RU2396448C1

RU2396448C1 - Газотурбинная установка

Info

Publication number: RU2396448C1
Application number: RU2009105905/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2009-02-19
Filing date: 2009-02-19
Publication date: 2010-08-10

Abstract

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя. Газотурбинная установка выполнена на базе двухконтурного авиационного двигателя и включает в себя турбокомпрессор со смесителем на выходе, а также с каналом наружного контура. Наружный корпус установки соединен над камерой сгорания с корпусом турбокомпрессора, в котором рабочее кольцо над первой рабочей лопаткой турбокомпрессора в осевом направлении телескопически соединено с наружным кольцом входного направляющего аппарата. Камера сгорания турбокомпрессора выполнена с выносными жаровыми трубами, размещенными совместно с наружными корпусами жаровых труб в канале наружного контура. Стойки расположены перед корпусами жаровых труб и выполнены с телескопическим в радиальном направлении соединением. Смеситель на входе соединен телескопически в осевом направлении с наружным корпусом турбокомпрессора и на выходе в осевом направлении жестко соединен с наружным корпусом канала наружного контура. Изобретение обеспечивает повышение надежности конструкции за счет равномерности охлаждения корпусов жаровых труб и дополнительной фиксации турбокомпрессора в радиальном направлении. 5 ил.

Description

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя.

Известна газотурбинная установка, выполненная на базе конвертированного двухконтурного авиационного двигателя и состоящая из компрессора низкого давления, канала наружного контура, а также из турбокомпрессора с компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбинами высокого и низкого давления с кольцевым смесителем на выходе, а также из силовой свободной турбины (Патент РФ №2305789, F02K 3/02, 2007 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая ремонтопригодность из-за невозможности ремонта или замены жаровых труб камеры сгорания, которая расположена внутри неразъемного корпуса турбокомпрессора.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, выполненная из конверсированного двухконтурного авиационного двигателя и включающая в себя турбокомпрессор с компрессором, камерой сгорания, турбинами высокого и низкого давления со смесителем на выходе, а также с каналом наружного контура, наружный корпус которого соединен стойками над камерой сгорания с корпусом турбокомпрессора. Наружное кольцо входного направляющего аппарата компрессора соединено телескопически в осевом направлении с рабочим кольцом над первой рабочей лопаткой компрессора (Патент РФ № 2204043, F02C 7/20, F04D 29/60, 2003 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в стойках вследствие различных температурных деформаций корпуса турбокомпрессора и наружного корпуса канала наружного контура, осевой силы и крутящего момента, действующих на стойки со стороны корпуса турбокомпрессора.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности за счет обеспечения равномерного охлаждения корпусов жаровых труб и дополнительной фиксации турбокомпрессора в радиальном направлении.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке на базе двухконтурного авиационного двигателя, включающей турбокомпрессор со смесителем на выходе, а также с каналом наружного контура, наружный корпус которого соединен над камерой сгорания с корпусом турбокомпрессора, в котором рабочее кольцо над первой рабочей лопаткой турбокомпрессора в осевом направлении телескопически соединено с наружным кольцом входного направляющего аппарата, согласно изобретению камера сгорания турбокомпрессора выполнена с выносными жаровыми трубами, размещенными совместно с наружными корпусами жаровых труб в канале наружного контура, стойки расположены перед корпусами жаровых труб и выполнены с телескопическим в радиальном направлении соединением, смеситель на входе соединен телескопически в осевом направлении с наружным корпусом турбокомпрессора и на выходе в осевом направлении жестко соединен с наружным корпусом канала наружного контура.

Размещение в камере сгорания турбокомпрессора выносных жаровых труб вместе со своими наружными корпусами в канале наружного контура позволяет производить замену и ремонт жаровых труб без разборки всей газотурбинной установки.

Расположение стоек перед корпусами жаровых труб исключает загромождение канала наружного контура и повышает равномерность охлаждения корпусов жаровых труб за счет турбулизации перед корпусами охлаждающего воздуха, что повышает надежность газотурбинной установки.

Выполнение стоек с телескопическим в радиальном направлении соединением разгружает стойки от напряжений, связанных с различными температурными деформациями корпуса турбокомпрессора и наружного корпуса канала наружного контура, что повышает надежность газотурбинной установки.

Установка смесителя на своем выходе жестко в осевом направлении относительно корпуса канала наружного контура и на своем входе - телескопически в осевом направлении относительно корпуса турбокомпрессора позволяет обеспечить дополнительную фиксацию в радиальном направлении турбокомпрессора относительно корпуса канала наружного контура, повышая надежность газотурбинной установки.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 показан элемент II на фиг.1, а на фиг.4 - элемент III на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.5 представлен элемент IV на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинная установка 1 выполнена на базе авиационного двигателя и включает турбокомпрессор 2, состоящий из компрессора высокого давления 3, камеры сгорания 4 с выносными жаровыми трубами 5, турбины высокого давления 6 и турбины низкого давления 7. На входе в турбокомпрессор 2 установлены разделительный корпус 8 и компрессор низкого давления 9, а на выходе из турбокомпрессора 2 установлен кольцевой смеситель 10, на выходе 11 из которого размещена силовая свободная турбина 12.

С внешней стороны от корпуса 13 турбокомпрессора 2 расположен канал наружного контура 14, ограниченный с внешней стороны наружным корпусом 15. В канале наружного корпуса 14 размещены наружные корпусы 16 выносных жаровых труб 5 камеры сгорания 4; перед корпусами 16 установлены соединяющие корпусы 13 и 15 радиальные стойки 17 с телескопическими в радиальном направлении соединениями 18.

Рабочее кольцо 19 над первой рабочей лопаткой 20 турбокомпрессора 2 телескопически в осевом направлении соединением 21 установлено на наружном кольце 22 входного направляющего аппарата 23. Кольцевой смеситель 10 на своем входе 24 телескопически в осевом направлении с помощью соединения 25 установлен на наружном корпусе 13 турбокомпрессора 2, а на выходе 11 - с помощью заклепочного соединения 26 жестко в осевом направлении установлен в наружном корпусе 15 канала наружного контура 14.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинной установки 1 на корпус 13 турбокомпрессора 2 от газовых сил действуют крутящий момент и осевая сила, которые воспринимаются радиальными стойками 17 с телескопическими соединениями 18, разгружая таким образом корпусы 16 выносных жаровых труб 5 камеры сгорания, что повышает надежность газотурбинной установки.

Корпус 13 турбокомпрессора 2, нагретый до более высокой температуры по сравнению с наружным корпусом 15 канала наружного контура 14, свободно перемещается в осевом направлении с помощью телескопических соединений 21 и 25, что исключает появление дополнительных напряжений в корпусах 13 и 15.

Claims

Газотурбинная установка на базе двухконтурного авиационного двигателя и включающая турбокомпрессор со смесителем на выходе, а также с каналом наружного контура, наружный корпус которого соединен над камерой сгорания с корпусом турбокомпрессора, в котором рабочее кольцо над первой рабочей лопаткой турбокомпрессора в осевом направлении телескопически соединено с наружным кольцом входного направляющего аппарата, отличающаяся тем, что камера сгорания турбокомпрессора выполнена с выносными жаровыми трубами, размещенными совместно с наружными корпусами жаровых труб в канале наружного контура, стойки расположены перед корпусами жаровых труб и выполнены с телескопическим в радиальном направлении соединением, смеситель на входе соединен телескопически в осевом направлении с наружным корпусом турбокомпрессора и на выходе в осевом направлении жестко соединен с наружным корпусом канала наружного контура.