RU2396451C1 - Газотурбинная установка - Google Patents
Газотурбинная установка Download PDFInfo
- Publication number
- RU2396451C1 RU2396451C1 RU2009109927/06A RU2009109927A RU2396451C1 RU 2396451 C1 RU2396451 C1 RU 2396451C1 RU 2009109927/06 A RU2009109927/06 A RU 2009109927/06A RU 2009109927 A RU2009109927 A RU 2009109927A RU 2396451 C1 RU2396451 C1 RU 2396451C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- pressure compressor
- external circuit
- inlet
- perforated
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода. Газотурбинная установка включает в себя двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления. На выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки. Перфорированные козырьки образуют с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура, а совместно с внешней стенкой разделительного корпуса - глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура. На внешней стенке канала наружного контура установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу. Отношение проходной площади отверстий перфорированного козырька к площади входного участка в канал наружного контура равно 0,1…2. Изобретение направлено на повышение надежности за счет организации равномерного распределения потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и предотвращения помпажа компрессора низкого давления. 3 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным установкам на базе конвертируемых авиационных двигателей для привода электрогенератора или для механического привода.
Известна газотурбинная установка, включающая в себя двухвальный одноконтурный двигатель с компрессорами низкого и высокого давлений и силовую турбину с выхлопным устройством (Патент РФ №2179646, F02C 3/10, F04D 29/38, 2002 г.).
Недостатком такой конструкции является повышенная температура ее наружных корпусов, что приводит к повышенному инфракрасному излучению в окружающее пространство с соответствующим ухудшением экологических характеристик и снижением надежности газотурбинной установки.
Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка, включающая в себя двухвальный двухконтурный двигатель с компрессорами низкого и высокого давлений, а также силовую турбину с выхлопным устройством (Патент РФ №2305789, F02K 3/02, 2007 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за помпажа компрессора низкого давления, особенно при работе на переходных режимах.
При сбросе газа обороты компрессора высокого давления снижаются более интенсивно, чем обороты компрессора низкого давления, который имеет больший момент инерции, в результате чего расход воздуха через компрессор высокого давления снижается более интенсивно, чем через компрессор низкого давления, что может привести к помпажу компрессора низкого давления, так как канал наружного контура, ограниченный проходными площадями на своем входе и на выходе, не может пропустить повышенный расход воздуха.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности за счет организации равномерного распределения потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и предотвращения помпажа компрессора низкого давления путем сброса избыточного давления воздуха в атмосферу на переходных режимах работы двигателя.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке, включающей двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления, согласно изобретению на выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки, образующие с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура и образующие совместно с внешней стенкой разделительного корпуса глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура, на внешней стенке которого установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу, причем Fперф/Fвх=0,1…2,
где Fперф - проходная площадь отверстий перфорированного козырька;
Fвх - площадь входного участка в канал наружного контура.
При конверсии авиационного газотурбинного двигателя в газотурбинную установку степень двухконтурности исходного авиационного двигателя в значительной мере снижается для повышения КПД газотурбинной установки, что могло бы привести к значительному снижению скорости потока воздуха на входе в канал наружного контура с соответствующим повышением неравномерности потока воздуха на входе в компрессор высокого давления. Установка на выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса перфорированных козырьков, образующих с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура, позволяет выровнять поле скоростей и давлений потока воздуха перед делителем потоков, снизив тем самым неравномерность потока воздуха на входе в компрессор высокого давления и тем самым повысить надежность газотурбинной установки.
Выполнение между перфорированными козырьками и внешней стенкой разделительного корпуса глухих со стороны компрессора низкого давления полостей, соединенных на входе через каналы перфорации с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура, на внешней стенке которого установлены клапаны перепуска воздуха на переходных режимах работы из канала наружного контура в атмосферу, позволяет сбрасывать на переходных режимах в атмосферу через перфорацию избыточную часть воздуха, поступающего из компрессора низкого давления, тем самым предотвращая его помпаж и повышая надежность газотурбинной установки.
Одновременно исключается при открытых клапанах поступление газа в канал наружного контура через смеситель, что также повышает надежность газотурбинной установки.
При Fперф/Fвх<0,1 возможен помпаж компрессора низкого давления, а при Fперф/Fвх>2 повышается неравномерность потока воздуха на входе в компрессор высокого давления.
На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 представлен элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Газотурбинная установка 1 состоит из газотурбинного двигателя 2 и силовой турбины 3 с выхлопным устройством в виде улитки 4, соединенной на выходе с атмосферой. Двигатель 2 состоит из компрессора низкого давления 5 и компрессора высокого давления 6 с размещенным между ними разделительным корпусом 7 с радиальными стойками 8 и делителем потоков 9 для каналов наружного 10 и внутреннего 11 контуров. За компрессором низкого давления 5 между радиальными стойками 8 установлены перфорированные козырьки 12, образующие с делителем потоков 9 входной участок 13 в канал наружного контура 10, на внешней стенке 14 которого расположены клапаны перепуска 15, трубами 16 через входную улитку 4 соединенные с атмосферой. Козырьки 12 совместно с внешней стенкой 17 образуют глухую со стороны компрессора низкого давления 5 полость 18, соединенную на входе через каналы перфорации 19 с проточной частью 20 разделительного корпуса 7, а на выходе - с каналом наружного контура 10. За компрессором высокого давления 6 установлена камера сгорания 21, турбины высокого и низкого давления 22 и 23 соответственно, а также кольцевой смеситель 24.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе газотурбинной установки 1 на номинальном режиме перепад давления воздушного потока между полостями 18 и проточной частью 20 разделительного корпуса 7 незначителен, воздух через отверстия перфорации 19 не перетекает, что повышает равномерность натекающего на делитель 9 потока воздуха и способствует надежной работе компрессора высокого давления 6.
На переходных режимах открывается клапан 15, что способствует снижению давления в канале наружного контура 10, в результате чего из проточной части 20 разделительного корпуса 7 избыточный воздух через отверстия перфорации 19 сливается в канал наружного контура 10 и далее через клапан 15 - в атмосферу.
Claims (1)
- Газотурбинная установка, включающая двухвальный двухконтурный двигатель с компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, с разделительным корпусом между ними, делителем потоков, каналом наружного контура с внешней стороны компрессора высокого давления, отличающаяся тем, что на выходе из компрессора низкого давления между радиальными стойками разделительного корпуса установлены перфорированные козырьки, образующие с делителем потоков разделительного корпуса входной участок в канал наружного контура и образующие совместно с внешней стенкой разделительного корпуса глухие со стороны компрессора низкого давления полости, соединенные на входе через отверстия перфорированного козырька с проточной частью разделительного корпуса, а на выходе - с каналом наружного контура, на внешней стенке которого установлены клапаны перепуска воздуха из канала наружного контура в атмосферу, причем Fперф/Fвх=0,1…2, где
Fперф - проходная площадь отверстий перфорированного козырька;
Fвх - площадь входного участка в канал наружного контура.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009109927/06A RU2396451C1 (ru) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Газотурбинная установка |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009109927/06A RU2396451C1 (ru) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Газотурбинная установка |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2396451C1 true RU2396451C1 (ru) | 2010-08-10 |
Family
ID=42699087
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009109927/06A RU2396451C1 (ru) | 2009-03-18 | 2009-03-18 | Газотурбинная установка |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2396451C1 (ru) |
-
2009
- 2009-03-18 RU RU2009109927/06A patent/RU2396451C1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8714906B2 (en) | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management | |
US7765789B2 (en) | Apparatus and method for assembling gas turbine engines | |
US10927763B2 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
US9470150B2 (en) | Gas turbine power augmentation system | |
US20130156541A1 (en) | Active turbine tip clearance control system | |
US10323571B2 (en) | Method and system for inlet guide vane heating | |
RU2316662C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
JP2012062814A (ja) | 軸流圧縮機,軸流圧縮機を備えたガスタービンシステム及び軸流圧縮機の改造方法 | |
RU2347091C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
KR20150093847A (ko) | 스러스트 밸런싱 방법, 터빈 및 터빈 엔진 | |
RU2324063C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US10858996B2 (en) | Gas turbine startup method and device | |
RU2396451C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
JP5665602B2 (ja) | 多段過給機構造 | |
RU82778U1 (ru) | Газотурбинный привод с регенерацией тепла выхлопных газов | |
RU2305789C2 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2490490C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
RU2396452C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2567892C1 (ru) | Статор компрессора высокого давления | |
RU2396448C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2317447C2 (ru) | Высоконапорный многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2007141862A (ru) | Способ пуска газотурбинной установки | |
RU2815216C1 (ru) | Топливный коллектор газотурбинного двигателя | |
US10519869B2 (en) | Electrical and mechanical connections through firewall | |
RU2235908C2 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120319 |