RU2316662C1 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2316662C1 RU2316662C1 RU2006110656/06A RU2006110656A RU2316662C1 RU 2316662 C1 RU2316662 C1 RU 2316662C1 RU 2006110656/06 A RU2006110656/06 A RU 2006110656/06A RU 2006110656 A RU2006110656 A RU 2006110656A RU 2316662 C1 RU2316662 C1 RU 2316662C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling air
- output
- turbine
- passage area
- working blade
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления, выход которого соединен с внутренней полостью первой рабочей лопатки турбины высокого давления. Соединение осуществляют по двум воздушным магистралям, первая из которых включает воздушную полость камеры сгорания, на входе соединенную с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с каналами в опоре первого соплового аппарата и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Вторая воздушная магистраль включает заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, на входе сообщающуюся с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с радиальными трубами на входе в камеру сгорания и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Отношение проходной площади каналов в опоре первого соплового аппарата к проходной площади соплового аппарата закрутки охлаждающего воздуха на входе во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления равно 0.4...1.4. Отношение максимальной проходной площади заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха к проходной площади соплового аппарата закрутки охлаждающего воздуха на входе во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления равно 0.8...2.2. Изобретение повышает надежность на взлетном режиме, экономичность на крейсерском режиме газотурбинного двигателя за счет частичного отключения охлаждающего воздуха, поступающего во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления. 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в том числе авиационного применения.
Известен газотурбинный двигатель, в котором воздушная полость, расположенная под внутренним корпусом камеры сгорания, соединена на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания [Патент РФ №2224905, F02 K3/02, F01D 3/02, 2004 г.].
Недостатком такой конструкции является повышенный удельный расход топлива газотурбинного двигателя на крейсерском режиме из-за увеличенного расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение первой рабочей лопатки турбины.
Наиболее близким к заявляемому по конструкции является газотурбинный двигатель, в котором внутренняя полость первой рабочей лопатки турбины трубами соединена с выходом компрессора [Патент РФ №2261350, F02C 7/12, 2005].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является понижение надежности турбины и газотурбинного двигателя на взлетном режиме из-за увеличенного гидравлического сопротивления протекающего по трубам охлаждающего воздуха, а также пониженная экономичность газотурбинного двигателя на крейсерском режиме из-за высокого расхода охлаждающего воздуха на этом режиме.
Техническая задача заключается в повышении надежности на взлетном режиме, повышение экономичности на крейсерском режиме газотурбинного двигателя за счет частичного отключения охлаждающего воздуха, поступающего во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, в котором выход компрессора высокого давления соединен с внутренней полостью первой рабочей лопатки турбины высокого давления, согласно изобретению соединение осуществляют по двум воздушным магистралям, первая из которых включает воздушную полость камеры сгорания, на входе соединенную с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с каналами в опоре первого соплового аппарата и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, вторая воздушная магистраль включает заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, на входе сообщающуюся с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с радиальными трубами на входе в камеру сгорания и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, причем Fкан/Fc=0.4...1.4 и Fзасл/Fс=0.8...2.2, где
Fкан - проходная площадь каналов в опоре первого соплового аппарата;
Fзасл - максимальная проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха;
Fc - проходная площадь соплового аппарата закрутки охлаждающего воздуха на входе во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления.
Соединение внутренней полости первой рабочей лопатки турбины с выходом компрессора высокого давления по двум воздушным магистралям позволяет повышать давление охлаждающего воздуха на входе в сопловой аппарат закрутки воздуха и во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины за счет минимальных гидравлических потерь охлаждающего воздуха, протекающего с малыми скоростями в воздушной полости камеры сгорания, обеспечивая высокую надежность турбины и газотурбинного двигателя на взлетном режиме.
Вторая магистраль, состоящая из заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха, на входе соединенной с выходом компрессора высокого давления, а на выходе соединенной через радиальные трубы на входе в камеру сгорания и сопловой аппарат закрутки воздуха с внутренней полостью первой рабочей лопатки, позволяет улучшить экономичность газотурбинного двигателя на крейсерском режиме работы за счет отключения излишнего расхода охлаждающего воздуха, поступающего во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины. При этом радиальные трубы на входе в камеру сгорания создают минимальные гидравлические потери основному потоку воздуха из-за компрессора высокого давления вследствие малых скоростей основного потока воздуха, обтекающего эти трубы.
При Fкан/Fc<0.4 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за повышения температуры первой рабочей лопатки турбины высокого давления на взлетном режиме работы двигателя. В случае если Fкан/Fc>1.4, наблюдается ухудшение экономичности газотурбинного двигателя на крейсерском режиме из-за повышенного расхода охлаждающего воздуха через внутреннюю полость первой рабочей лопатки.
При Fзасл /Fc<0.8 снижается экономичность газотурбинного двигателя на крейсерском режиме работы, а при Fзасл /Fc>2,2 - снижается надежность газотурбинного двигателя из-за повышения температуры первой рабочей лопатки турбины высокого давления на крейсерском режиме.
На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя, на фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из вентилятора 2, компрессора высокого давления 3, камеры сгорания 4, турбины высокого давления 5 и турбины низкого давления 6. Камера сгорания 4 на входе 7 соединена с выходом 8 компрессора высокого давления 3 и состоит из внешнего 9 и внутреннего 10 корпусов, в воздушной полости 11 между которыми размещены жаровые трубы 12 с газовой полостью 13, соединенной на выходе с проточной частью 14 турбины высокого давления 5, в которой размещены рабочие лопатки 15 турбины высокого давления 5.
В опоре 16 соплового аппарата первой ступени 17 выполнены каналы 18, соединяющие воздушную полость 11 камеры сгорания 4 с кольцевой промежуточной полостью 19, которая на выходе через сопловой аппарат 20 закрутки охлаждающего воздуха и кольцевую полость 21 между диском 22 и дефлектором 23 турбины высокого давления 5 соединена с внутренней полостью 24 рабочей лопатки 15 турбины 5.
Заслонка 25 регулирования расхода охлаждающего воздуха, установленная с наружной стороны внешнего корпуса 9, на входе трубой 26 соединена с выходом 8 компрессора высокого давления 3, а на выходе - через радиальные трубы 27, установленные на входе 7 в камеру сгорания 4, и осевые трубы 28 соединена с кольцевой промежуточной полостью 19 и далее через сопловой аппарат 20 закрутки воздуха - с внутренней полостью 24 рабочей лопатки 15 турбины 5.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе газотурбинного двигателя 1 на взлетном режиме охлаждающий воздух из компрессора высокого давления 3 через воздушную полость 11 камеры сгорания 4 и каналы 18, а также через полностью открытую заслонку 25 регулирования расхода охлаждающего воздуха с максимальной проходной площадью Fзасл, радиальные 27 и осевые трубы 28 поступает в промежуточную кольцевую полость 19 и далее через сопловой аппарат 20 закрутки охлаждающего воздуха и кольцевую полость 21 подается во внутреннюю полость 24 первой рабочей лопатки 15 турбины высокого давления 5, осуществляя таким образом интенсивное конвективно-пленочное охлаждение лопатки 15, что способствует повышению надежности турбины высокого давления 5.
При прохождении через сопловой аппарат закрутки 20 охлаждающий воздух разгоняется и закручивается в сторону вращения диска 22 турбины высокого давления 5, что способствует снижению температуры этого воздуха на входе во внутреннюю полость 24 рабочей лопатки 15, а также способствует снижению насосной работы на прокачку этого воздуха в полости 21, что повышает КПД турбины и повышает экономичность двигателя 1.
При переходе на крейсерский режим температура газа на выходе из соплового аппарата первой ступени 17 снижается по сравнению с температурой на взлетном режиме более чем на 200°С, и для охлаждения рабочей лопатки первой ступени 15 требуется меньший расход охлаждающего воздуха. Поэтому заслонка 25 регулирования расхода охлаждающего воздуха закрывается, и во внутреннюю полость 24 лопатки 15 поступает меньшее количество охлаждающего воздуха, что приводит к повышению КПД турбины высокого давления 5 и газотурбинного двигателя в целом.
Claims (1)
- Газотурбинный двигатель, в котором выход компрессора высокого давления соединен с внутренней полостью первой рабочей лопатки турбины высокого давления, отличающийся тем, что соединение осуществляют по двум воздушным магистралям, первая из которых включает воздушную полость камеры сгорания, на входе соединенную с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с каналами в опоре первого соплового аппарата и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, вторая воздушная магистраль включает заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, на входе сообщающуюся с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с радиальными трубами на входе в камеру сгорания и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, причем Fкан/Fс=0,4...1,4 и Fзасл/Рс=0,8...2,2,где Fкан - проходная площадь каналов в опоре первого соплового аппарата;Fзасл - максимальная проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха;Fc - проходная площадь соплового аппарата закрутки охлаждающего воздуха на входе во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006110656/06A RU2316662C1 (ru) | 2006-04-03 | 2006-04-03 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006110656/06A RU2316662C1 (ru) | 2006-04-03 | 2006-04-03 | Газотурбинный двигатель |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006110656A RU2006110656A (ru) | 2007-10-10 |
| RU2316662C1 true RU2316662C1 (ru) | 2008-02-10 |
Family
ID=38952604
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006110656/06A RU2316662C1 (ru) | 2006-04-03 | 2006-04-03 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2316662C1 (ru) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2499894C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-11-27 | Николай Борисович Болотин | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
| RU2500895C1 (ru) * | 2012-04-24 | 2013-12-10 | Николай Борисович Болотин | Турбина газотурбинного двигателя |
| RU2501956C1 (ru) * | 2012-07-31 | 2013-12-20 | Николай Борисович Болотин | Двухконтурный газотурбинный двигатель, способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2506435C2 (ru) * | 2012-05-11 | 2014-02-10 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
| RU2519127C1 (ru) * | 2013-04-24 | 2014-06-10 | Николай Борисович Болотин | Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине |
| RU2525049C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературный газотурбинный двигатель |
| RU2553919C2 (ru) * | 2013-05-27 | 2015-06-20 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель |
| RU2567890C1 (ru) * | 2014-06-02 | 2015-11-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Газотурбинный двигатель |
| RU2619327C2 (ru) * | 2012-02-28 | 2017-05-15 | Сименс Акциенгезелльшафт | Узел турбомашины |
-
2006
- 2006-04-03 RU RU2006110656/06A patent/RU2316662C1/ru active
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2619327C2 (ru) * | 2012-02-28 | 2017-05-15 | Сименс Акциенгезелльшафт | Узел турбомашины |
| US9863271B2 (en) | 2012-02-28 | 2018-01-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Arrangement for a turbomachine |
| RU2500895C1 (ru) * | 2012-04-24 | 2013-12-10 | Николай Борисович Болотин | Турбина газотурбинного двигателя |
| RU2499894C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-11-27 | Николай Борисович Болотин | Двухконтурный газотурбинный двигатель |
| RU2506435C2 (ru) * | 2012-05-11 | 2014-02-10 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
| RU2501956C1 (ru) * | 2012-07-31 | 2013-12-20 | Николай Борисович Болотин | Двухконтурный газотурбинный двигатель, способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2519127C1 (ru) * | 2013-04-24 | 2014-06-10 | Николай Борисович Болотин | Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине |
| RU2553919C2 (ru) * | 2013-05-27 | 2015-06-20 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель |
| RU2525049C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературный газотурбинный двигатель |
| RU2567890C1 (ru) * | 2014-06-02 | 2015-11-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Газотурбинный двигатель |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006110656A (ru) | 2007-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2316662C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| US11002195B2 (en) | Intercooled cooling air with auxiliary compressor control | |
| CN108204250B (zh) | 用于涡轮发动机的流体喷嘴组件 | |
| US7765789B2 (en) | Apparatus and method for assembling gas turbine engines | |
| CA2519823C (en) | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine | |
| US9291063B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine | |
| US7305827B2 (en) | Inlet duct for rearward-facing compressor wheel, and turbocharger incorporating same | |
| RU2504681C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| CA2963914A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
| GB2342693A (en) | Pressure boosted compressor cooling system. | |
| US20220026068A1 (en) | Fuel nozzle for gas turbine engine combustor | |
| US20180355792A1 (en) | Annular throats rotating detonation combustor | |
| RU2733681C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| US20170218844A1 (en) | Cooling air for variable area turbine | |
| US20180266330A1 (en) | Gas Turbine with Extraction-Air Conditioner | |
| US20180266361A1 (en) | Aircraft gas turbine having a variable outlet nozzle of a bypass flow channel | |
| US11434831B2 (en) | Gas turbine combustor having a plurality of angled vanes circumferentially spaced within the combustor | |
| US20210062823A1 (en) | Compressor with ported shroud for flow recirculation and with noise attenuator for blade passing frequency noise attenuation, and turbocharger incorporating same | |
| RU2592937C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| RU2243392C2 (ru) | Обтекатель компрессора газотурбинного двигателя | |
| GB2564690B (en) | A turbocharger having a second compressor for an EGR system | |
| RU2482311C1 (ru) | Газотурбинный двигатель с задним расположением открытого винтовентилятора | |
| RU2567890C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2251009C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2028459C1 (ru) | Турбина |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |