RU2498086C1

RU2498086C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2498086C1
Application number: RU2012113206/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2012-04-04
Filing date: 2012-04-04
Publication date: 2013-11-10
Also published as: RU2012113206A

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: gas turbine engine consists of a compressor and a turbine. The compressor comprises several axial stages including a casing, guide vanes and rotor blades. The turbine comprises a casing and at least one stage with a nozzle diaphragm and a rotor wheel. The engine comprises a unit to adjust radial clearances of at least one stage of the compressor and/or turbine. The radial clearance adjuster is made as an annular insert from semiconducting material in the compressor and/or turbine casing, it is set above the relevant rotor blades of at least one stage. The adjuster also consists of cores from magnetically conducting material with windings, the cores are fixed radially on the outer casing surface on both sides of the rotor blades of the relevant stage with even pitch.

EFFECT: effective adjustment of radial clearances, increasing engine thrust in takeoff and afterburner mode, increasing engine efficiency factor and reliability.

4 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines and can find application in aircraft building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.

Известен газотрубинный двигатель по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24 убл 27.04.08 г. Это изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.Known gas turbine engine according to the patent for invention No. 2435039 IPC F01D 11/24 UBL 04/27/08, This invention relates to the field of regulation of the gap between the tops of the moving blades and a stationary ring unit in a gas turbine. The turbine casing includes a radial wall and contains, on the side of its inner surface, a support for fastening the ring surrounding the movable blades of the turbine. The support comprises a peripheral wall surrounding the ring coaxially with it. The housing includes many perforations that provide air for uniform ventilation of the outer surface of the peripheral wall. Perforations are formed through the radial wall of the housing, passing radially inward. The wall essentially encompasses the ventilation chamber, which is also formed by the inner surface of the housing and the outer surface of the peripheral wall of the support. The ventilation chamber includes a small hole between the radial rib of the support and the inner surface of the radial wall to release air from the chamber. Other inventions of the group relate to a turbine comprising the aforementioned housing and a turbomachine including such a turbine. EFFECT: inventions make it possible to increase the uniformity of the temperature field of the mounting support ring surrounding the movable blades of the turbine.

Недостатки-конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.The disadvantages are the structural complexity and the inability to regulate the radial clearance in all engine operating modes.

Известен газотрубинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2235908 МПК F04C 18/00, опубл. 10.09.04 г. Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности компрессора за счет использования системы перепуска воздуха для регулирования радиальными зазорами между статором и ротором. Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с клапанами перепуска воздуха, включающем наружный корпус и внутренний корпус с отверстиями перепуска воздуха из последовательно расположенных направляющих аппаратов и фланцы, разделяющие воздушную полость между наружным и внутренним корпусами, при этом средний фланец установлен телескопически относительно внутреннего корпуса и выполнен с зигзагообразной радиальной стенкой, согласно изобретению, зигзагообразная радиальная стенка последовательно отделяет отверстия с клапанами перепуска друг от друга в наружном корпусе, причем h/d=0,5…2; h₁/d₁=1…2,5; F/F_отв=1,1…2; F₁/F_отв1=1,1…2, где h - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и внутренним корпусом; h₁ - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и наружным корпусом; d - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе в первом по потоку воздуха направляющем аппарате; d₁ - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе во втором по потоку воздуха направляющем аппарате; отв - суммарная площадь отверстий диаметром d; F_отв1 - суммарная площадь отверстий диаметром d₁; F - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха первого по потоку направляющего аппарата; F₁ - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха второго по потоку направляющего аппарата. Недостаток- конструктивная сложность.Known gasoline engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2235908 IPC F04C 18/00, publ. 09/10/04, the invention relates to compressors of gas turbine engines for aircraft and ground applications. The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency and reliability of the compressor by using an air bypass system to regulate the radial clearances between the stator and the rotor. The essence of the invention lies in the fact that in a compressor of a gas turbine engine with air bypass valves, including an outer casing and an inner casing with air bypass holes from sequentially arranged guide vanes and flanges that separate the air cavity between the outer and inner casings, while the middle flange is mounted telescopically relative to the inner case and is made with a zigzag radial wall, according to the invention, a zigzag radial wall in series about separates openings with bypass valves from each other in the outer casing, with h / d = 0.5 ... 2; h ₁ / d ₁ = 1 ... 2.5; F / F _resp = 1.1 ... 2; F ₁ / F _holes 1 = 1,1 ... 2, where h is the minimum height of the air cavity between the middle flange and the inner casing; h ₁ - the minimum height of the air cavity between the middle flange and the outer casing; d is the diameter of the air bypass holes in the inner casing in the first air guide device; d ₁ - the diameter of the holes of the air bypass in the inner casing in the second air flow guide device; holes - the total area of holes with a diameter d; F _{holes 1} - the total area of the holes with a diameter of d ₁ ; F is the total area of the air bypass valves of the first downstream guide apparatus; F ₁ - the total area of the air bypass valves of the second flow guide vanes. The disadvantage is constructive complexity.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г, прототип. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие кола, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбиныKnown gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2304221 IPC F01D 11/14, publ. 08/10/07 g, prototype. This gas turbine engine comprises a compressor having several axial stages containing a housing, guiding apparatuses and working stakes, and a turbine comprising a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as means for adjusting radial clearances of at least one compressor stage and / or turbines

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.Disadvantages - low efficiency of regulation of the radial clearance, especially in transition modes, when forcing or throttling the engine, the structural complexity of the device for regulating the radial clearance.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины, тем, что согласно изобретению средство регулирования радиального зазора выполнено в виде кольцевой вставки в корпусе компрессора и/или турбины, установленное над соответствующими рабочими лопатками, как минимум одной ступени и магнитопроводы с обмотками, установленные радиально на наружной поверхности по обе стороны рабочих лопаток соответствующей ступени. На входе в газотурбинный двигатель установлен электрогенератор, обмотки возбуждения соединены между собой электрическими проводами, а электрогенератор силовым кабелем через регулятор тока соединен с электрогенератором. Компрессор и/или турбина оборудована датчиками измерения радиальных зазоров. Газотурбинный двигатель может быть оборудован компьютером, с которым электрическими связями соединены регулятор тока и датчики измерения радиальных зазоров.The solution to these problems was achieved due to the fact that a gas turbine engine containing a compressor having several axial stages containing a housing, guide vanes and rotor blades, a turbine containing a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as a means of regulation radial clearances of at least one stage of the compressor and / or turbine, in that, according to the invention, the radial clearance control means is made in the form of an annular insert in the compressor and / or turbine housing, mounted above the corresponding working blades of at least one stage and magnetic cores with windings mounted radially on the outer surface on both sides of the working blades of the corresponding stage. An electric generator is installed at the entrance to the gas turbine engine, the field windings are interconnected by electric wires, and the electric generator is connected to the electric generator through a current regulator by a current cable. The compressor and / or turbine is equipped with radial clearance sensors. The gas turbine engine can be equipped with a computer with which the current regulator and radial clearance sensors are electrically connected.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-10), где:The invention is presented in the drawings (figures 1-10), where:

- на фиг.1 представлена схема газотурбинного двигателя,- figure 1 presents a diagram of a gas turbine engine,

- на фиг.2 представлена схема регулирования радиальных зазоров в компрессоре ГТД,- figure 2 presents a diagram of the regulation of radial clearances in the compressor GTE,

- на фиг.3 представлена схема регулирования радиальных зазоров в турбине ГТД,- figure 3 presents a diagram of the regulation of radial clearances in a turbine engine,

- на фиг.4 представлен вид по А первого варианта исполнения,- figure 4 presents a view along A of the first embodiment,

- на фиг.5 представлен вид по Б второго варианта исполнения,- figure 5 presents a view according to B of the second embodiment,

- на фиг.6 представлен вид газотурбинного двигателя с бортовым компьютером,- figure 6 presents a view of a gas turbine engine with an on-board computer,

- на фиг.7 представлено диаграмма изменения радиальных зазоров,- figure 7 presents a diagram of changes in radial clearances,

- на фиг.8 представлена вставка с мягким покрытием,- Fig.8 shows an insert with a soft coating,

- на фиг.9 представлена вставка с сотовым уплотнением,- figure 9 presents the insert with a honeycomb seal,

- на фиг, 10 представлена конструкция сотового уплотнения из отдельных модулей, вид В.- Fig, 10 shows the design of the honeycomb seal of the individual modules, type B.

Конструкция газотурбинного двигателя представленная на чертежах фиг 1-10. Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.The design of the gas turbine engine shown in the drawings of FIGS. 1-10. A gas turbine engine (GTE) contains an input device 1, with an input fairing 2, a compressor 3, a combustion chamber 4, a turbine 5, an exhaust device 6, an output fairing 7, shafts 8 and 9, bearings 10 and 11.

Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере, одну ступень 13, которая в свою очередь, направляющий аппарат 14 и рабочие лопатки 15 и диски 16.The compressor 3 includes a housing 12, at least one stage 13, which, in turn, is a guide apparatus 14 and rotor blades 15 and disks 16.

Турбина 5 также содержит корпус 17, по меньшей мере, одну ступень 18. На фиг.1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 19 и рабочие лопатки 20 и диски 21.The turbine 5 also includes a housing 17, at least one stage 18. Figure 1 shows a turbine 5 with three stages 18, each of which, in turn, contains a nozzle apparatus 19 and working blades 20 and disks 21.

Кроме того, компрессор 3 и/или/ турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (фиг 2 и 3).In addition, the compressor 3 and / or / turbine 5 contains means for regulating the radial clearance 22. The means for regulating the radial clearance 22 for the compressor 3 and turbine 5 are made identical in design (FIGS. 2 and 3).

Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (фиг.2) содержит кольцевую вставку 23 из полупроводникового материала, установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15 и сердечники 24 из магнита проводного материала с обмотками 25, установленные по обе стороны от кольцевой вставки 23 по окружности корпуса 12 с равномерным шагом..The means for regulating the radial clearance 22 for the compressor 3 (Fig. 2) contains an annular insert 23 of semiconductor material mounted inside the housing 12 above the working blades 15 and cores 24 of a magnet of conductive material with windings 25 mounted on both sides of the annular insert 23 around the circumference housing 12 with a uniform pitch ..

Средства регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (фиг.3) содержит установленную кольцевую вставку 26 из полупроводникового материала, установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20 и сердечники из магнитопроводного материала 27 с обмотками 28, установленные по обе стороны от кольцевой вставки 2 6 тоже с равномерным шагом.The means for regulating the radial clearance 22 for turbine 5 (Fig. 3) contains an installed annular insert 26 of semiconductor material mounted inside the housing 17 above the blades 20 and cores of magnetic material 27 with windings 28 installed on both sides of the annular insert 2 6, too with a uniform step.

Средства регулирования радиального зазора 22 могут быть установлены и на компрессоре 3 и на турбине 5 одновременно. При этом возможны различные варианты исполнения сердечников 24 и 27, например круглые в поперечном сечении (фиг.4) или прямоугольные (фиг.5). Соответственно различной формы могут быть обмотки 25 и 28 (фиг.4 и 5).Means for regulating the radial clearance 22 can be installed on the compressor 3 and on the turbine 5 at the same time. In this case, various versions of the cores 24 and 27 are possible, for example round in cross section (figure 4) or rectangular (figure 5). Accordingly, the windings 25 and 28 can be of various shapes (FIGS. 4 and 5).

Обмотки 25 и 28 соединены между собой электрическими проводами 29. к обмоткам 25 и 28 подключен электрический кабель 30, другой конец которого соединен с источником электроэнергии. В качестве источника электроэнергии может быть применен электрогенератор 31, вал которого 32 соединен с валом 8 газотурбинного двигателя.The windings 25 and 28 are interconnected by electric wires 29. An electric cable 30 is connected to the windings 25 and 28, the other end of which is connected to a power source. An electric generator 31 may be used as a source of electricity, the shaft of which 32 is connected to the shaft 8 of the gas turbine engine.

Электрогенератор 31 может быть соединен с обмотками 25 и 28 через регулятор тока 33 (фиг.5). Кроме того, газотурбинный двигатель может иметь бортовой компьютер 34 и датчики измерения радиальных зазоров 35. С бортовым компьютером 34 соединены электрическими связями 36 регулятор тока 33 и датчики измерения радиальных зазоров 35.The generator 31 can be connected to the windings 25 and 28 through the current regulator 33 (figure 5). In addition, the gas turbine engine may have an on-board computer 34 and radial clearance measurement sensors 35. A current controller 33 and radial clearance measurement sensors 35 are connected to the on-board computer 34 by electrical connections 36.

На фиг.7 показано изменение радиальных зазоров 37 в ГТД на режиме форсирования без средства регулирования радиального зазора 22 и при наличии такового - 38. Сравнение показывает, что радиальный зазор 38 всегда меньше чем радиальный зазор 37 и почти постоянный независимо от режима работы ГТД.Figure 7 shows the change in radial clearances 37 in a gas turbine engine in the forced mode without means for regulating the radial clearance 22 and, if any, 38. The comparison shows that the radial clearance 38 is always smaller than the radial clearance 37 and almost constant regardless of the operation mode of the gas turbine engine.

Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 36 мягкого покрытия 39 (фиг.8) или сотового уплотнения 40 (фиг.9). Возможно выполнение сотового уплотнения 40 из отдельных модулей 41 (фиг.10). Применение мягкого покрытия 39 и сотового уплотнения 41 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5.It is possible to apply on the inner surface of the inserts 23 and 36 a soft coating 39 (Fig. 8) or a honeycomb seal 40 (Fig. 9). Perhaps the implementation of the honeycomb seal 40 of the individual modules 41 (figure 10). The use of a soft coating 39 and a honeycomb seal 41 is possible both in the compressor 3 and in the turbine 5.

Работа ГТД осуществляется следующим образом.The work of the TBG is as follows.

При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. При отсутствии средства регулирования радиального зазора 22, радиальные зазоры δ изменялись бы как это указано линией позиция 37 на фиг.7, т.е. зазоры бы увеличивались за счет того что корпуса компрессора 3 и турбины 5 прогревались бы быстрее, чем диски компрессора 3 и турбины 5, соответственно 16 и 21.With a sharp change in the operating mode of a gas turbine engine, for example, when it is forced, the temperature of the combustion products in front of the turbine 5 increases, the speed of the shafts 8 and 9 of the gas turbine engine also increases, the compression ratio of the air in the compressor 3 increases, the air temperature in the compressor 3 increases. In the absence of radial clearance control means 22, the radial clearances δ would change as indicated by line 37 in FIG. 7, i.e. the gaps would increase due to the fact that the compressor casing 3 and turbine 5 would warm up faster than the compressor disks 3 and turbine 5, respectively 16 and 21.

В предложенной схеме магнитное поле пронизывающее кольцевые вставки 23 и 26 из полупроводникового материала, уменьшают теплопроводность этих вставок, тем самым уменьшают прогрев корпусов компрессора 3 и/или турбины 5. Теплопроводность вставок 23 и 26 уменьшается за счет поперечного термомагнитного эффекта Маджи-Риги-Ледюка (смотри А.М. Прохоров, Физический энциклопедический словарь, М., изд. Советская энциклопедия, с.388). Применение вставок 23 и 26 из полупроводникового материала усиливает этот эффект. Возможно создание ГТД, в котором радиальные зазоры не изменяются по режимам его работы.In the proposed scheme, the magnetic field penetrating the ring inserts 23 and 26 of semiconductor material reduces the thermal conductivity of these inserts, thereby reducing the heating of the compressor housings 3 and / or turbine 5. The thermal conductivity of the inserts 23 and 26 is reduced due to the transverse thermomagnetic effect of the Maji-Riga-Leduc ( see A.M. Prokhorov, Physical Encyclopedic Dictionary, M., ed. Soviet Encyclopedia, p. 388). The use of semiconductor inserts 23 and 26 enhances this effect. It is possible to create a gas turbine engine in which the radial clearances do not change according to the modes of its operation.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в компрессоре, так и в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах, особенно на режимах форсирования тяги.1. To provide effective regulation of radial clearances both in the compressor and in the turbine of the gas turbine engine in all modes, especially in the modes of thrust boosting.

2. Обеспечить увеличение взлетной тяги и тяги двигателя на форсажных режимах.2. To provide an increase in take-off thrust and engine thrust in afterburner modes.

3. Обеспечить взлет самолета с двигателями оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД.3. To ensure take-off of the aircraft with engines equipped with such systems for regulating the radial clearance without preliminary heating of the turbine engine or to significantly reduce the warm-up time of the gas engine.

4. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД с крейсерского на форсажный режим.4. Almost instantly transfer the operation mode of the gas turbine engine from cruising to afterburning mode.

Claims

1. A gas turbine engine comprising a compressor having several axial stages containing a housing, guide vanes and rotor blades, and a turbine comprising a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as means for adjusting radial clearances of at least one stages of the compressor and / or turbine, characterized in that the radial clearance control means is made in the form of an annular insert of semiconductor material in the compressor and / or turbine housing mounted above the respective with existing working blades of at least one stage, and cores of magnetic conductive material with windings mounted radially on the outer surface of the housing on both sides of the working blades of the corresponding stage with a uniform pitch.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that an electric generator is installed at the inlet of the gas turbine engine, the field windings are interconnected by electric wires, and the electric generator is connected to the electric generator through a current regulator cable.

3. The gas turbine engine according to claim 2, characterized in that the compressor and / or turbine is equipped with radial clearance sensors.

4. The gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the engine is equipped with a computer with which the current regulator and radial clearance sensors are connected by electrical connections.