RU2425985C2 - Способ (варианты) и система регулирования зазора у концов лопаток ротора в газотурбинном двигателе, а также газотурбинный двигатель, содержащий такую систему - Google Patents
Способ (варианты) и система регулирования зазора у концов лопаток ротора в газотурбинном двигателе, а также газотурбинный двигатель, содержащий такую систему Download PDFInfo
- Publication number
- RU2425985C2 RU2425985C2 RU2006132988/06A RU2006132988A RU2425985C2 RU 2425985 C2 RU2425985 C2 RU 2425985C2 RU 2006132988/06 A RU2006132988/06 A RU 2006132988/06A RU 2006132988 A RU2006132988 A RU 2006132988A RU 2425985 C2 RU2425985 C2 RU 2425985C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- speed
- heating means
- working stage
- blades
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Способ и система регулирования зазора (18) между концами движущихся лопаток (16) ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом (22) турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки. Двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость. Корпус турбины содержит нагревательные средства (30) для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины. Нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на первой или на третьей рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода к работе на другой рабочей стадии. Предпочтительно электрические нагревательные средства содержат, по меньшей мере, один резистивный контур (30), установленный на внешнем корпусе. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к турбинам турбомашин для газотурбинных двигателей и, в частности, к регулированию зазора между концами движущихся лопаток ротора турбины и кольцом или корпусом турбины неподвижного внешнего корпуса, окружающего лопатки.
В турбине радиальный зазор у концов движущихся лопаток является важным параметром, который влияет на производительность турбомашины. Чем меньше зазор при работе, тем выше производительность турбины.
Зазор у концов лопаток зависит от разных изменений размеров между вращающимися частями и неподвижными частями, то есть между диском и лопатками, образующими ротор турбины, и корпусом турбины, включающим кольцо или, более точно, сегменты кольца турбины. Эти изменения размеров имеют тепловое происхождение, и они связаны с изменениями температуры лопаток, диска и корпуса, а также механическое происхождение, в частности под воздействием центробежной силы, воздействующей на диск и лопатки, и под воздействием давлений, воздействующих на неподвижные и вращающиеся части.
Для ограничения повреждения концов лопаток, входящих в контакт с кольцом турбины, кольцо турбины снабжено слоем истираемого материала на его поверхности, которая обращена к лопаткам. Таким образом, износ на концах лопаток ограничен тем, что концы лопаток протачивают канавки в истираемом материале, хотя такой износ не исключается полностью.
При отсутствии активного регулирования зазора у концов лопаток этот зазор задают с такой величиной, чтобы максимальный износ лопаток в течение срока службы двигателя оставался в допустимых пределах. Этот износ является функцией максимальной величины зазора, который "выработан" или "израсходован". Термин "расход зазора" использован здесь для обозначение разности между изменениями радиальных размеров лопаток и кольца турбины. Таким образом, зазор задают как функцию максимального расхода зазора, который возникает при работе турбомашины.
Системы регулирования зазора хорошо известны и служат для ограничения зазора в возможно большей степени для оптимизации производительности турбины. Такие системы обычно работают посредством направления охлаждающего воздуха на внешнюю поверхность кольца турбины или на часть корпуса, которая его удерживает, причем сам воздух отбирается от компрессора и/или вентилятора турбомашины. Такие системы регулирования зазора, например управляемые автономной цифровой системой управления двигателем (FADEC) турбомашины, обычно сложны.
Относительно авиационных газотурбинных двигателей существует несколько возможных рабочих скоростей, включающих: полетную крейсерскую скорость; полетную скорость в режиме малого газа, меньшую чем крейсерская скорость; скорость в режиме малого газа, меньшую чем полетная скорость в режиме малого газа; и высокую скорость, большую чем крейсерская скорость. Полетная крейсерская скорость представляет собой номинальную скорость, выбранную для большей части полета. Полетную скорость в режиме малого газа выбирают на стадии захода на посадку перед посадкой. Скорость в режиме малого газа используют в основном на земле. Высокую скорость используют при взлете и наборе высоты.
Существует ситуация, которая приводит к очень высокому расходу зазора, а именно при быстром ускорении от скорости в режиме малого газа и, в частности, когда за работой в режиме малого газа следует стадия работы с высокой скоростью.
При переходе от более высокой скорости к скорости в режиме малого газа температура снижается, и последующие изменения радиальных размеров вращающихся частей после условий высокой скорости происходят медленно из-за тепловой инерции дисков ротора, которые имеют существенный вес. Однако корпус имеет меньший вес, и его размеры изменяются быстрее и достигают стабилизированных условий работы в режиме малого газа довольно быстро. Зазор у концов лопаток в этом случае небольшой. В случае последующего ускорения до более высокой скорости от этих условий с малым зазором, изменение радиальных размеров, которое происходит из-за центробежной силы, прилагаемой к вращающимся частям, является быстрым и возникает до какого-либо изменения радиального размера корпуса вследствие повышения температуры. Это приводит к большому переходному перерасходу зазора до того, как размеры корпуса и вращающихся частей стабилизируются. На фиг.1 это показано кривыми А, В и С, иллюстрирующими соответственно изменение рабочей скорости турбомашины от работы в режиме малого газа до более высокой скорости (например, от режима малого газа до высокой скорости для взлета), изменение размеров кольца турбины и изменение размеров у концов лопаток, причем разность Е между кривыми В и С представляет расход (или изменение) зазора. Можно видеть, что существует пик расхода зазора сразу после достижения высокой скорости.
Другая ситуация, приводящая к существенному расходу зазора, возникает при переходе к высокой скорости, когда изменения размеров ротора, которые имеют механическое происхождение (центробежная сила), предшествуют изменению размеров кольца турбины, которое имеет тепловое происхождение.
Невозможно решить эти проблемы посредством регулирования зазора обдувом охлаждающим воздухом кольца турбины.
Если не существует активного регулирования зазора у концов лопаток, задание зазора, который мог бы исключать какой-либо контакт между концами лопаток и кольцом турбины во всех условиях, не может рассматриваться, поскольку это приведет к заданию величины зазора, которая слишком велика при крейсерской скорости, и, таким образом, снизит производительность турбины. Таким образом, необходимо допускать определенную величину износа концов лопаток в случае перерасхода зазора.
Увеличение зазора между концами лопаток и корпусом посредством нагрева корпуса электрическим способом описано в патенте США №5630702, однако это применяется для компрессора промышленной турбомашины при повторном запуске в горячем состоянии.
Патентный документ DE 4309199 A1 предусматривает регулирование температуры индивидуальных колец турбины в многоступенчатой турбине при помощи воздуха или какого-либо другого хладагента или при помощи электрического нагрева за счет индукции.
Целью изобретения является получение решения указанных выше проблем, связанных с перерасходом зазора у концов лопаток в турбине газотурбинного двигателя, который происходит при переходе от скорости в режиме малого газа к более высокой скорости или при переходе к работе с высокой скоростью.
Эта цель достигнута благодаря созданию способа регулирования зазора между концами движущихся лопаток ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки, причем двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость, при этом корпус турбины содержит нагревательные средства для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины. Согласно способу нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на первой рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода от первой рабочей стадии к работе при более высоких скоростях.
Термин "скорость в режиме малого газа" использован здесь для обозначения скорости, которая меньше номинальной рабочей скорости турбомашины, а термин "высокая скорость" использован для обозначения скорости, которая выше номинальной скорости. Для авиационного газотурбинного двигателя скорость в режиме малого газа представляет собой скорость, которая ниже полетной крейсерской скорости и, возможно, также ниже полетной скорости в режиме малого газа, при этом высокая скорость представляет собой скорость, которая превышает полетную крейсерскую скорость.
Таким образом, можно получить зазор у концов лопаток, который допускает очень высокую производительность турбины при номинальной скорости между скоростью в режиме малого газа и высокой скоростью без беспокойства в некоторых ситуациях о перерасходе зазора, приводящем к износу у концов лопаток из-за вхождения концов в контакт с кольцом турбины. Кроме того, обеспечивается увеличение зазора на рабочей стадии, когда производительность значительно не снижается, то есть при работе со скоростью в режиме малого газа или на стадии работы, имеющей ограниченную длительность, то есть при работе с высокой скоростью.
Предпочтительно, зазор увеличивают за счет нагрева, в частности нагрева за счет приложения электроэнергии.
Нагрев может достигаться посредством подачи электроэнергии в, по меньшей мере, один резистивный контур, установленный на внешнем корпусе, или благодаря индуктивной связи с внешним корпусом или, по меньшей мере, с одним установленным на нем токоприемнике.
Предпочтительно, нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на третьей рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода к работе при более высоких скоростях.
Предпочтительно, нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии.
Предпочтительно, нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии в, по меньшей мере, один резистивный контур, установленный на внешнем корпусе.
Предпочтительно, нагрев осуществляют посредством создания индуктивной связи между индуктивным контуром и внешним корпусом или, по меньшей мере, одним установленным на нем токоприемником.
Согласно второму объекту настоящего изобретения создан способ регулирования зазора между концами движущихся лопаток ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки, причем двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость, при этом корпус турбины содержит нагревательные средства для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины. Согласно способу нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на третьей рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода к работе при более высоких скоростях.
Предпочтительно, нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии.
Предпочтительно, нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии в, по меньшей мере, один резистивный контур, установленный на внешнем корпусе.
Предпочтительно, нагрев осуществляют посредством создания индуктивной связи между индуктивным контуром и внешним корпусом или, по меньшей мере, одним установленным на нем токоприемником.
Согласно третьему объекту изобретения создана система для регулирования зазора между концами движущихся лопаток ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки, причем двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость, при этом корпус турбины содержит нагревательные средства для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины и контур для управления нагревательными средствами. Управляющий контур выполнен с возможностью обеспечения работы нагревательных средств в ходе, по меньшей мере, одной из двух стадий работы, состоящих из стадии работы со скоростью в режиме малого газа и стадии работы с высокой скоростью, и прерывания работы нагревательных средств при других рабочих скоростях двигателя.
Предпочтительно, нагревательные средства представляет собой устройство электрического типа.
Предпочтительно, нагревательные средства содержат, по меньшей мере, один резистивный контур, установленный на внешнем корпусе.
Предпочтительно, нагревательные средства содержат, по меньшей мере, один индуктивный контур, соединенный с внешним корпусом или с установленным на нем токоприемником.
Предпочтительно, электроэнергию, необходимую для работы нагревательных средств, подает генератор, соединенный с ротором турбины.
Согласно четвертому объекту изобретения создан газотурбинный двигатель, содержащий вышеописанную систему регулирования зазора.
Предпочтительно, газотурбинный двигатель оснащен автономной цифровой системой управления двигателем (FADEC), а контур, предназначенный для управления работой нагревательных средств, включен в автономную цифровую систему управления двигателем (FADEC).
Изобретение можно будет лучше понять после прочтения нижеприведенного описания неограничивающего примера варианта осуществления изобретения, приведенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - описанный выше график с построенными кривыми, представляющими соответственно изменение рабочей скорости и соответствующие изменения радиальных размеров статора и ротора в турбине газотурбинного двигателя;
фиг.2 - очень схематический вид газотурбинного двигателя;
фиг.3 - частичный схематический вид в сечении турбины газотурбинного двигателя в варианте осуществления изобретения;
фиг.4 - схематический вид в перспективе, показывающий деталь части корпуса турбины с фиг.3;
фиг.5 - схема контура для управления нагревательным средством, соединенным с корпусом турбины с фиг.3; и
фиг.6 - частичный схематический вид в сечении турбины газотурбинного двигателя в другом варианте осуществления изобретения.
Как хорошо известно, в газотурбинном двигателе в турбину 1 высокого давления (см. фиг.2) поступают газообразные продукты сгорания из камеры 2 сгорания через сопло турбины, и она подает указанные газообразные продукты сгорания в турбину 3 низкого давления перед выпуском. Турбина высокого давления установлена на валу, который соединен с ротором компрессора 4 высокого давления, который подает воздух под давлением в камеру сгорания, тогда как турбина низкого давления установлена на валу, который соединен с вентилятором, расположенным на входе двигателя.
Как показано на фиг.3, турбина высокого давления содержит ротор 10 турбины, соединенный с валом 12, имеющим ось Х-Х, представляющую собой ось двигателя. Ротор 10 содержит диск 14, соединенный с валом 12 механическими средствами, которые не показаны, и множество подвижных лопаток 16, которые проходят в радиальном направлении от диска 14 и которые установлены на нем.
Ротор 10 окружен корпусом 20 турбины, содержащим кольцо 22 турбины, установленное на внешнем корпусе 24 турбины, прикрепленном к внешнему кожуху 26 турбины при помощи фланцев 24а, 26а, соединенных друг с другом.
Кольцо 22 турбины составлено из множества примыкающих друг к другу секторов или сегментов. С внутренней стороны кольцо 22 снабжено слоем 22а истираемого материала, и он окружает лопатки 16 таким образом, что он оставляет зазор 18 относительно концов 26а лопаток.
Секторы кольца 22 удерживаются кольцевой частью 28 внешнего корпуса 24, который имеет по существу U-образное сечение с двумя радиальными фланцами 28а и 28b, направленными к оси Х-Х и соединенными перемычкой 28с. На их концах фланцы 28а и 28b снабжены ребрами для установки секторов кольца обычным способом.
Согласно изобретению корпус 20 турбины снабжен устройством, позволяющим увеличивать регулируемым образом внутренний диаметр кольца 22 турбины.
В примере, показанном на фиг.3 и 4, внутренний диаметр кольца турбины увеличивается за счет теплового расширения при помощи контура 30 нагревателя резистивного типа, соединенного с внешним корпусом 24 турбины. Например, контур 30 имеет форму листа, имеющего один или более проводников 32, заделанных в изолирующий слой 34. Для удобства и эффективности резистивный лист 30 закреплен на внешнем корпусе 24 на внешней стороне части 28, удерживающей секторы кольца турбины. Как показано на фиг.2 и 3, резистивный лист 30 накрывает внешнюю поверхность перемычки 28с и обращенные друг к другу поверхности двух ребер 28d, 28e жесткости, которые выступают в радиальном направлении наружу из перемычки 28с в линию с фланцами 28а, 28b. Для контура 30 могут быть выбраны другие местоположения, но предпочтительно, чтобы он был обращен к кольцу турбины и в части, которая не находится вблизи наиболее горячих зон.
Контур 30 питается электроэнергией, производимой генератором переменного тока, соединенным с валом 12 ротора 10, то есть генератором переменного тока, подающим электроэнергию для самолета. Электрическое соединение осуществляется через проводник (не показан), который проходит через внешний кожух 26. Как схематически показано на фиг.5, между генератором 34 переменного тока и резистивным контуром 30 расположена схема управляемого переключателя 32. Управление переключателем 32 осуществляется сигналами управления, выдаваемыми автономной цифровой системой управления двигателем, или FADEC, 36.
FADEC 36 запрограммирована для замыкания переключателя 32 на стадиях работы в режиме малого газа и в режиме высокой скорости, но размыкает переключатель 32 на всех других стадиях работы. Термин "скорость в режиме малого газа", предпочтительно, следует понимать как работу со скоростью, меньшей, чем полетная скорость в режиме малого газа, и термин "высокая скорость" следует понимать как работу со скоростью, которая выше полетной крейсерской скорости. Тем не менее, контур 30 может также питаться при полетной скорости в режиме малого газа.
Таким образом, на стадиях работы при скорости в режиме малого газа и при высокой скорости поддерживается электропитание контура 30, таким образом, увеличивающее зазор 18 у концов лопаток. В результате, ухудшение производительности двигателя на этих стадиях не является существенным, поскольку они обычно кратковременны. Таким образом, это обеспечивает получение большего запаса зазора, который может быть израсходован при переходе от работы со скоростью в режиме малого газа к работе с более высокой скоростью или при переходе к работе с высокой скоростью, причем этот запас пригоден для приспосабливания к эффекту центробежной силы, которая незамедлительно воздействует на лопатки. Следовательно, износ концов лопаток минимизируется, но при этом все же остается возможность получения зазора, который предпочтителен с точки зрения производительности турбины при работе с крейсерской скоростью.
Контур 30 может быть выполнен как единая часть или как множество помещенных вблизи друг друга частей (или листов), которые снабжаются электроэнергией последовательно или параллельно.
На фиг.6 показан вариант осуществления изобретения, в котором нагрев осуществляется посредством индуктивной связи. Индуктивный контур 40, составленный из одной или более катушек 42, заделанных в изоляцию 44, соединен с внешним корпусом 24 турбины таким образом, что он может создавать индуктивную связь с его частью 28 или, по меньшей мере, с долей указанной части. Если непосредственная индуктивная связь с материалом внешнего корпуса 24 недостаточна, корпус может быть соединен с элементом, образующим токоприемник, например, прикрепленным к внешней стороне части 28 для удерживания секторов кольца.
Хотя увеличение внутреннего диаметра кольца турбины описано выше как происходящее при работе со скоростью в режиме малого газа и при работе с высокой скоростью, это увеличение диаметра может применяться только на одной из этих двух скоростей. Кроме того, регулирование зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца при работе со скоростью в режиме малого газа и/или при работе с высокой скоростью может также применяться в отношении турбины низкого давления.
Изобретение замечательно тем, что оно позволяет турбине работать в оптимальном режиме с крейсерской скоростью, который является основным режимом работы турбины, без потребности в системах охлаждения, которые вдувают охлаждающий воздух, и с нагревом кольца турбины (который требует легко устанавливаемых средств), происходящим только на коротких по продолжительности стадиях работы (высокая скорость) или на стадиях, когда производительность турбины существенно не снижается из-за увеличения зазора (скорость в режиме малого газа).
Claims (16)
1. Способ регулирования зазора (18) между концами движущихся лопаток (16) ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом (22) турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки, причем двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость, при этом корпус турбины содержит нагревательные средства (30; 40) для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины, отличающийся тем, что нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на первой рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода от первой рабочей стадии к работе при более высоких скоростях.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на третьей рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода к работе при более высоких скоростях.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии в, по меньшей мере, один резистивный контур (30), установленный на внешнем корпусе.
5. Способ по п.3, отличающийся тем, что нагрев осуществляют посредством создания индуктивной связи между индуктивным контуром (40) и внешним корпусом или, по меньшей мере, одним установленным на нем токоприемником.
6. Способ регулирования зазора (18) между концами движущихся лопаток (16) ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом (22) турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки, причем двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость, при этом корпус турбины содержит нагревательные средства (30; 40) для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины, отличающийся тем, что нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на третьей рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода к работе при более высоких скоростях.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что нагрев осуществляют посредством подачи электроэнергии в, по меньшей мере, один резистивный контур (30), установленный на внешнем корпусе.
9. Способ по п.7, отличающийся тем, что нагрев осуществляют посредством создания индуктивной связи между индуктивным контуром (40) и внешним корпусом или, по меньшей мере, одним установленным на нем токоприемником.
10. Система для регулирования зазора (18) между концами движущихся лопаток (16) ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом (22) турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки, причем двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость, при этом корпус турбины содержит нагревательные средства (30; 40) для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины и контур для управления нагревательными средствами, отличающаяся тем, что управляющий контур выполнен с возможностью обеспечения работы нагревательных средств в ходе, по меньшей мере, одной из двух стадий работы, состоящих из стадии работы со скоростью в режиме малого газа и стадии работы с высокой скоростью, и прерывания работы нагревательных средств при других рабочих скоростях двигателя.
11. Система по п.10, отличающаяся тем, что нагревательные средства (30; 40) представляют собой устройство электрического типа.
12. Система по п.11, отличающаяся тем, что нагревательные средства содержат, по меньшей мере, один резистивный контур (30), установленный на внешнем корпусе.
13. Система по п.11, отличающаяся тем, что нагревательные средства содержат, по меньшей мере, один индуктивный контур (40), соединенный с внешним корпусом или с установленным на нем токоприемником.
14. Система по п.11, отличающаяся тем, что электроэнергию, необходимую для работы нагревательных средств, подает генератор (34), соединенный с ротором турбины.
15. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он оснащен системой регулирования зазора по любому из пп.10-14.
16. Газотурбинный двигатель по п.15, отличающийся тем, что он оснащен автономной цифровой системой управления двигателем (FADEC) (36), а контур, предназначенный для управления работой нагревательных средств, включен в автономную цифровую систему управления двигателем (FADEC).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0509387A FR2890685B1 (fr) | 2005-09-14 | 2005-09-14 | Pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine haute pression dans une turbomachine |
| FR0509387 | 2005-09-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006132988A RU2006132988A (ru) | 2008-03-20 |
| RU2425985C2 true RU2425985C2 (ru) | 2011-08-10 |
Family
ID=36540214
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006132988/06A RU2425985C2 (ru) | 2005-09-14 | 2006-09-13 | Способ (варианты) и система регулирования зазора у концов лопаток ротора в газотурбинном двигателе, а также газотурбинный двигатель, содержащий такую систему |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP1777373A1 (ru) |
| JP (1) | JP2007077990A (ru) |
| CA (1) | CA2558799A1 (ru) |
| FR (1) | FR2890685B1 (ru) |
| RU (1) | RU2425985C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2532737C1 (ru) * | 2013-12-09 | 2014-11-10 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель |
| RU2535453C1 (ru) * | 2013-04-24 | 2014-12-10 | Николай Борисович Болотин | Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине |
| RU2793412C1 (ru) * | 2022-04-01 | 2023-04-03 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский университет науки и технологий" | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8126628B2 (en) * | 2007-08-03 | 2012-02-28 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine blade tip clearance control |
| FR2933131B1 (fr) * | 2008-06-25 | 2015-06-26 | Snecma | Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine |
| FR2943093B1 (fr) * | 2009-03-16 | 2015-04-24 | Snecma | Dispositif de reglage de la position radiale et/ou axiale d'une virole de stator de turbomachine |
| FR2949808B1 (fr) * | 2009-09-08 | 2011-09-09 | Snecma | Pilotage des jeux en sommet d'aubes dans une turbomachine |
| CN102235186A (zh) * | 2010-05-03 | 2011-11-09 | 阿尔斯通技术有限公司 | 冷启动汽轮机的方法 |
| DE102011005122A1 (de) * | 2011-03-04 | 2012-09-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Dampfturbine insbesondere für solarthermische Kraftwerke |
| FR2972483B1 (fr) * | 2011-03-07 | 2013-04-19 | Snecma | Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau |
| US9151176B2 (en) * | 2011-11-22 | 2015-10-06 | General Electric Company | Systems and methods for adjusting clearances in turbines |
| US9057282B2 (en) * | 2011-11-22 | 2015-06-16 | General Electric Company | Systems and methods for adjusting clearances in turbines |
| EP2664746A3 (en) * | 2012-05-16 | 2014-04-23 | General Electric Company | Systems and methods for adjusting clearances in turbines |
| EP2754859A1 (en) * | 2013-01-10 | 2014-07-16 | Alstom Technology Ltd | Turbomachine with active electrical clearance control and corresponding method |
| EP2964903B1 (en) * | 2013-03-07 | 2019-07-03 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal assembly |
| PL225446B1 (pl) * | 2013-04-30 | 2017-04-28 | Gen Electric | Zespół sterowania cieplnego dla turbiny, zespół wytwarzania energii elektrycznej zawierający turbinę oraz turbina zawierająca zespół sterowania cieplnego |
| WO2019135758A1 (en) * | 2018-01-05 | 2019-07-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine induction system, corresponding induction heater and method for inductively heating a component |
| US11111809B2 (en) * | 2018-05-14 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Electric heating for turbomachinery clearance control |
| US10760444B2 (en) | 2018-05-14 | 2020-09-01 | Raytheon Technologies Corporation | Electric heating for turbomachinery clearance control powered by hybrid energy storage system |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4230436A (en) * | 1978-07-17 | 1980-10-28 | General Electric Company | Rotor/shroud clearance control system |
| US4338061A (en) * | 1980-06-26 | 1982-07-06 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Control means for a gas turbine engine |
| US4893983A (en) * | 1988-04-07 | 1990-01-16 | General Electric Company | Clearance control system |
| JP3059754B2 (ja) * | 1990-11-16 | 2000-07-04 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレーション | ガスタービンエンジンのタービンケースに対する冷却空気流量の調節方法 |
| DE4309199A1 (de) * | 1993-03-22 | 1994-09-29 | Abb Management Ag | Vorrichtung zur Befestigung von Wärmestausegmenten und Leitschaufeln in axialdurchströmten Turbinen |
| DE4442157A1 (de) * | 1994-11-26 | 1996-05-30 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung des Radialspieles der Beschaufelung in axialdurchströmten Verdichtern |
| US6487491B1 (en) * | 2001-11-21 | 2002-11-26 | United Technologies Corporation | System and method of controlling clearance between turbine engine blades and case based on engine components thermal growth model |
| US6943699B2 (en) * | 2003-07-23 | 2005-09-13 | Harris Corporation | Wireless engine monitoring system |
-
2005
- 2005-09-14 FR FR0509387A patent/FR2890685B1/fr active Active
-
2006
- 2006-09-13 EP EP06120598A patent/EP1777373A1/fr not_active Withdrawn
- 2006-09-13 JP JP2006247706A patent/JP2007077990A/ja active Pending
- 2006-09-13 RU RU2006132988/06A patent/RU2425985C2/ru active
- 2006-09-13 CA CA002558799A patent/CA2558799A1/fr not_active Abandoned
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ВЬЮНОВ С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.213-218. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535453C1 (ru) * | 2013-04-24 | 2014-12-10 | Николай Борисович Болотин | Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине |
| RU2532737C1 (ru) * | 2013-12-09 | 2014-11-10 | Николай Борисович Болотин | Газотурбинный двигатель |
| RU2793412C1 (ru) * | 2022-04-01 | 2023-04-03 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский университет науки и технологий" | Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2890685A1 (fr) | 2007-03-16 |
| EP1777373A1 (fr) | 2007-04-25 |
| JP2007077990A (ja) | 2007-03-29 |
| RU2006132988A (ru) | 2008-03-20 |
| CA2558799A1 (fr) | 2007-03-14 |
| FR2890685B1 (fr) | 2007-12-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2425985C2 (ru) | Способ (варианты) и система регулирования зазора у концов лопаток ротора в газотурбинном двигателе, а также газотурбинный двигатель, содержащий такую систему | |
| JP5718337B2 (ja) | タービンエンジンのブレード先端間隙の制御 | |
| CN108350805B (zh) | 用于使陆基或海基多转子燃气涡轮运行的系统、方法和计算机程序 | |
| US7766611B2 (en) | Method for setting a radial gap of an axial-throughflow turbomachine and compressor | |
| EP1630385B1 (en) | Method and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
| JP4362231B2 (ja) | 段間シール機構を有するガスタービン | |
| US7819626B2 (en) | Plasma blade tip clearance control | |
| CN101886574B (zh) | 热负荷下具有改进的运行间隙的定子外壳 | |
| EP3569825B1 (en) | Electric heating for turbomachinery clearance control | |
| US8016553B1 (en) | Turbine vane with rim cavity seal | |
| US8517663B2 (en) | Method and apparatus for gas turbine engine temperature management | |
| EP3929406B1 (en) | De-icing by integral electric heat generation | |
| EP3444464B1 (en) | System and method for rotating a gas turbine engine during a motoring cycle | |
| US10641121B2 (en) | Gas turbine engine with rotor tip clearance control system | |
| CA3114460A1 (en) | Gas turbine engine and method of operating same | |
| GB2129880A (en) | Gas turbine rotor tip clearance control apparatus | |
| EP3839233B1 (en) | Gas turbine engine and operation method | |
| EP3060763A1 (en) | Incident tolerant turbine vane gap flow discouragement | |
| CN113825897B (zh) | 包括上游锥体的除冰系统的涡轮机，以及相关方法 | |
| EP3396114A1 (en) | Turbomachinery and corresponding method of operating | |
| EP3088672A1 (en) | Method for designing a fluid flow engine and fluid flow engine | |
| WO2020046375A1 (en) | Method of operation of inlet heating system for clearance control | |
| US20150128612A1 (en) | Systems and methods for varying a throat area between adjacent buckets in a turbine for improved part load performance |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |