компрессор с многоярусным лабиринтным уплотнением и кольцевой полостью между соседними ярусами уплотнения, отличающийся тем, что кольцевая полость на входе соединена с проточной частью компрессора через верхний ярус уплотнения, а на выходе выполнена сообщающейся через жиклер с системой подвода воздуха.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что перед жиклером установлен регулятор давления воздуха.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97100802A RU2134808C1 (ru) | 1997-01-22 | 1997-01-22 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97100802A RU2134808C1 (ru) | 1997-01-22 | 1997-01-22 | Газотурбинный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU97100802A RU97100802A (ru) | 1999-02-20 |
RU2134808C1 true RU2134808C1 (ru) | 1999-08-20 |
Family
ID=20189173
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97100802A RU2134808C1 (ru) | 1997-01-22 | 1997-01-22 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2134808C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2507401C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя |
RU2671668C2 (ru) * | 2012-12-21 | 2018-11-06 | Турбомека | Уплотнительное соединение для газотурбинной установки |
-
1997
- 1997-01-22 RU RU97100802A patent/RU2134808C1/ru active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2507401C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя |
RU2671668C2 (ru) * | 2012-12-21 | 2018-11-06 | Турбомека | Уплотнительное соединение для газотурбинной установки |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5203162A (en) | Compressor bleed manifold for a gas turbine engine | |
US5003773A (en) | Bypass conduit for gas turbine engine | |
US4820116A (en) | Turbine cooling for gas turbine engine | |
US4930980A (en) | Cooled turbine vane | |
JP3894980B2 (ja) | ガスタービン及びその運転方法 | |
US6035627A (en) | Turbine engine with cooled P3 air to impeller rear cavity | |
KR101370731B1 (ko) | 가스 터빈 및 가스 터빈의 운전 방법 | |
US6735956B2 (en) | High pressure turbine blade cooling scoop | |
CA2464209C (en) | Turbine engine with air cooled turbine | |
US5816776A (en) | Labyrinth disk with built-in stiffener for turbomachine rotor | |
US20040088998A1 (en) | Turbine | |
EP3409903B1 (en) | Gas turbine system with an intercooler providing cooled fluid as bearing pressurization fluid | |
UA80962C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
JP2000511257A (ja) | タービン軸およびタービン軸の冷却方法 | |
US20050201859A1 (en) | Gas turbine ventilation circuitry | |
US4648241A (en) | Active clearance control | |
RU2455498C2 (ru) | Переходной канал между двумя ступенями турбины и газотурбинный двигатель | |
RU2405940C1 (ru) | Турбинная лопатка | |
EP1350018A1 (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
US2891382A (en) | Liquid-cooled turbine | |
US5759012A (en) | Turbine disc ingress prevention method and apparatus | |
RU2134808C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
CN109083692A (zh) | 泄漏管理设备 | |
RU2211926C2 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
JPS58214603A (ja) | 流体機械の翼端間隙調整装置 |