RU2344303C1 - Method of gas-turbine engine supports supercharge - Google Patents
Method of gas-turbine engine supports supercharge Download PDFInfo
- Publication number
- RU2344303C1 RU2344303C1 RU2007123261/06A RU2007123261A RU2344303C1 RU 2344303 C1 RU2344303 C1 RU 2344303C1 RU 2007123261/06 A RU2007123261/06 A RU 2007123261/06A RU 2007123261 A RU2007123261 A RU 2007123261A RU 2344303 C1 RU2344303 C1 RU 2344303C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- turbine
- gas
- support
- air
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к способам наддува опор газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing, and in particular to methods of boosting the supports of gas turbine engines.
Известен способ наддува опор газотурбинного двигателя, заключающийся в подаче воздуха от одной из ступеней компрессора через стойки промежуточного корпуса компрессора в предмасляную полость задней опоры компрессора низкого давления и через сообщенные с ней воздуховоды в предмасляные полости передней опоры компрессора низкого давления, передней опоры компрессора высокого давления и опоры турбины (Патент РФ №2153590, F02C 7/06, 2000 г.).A known method of boosting the supports of a gas turbine engine, which consists in supplying air from one of the compressor stages through the struts of the intermediate compressor housing to the pre-oil cavity of the rear support of the low pressure compressor and through the air ducts connected with it to the pre-oil cavities of the front support of the low pressure compressor, the front support of the high pressure compressor and turbine bearings (RF Patent No. 2153590, F02C 7/06, 2000).
В известном двигателе используется централизованная система наддува опор, при которой подача воздуха осуществляется с одного места через клапан переключения наддува и распределяется последовательно на все опоры начиная с компрессора. При останове двигателя, (на оборотах, соответствующих режиму, близкому к режиму «малый газ» и ниже), на выбеге ротора в предмаслянных полостях турбины давление падает в большей мере, чем в предмасляных полостях компрессора, так как в турбину воздух практически не поступает, из-за его потерь по пути прохождения. Падение давления в предмасляных полостях турбины может приводить к снижению перепада на подвижных масляных уплотнениях до нулевого и даже отрицательного значения, что в свою очередь приводит к выбросу масла из масляной полости турбины в предмасляные полости, а из них в думисные полости турбины и ее газовоздушный тракт, при этом возможно попадание масла на горячие элементы турбины с последующей его газификацией и даже возгоранием.The known engine uses a centralized system of boosting the bearings, in which the air is supplied from one place through the valve switching the boost and is distributed sequentially to all supports starting from the compressor. When the engine is stopped, (at revolutions corresponding to the regime close to the “low gas” mode and below), when the rotor runs out in the pre-oil cavities of the turbine, the pressure drops to a greater extent than in the pre-oil cavities of the compressor, since the air practically does not enter the turbine, due to his losses along the way. The pressure drop in the pre-oil cavities of the turbine can lead to a decrease in the differential on the moving oil seals to zero or even negative values, which in turn leads to the release of oil from the oil cavity of the turbine into the pre-oil cavities, and from them into the dummy cavities of the turbine and its gas-air path, at the same time, oil may get on the hot elements of the turbine with its subsequent gasification and even ignition.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является повышение надежности и ресурса двигателя путем увеличения перепада давления на подвижных соединениях масляных уплотнений турбины за счет организации дополнительной подачи воздуха в опоры турбины на режиме останова двигателя, в частности при выбеге его роторов.The problem to which the claimed invention is directed is to increase the reliability and life of the engine by increasing the pressure drop across the movable joints of the turbine oil seals by arranging an additional air supply to the turbine supports during engine shutdown, in particular when its rotors are running out.
Задача решается тем, что в способе наддува опор двухроторного газотурбинного двигателя, заключающемся в подаче воздуха от одной из ступеней компрессора через стойки промежуточного корпуса компрессора в предмасляную полость задней опоры компрессора низкого давления и через сообщенные с ней воздуховоды в предмасляные полости передней опоры компрессора низкого давления, передней опоры компрессора высокого давления и опоры турбины при частоте вращения ротора высокого давления, близкой к частоте его вращения на режиме «малый газ», подачу воздуха через стойки промежуточного корпуса компрессора осуществляют от компрессора высокого давления, при этом дополнительно подают воздух непосредственно в предмасляную полость опоры турбины от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора через магистраль суфлирования опоры турбины.The problem is solved in that in the method of boosting the bearings of a two-rotor gas turbine engine, which consists in supplying air from one of the compressor stages through the struts of the intermediate compressor housing to the pre-oil cavity of the rear support of the low pressure compressor and through the ducts connected to it to the pre-oil cavities of the front support of the low pressure compressor, the front support of the high-pressure compressor and the support of the turbine at a rotational speed of the high-pressure rotor close to its rotational speed in the "low gas" mode, feed air through the rack of the intermediate compressor housing carried by the high-pressure compressor, the air is additionally fed directly into predmaslyanuyu cavity from one of the last stages of the turbine compressor or support of the flowpath for the last stage of the compressor via a line venting the turbine support.
Осуществление подачи воздуха в полости наддува опор от компрессора высокого давления позволяет создавать избыточное давление в этих полостях относительно газовоздушного тракта.The implementation of the air supply in the cavity of the boost support from the high-pressure compressor allows you to create excess pressure in these cavities relative to the gas-air path.
Дополнительная подача воздуха непосредственно в предмасляную полость турбины позволяет повысить перепад давления на подвижных уплотнениях, отделяющих предмасляную полость опор турбины от маслосистемы.An additional air supply directly to the pre-oil cavity of the turbine can increase the pressure drop across the movable seals separating the pre-oil cavity of the turbine supports from the oil system.
Подача воздуха от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора через магистраль суфлирования опоры турбины позволяет, практически ничего не меняя в конструкции двигателя и воспользовавшись уже имеющейся магистралью суфлирования турбины, обеспечить наддув опор турбины на «выбеге» ротора при его останове.The air supply from one of the last stages of the compressor or from the gas-air duct behind the last stage of the compressor through the turbine support venting line allows, practically without changing anything in the engine design and using the existing turbine venting line, to provide boost for the turbine support on the “run-out” of the rotor when it is stopped .
Предлагаемый способ поясняется графически, где на фиг.1 показан продольный разрез двигателя; на фиг.2 - график изменения давления Р по времени t на режиме, близком к режиму «малый газ», на выбеге ротора турбины.The proposed method is illustrated graphically, where figure 1 shows a longitudinal section of the engine; figure 2 is a graph of the pressure P over time t in the mode close to the mode of "small gas" on the coast of the turbine rotor.
Способ наддува опор газотурбинного двигателя реализован на двухроторном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор низкого давления 1 с передней 2 и задней 3 опорами, компрессор высокого давления 4 с передней опорой 5 и турбину 6 с опорами 7. Система наддува опор содержит полости наддува 8 и 9 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 10 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и полости наддува 11 опор 7 турбины 6. Полости наддува 8, 9, 10, 11 сообщены друг с другом воздуховодами 12, 13, 14 и через воздуховод 15, выполненный в стойках промежуточного корпуса компрессора, клапан переключения 16 и питающий воздуховод 17 сообщены с одной из последних ступеней компрессора 4. Система наддува опор содержит также предмасляные полости 18, 19 опор 2, 3 компрессора низкого давления 1, предмасляную полость 20 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и предмасляную полость 21 опор 7 турбин 6. Опоры 2, 3, 4, 5 оснащены клапанами суфлирования 22, 23 с воздуховодами 24, 25. Воздуховод 25, связанный с клапаном суфлирования 23, сообщен через клапан подпитки 26 и воздуховод 27 с одной из последних ступеней компрессора высокого давления 4. Предмасляные полости 18, 19, 20, 21 через подвижные уплотнения сообщены с маслосистемой двигателя, а полости наддува 8, 9, 10, 11 сообщены с его газовоздушным трактом.The method of pressurization of the supports of a gas turbine engine is implemented on a two-rotor gas turbine engine containing a low pressure compressor 1 with front 2 and rear 3 supports, a high pressure compressor 4 with front support 5 and a turbine 6 with supports 7. The pressurization system of the supports contains cavities of pressurization 8 and 9 of the supports 2 and 3 low pressure compressors 1, the boost cavity 10 of the front support 5 of the high pressure compressor 4 and the boost cavity 11 of the bearings 7 of the turbine 6. The charge cavities 8, 9, 10, 11 are connected to each other by the air ducts 12, 13, 14 and through the air duct 15, rack mounted ax of the compressor intermediate housing, the switching valve 16 and the supply duct 17 are in communication with one of the last stages of the compressor 4. The support pressurization system also includes pre-oil cavities 18, 19 of the supports 2, 3 of the low-pressure compressor 1, the pre-oil cavity 20 of the front support 5 of the high-pressure compressor 4 and a pre-oil cavity 21 of the supports 7 of the turbines 6. The supports 2, 3, 4, 5 are equipped with vent valves 22, 23 with air ducts 24, 25. The duct 25 connected to the vent valve 23 is communicated through the make-up valve 26 and duct 27 with one of the latter stupa pressure compressor 4. Pre-oil cavities 18, 19, 20, 21 through movable seals communicate with the engine oil system, and boost cavities 8, 9, 10, 11 communicate with its gas-air path.
Наддув опор газотурбинного двигателя осуществляют следующим образом.The pressurization of the supports of a gas turbine engine is as follows.
При останове двигателя при оборотах ротора компрессора, близких к оборотам на режиме «малый газ», клапан 22 суфлирования компрессора и клапан 23 суфлирования турбины закрывают, клапан переключения 16 переключают на отбор воздуха от одной из ступеней компрессора высокого давления 4 и подают команду на открытие клапана подпитки 26, сообщающего предмасляную полость 21 через воздуховоды 25 и 27 с компрессором высокого давления. Поступающий от компрессора 4 высокого давления через воздуховод 15 в полость наддува 9 воздух направляется в предмасляную полость 19 опоры 3 компрессора 1 и по воздуховодам 12, 13 и 14 в предмасляную полость 18 опоры 2 компрессора 1, предмасляную полость 20 опоры 5 компрессора 4 и предмасляную полость 21 опор 6 турбины 7. Из приведенного на фиг.2 графика видно, что на выбеге ротора при закрытом клапане подпитки 26 давление в предмасляных полостях турбины (кривая Р1) значительно ниже давления воздуха, отбираемого от компрессора (кривая Рк). При открытии клапана 26 в предмасляную полость 21 опор турбины по магистрали суфлирования 25 начинает поступать воздух, отобранный непосредственно от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора, например, как показано на фиг.1, из вторичной зоны камеры сгорания, поддерживая на подвижных уплотнениях, отделяющих полость 21 от маслосистемы, давление P2.When the engine stops at revolutions of the compressor rotor close to revolutions in the “low gas” mode, the compressor vent valve 22 and the turbine vent valve 23 are closed, the switching valve 16 is switched to take air from one of the stages of the high-pressure compressor 4 and a command is issued to open the valve make-up 26, communicating pre-oil cavity 21 through the ducts 25 and 27 with a high pressure compressor. The air coming from the high-pressure compressor 4 through the air duct 15 into the boost cavity 9 is directed to the pre-oil cavity 19 of the compressor support 3 3 and through the air ducts 12, 13 and 14 to the pre-oil cavity 18 of the compressor support 2 1, the pre-oil cavity 20 of the compressor support 5 5 and the pre-oil cavity 21 supports 6 of turbine 7. From the graph in FIG. 2, it can be seen that on the rotor coast with the closed make-up valve 26, the pressure in the pre-oil cavities of the turbine (curve P1) is much lower than the pressure taken from the compressor (curve Pk). When valve 26 is opened, pre-oil cavity 21 of the turbine supports along the venting line 25 starts to receive air taken directly from one of the last stages of the compressor or from the gas-air duct behind the last stage of the compressor, for example, as shown in figure 1, from the secondary zone of the combustion chamber, supporting on movable seals separating the cavity 21 from the oil system, the pressure P 2 .
Таким образом, на выбеге ротора обеспечивается перепад давления на подвижных уплотнениях, отделяющих предмасляные полости 18, 19, 20, 21 от маслосистемы двигателя, причем перепад давления на подвижных уплотнениях, отделяющих предмасляную полость 21 опор 6 турбины 7 от маслосистемы обеспечивается дополнительной подачей воздуха непосредственно в полость наддува 11 турбины, которая, как видно из приведенного графика, наиболее необходима на протяжении времени Δ t2.Thus, on the run-out of the rotor, a differential pressure is provided on the movable seals separating the pre-oil cavities 18, 19, 20, 21 from the engine oil system, and a pressure differential on the movable seals separating the pre-oil cavity 21 of the bearings 6 of the turbine 7 from the oil system is provided with additional air supply directly to turbine pressurization cavity 11, which, as can be seen from the above graph, is most needed over time Δ t 2 .
Изобретение позволяет предотвратить выброс масла из масляной полости турбины и, тем самым, попадание масла на горячие элементы турбины, что повышает надежность работы двигателя и увеличивает его ресурс.EFFECT: invention allows preventing the emission of oil from the oil cavity of the turbine and, thus, the ingress of oil on the hot elements of the turbine, which increases the reliability of the engine and increases its service life.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007123261/06A RU2344303C1 (en) | 2007-06-21 | 2007-06-21 | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007123261/06A RU2344303C1 (en) | 2007-06-21 | 2007-06-21 | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2344303C1 true RU2344303C1 (en) | 2009-01-20 |
Family
ID=40376059
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007123261/06A RU2344303C1 (en) | 2007-06-21 | 2007-06-21 | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2344303C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2596896C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Bypass turboshaft engine |
| RU2606458C1 (en) * | 2015-10-06 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Double-rotor gas turbine engine |
| RU2699870C1 (en) * | 2018-08-03 | 2019-09-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine |
| RU2700110C1 (en) * | 2018-11-07 | 2019-09-12 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Double-flow gas turbine engine |
-
2007
- 2007-06-21 RU RU2007123261/06A patent/RU2344303C1/en active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2596896C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Bypass turboshaft engine |
| RU2606458C1 (en) * | 2015-10-06 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Double-rotor gas turbine engine |
| RU2699870C1 (en) * | 2018-08-03 | 2019-09-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine |
| RU2700110C1 (en) * | 2018-11-07 | 2019-09-12 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Double-flow gas turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8596965B2 (en) | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement | |
| US10151240B2 (en) | Mid-turbine frame buffer system | |
| US11203974B2 (en) | Auxiliary oil system for geared gas turbine engine | |
| US8172512B2 (en) | Accessory gearbox system with compressor driven seal air supply | |
| KR20190008346A (en) | A process for newly installing an industrial gas turbine engine and a power plant including a newly installed industrial gas turbine engine | |
| US20160160714A1 (en) | Gas turbine engine with split lubrication system | |
| US20230148411A1 (en) | Power assisted engine start bleed system | |
| US10371007B2 (en) | Auxiliary oil pump for gas turbine engine gear reduction | |
| CN107120190B (en) | Gas-turbine unit | |
| US20160222787A1 (en) | Feature to provide cooling flow to disk | |
| US11319837B2 (en) | Lubrication systems and methods with superposition gearbox | |
| CN103140651A (en) | System for pressurising the bearing chambers of turbine engines machines using air taken from the intake duct | |
| JP2019190467A (en) | Gas turbine engine | |
| US20140150440A1 (en) | Gas turbine engine with a low speed spool driven pump arrangement | |
| RU2344303C1 (en) | Method of gas-turbine engine supports supercharge | |
| EP3260685B1 (en) | Engine bleed air system with waste gate valve for compressor surge management | |
| US20170096936A1 (en) | Gas turbine assembly | |
| EP3004568A2 (en) | Gas turbine engine with dove-tailed tobi vane | |
| US20140060081A1 (en) | Singlet vane cluster assembly | |
| EP2946082B1 (en) | Oil pump transfer plate | |
| RU2008109656A (en) | METHOD FOR SUPPLYING SUPPORTS FOR TWO-ROTOR GAS-TURBINE ENGINE | |
| KR20110091387A (en) | Turbojet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |