RU2733681C1 - Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации - Google Patents
Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2733681C1 RU2733681C1 RU2020111992A RU2020111992A RU2733681C1 RU 2733681 C1 RU2733681 C1 RU 2733681C1 RU 2020111992 A RU2020111992 A RU 2020111992A RU 2020111992 A RU2020111992 A RU 2020111992A RU 2733681 C1 RU2733681 C1 RU 2733681C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- turbine
- cooling
- cold
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
Abstract
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Технический результат: повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами. Технический результат достигается в способе охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, и через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод «холодного» воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода «холодного» воздуха, тем, что входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к каждой из которых подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором, а регулирование подачи «холодного» воздуха выполняют дискретно закрытием отсечных клапанов. Технический результат достигается в устройстве для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, входную полость в аппарат закрутки, систему подвода «холодного» воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирования расхода «холодного» воздуха, согласно изобретению входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к входу в каждом из которых подсоединены по одному подводящему трубопроводу с отсечными клапанами, а к выходу - центробежный компрессор, размещенный между диском турбины и дефлектором. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 13 ил.
Description
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Именно на авиационных двигателях требуется широкий диапазон регулирования по мощности, по оборотам и уровню температуры перед турбиной. Следует иметь в виду и еще одно обстоятельство, что на этих типах двигателей максимальный режим работы двигателя по мощности кратковременный, а крейсерские режимы - долговременные в жизненном цикле двигателя.
Наиболее близким изобретением к предлагаемому является способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации по патенту РФ №2196239, МПК F02C 7/12, опубл. 10.01.2003 г.
Способ охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2196239 включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование его расхода.
Устройство для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2196239 содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, многоканальный воздуховод, проходящий.через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки статора и воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с внутренними полостями рабочих лопаток.
В решении по патенту РФ №2196239 для получения приемлемой экономичности двигателя во всем диапазоне работы максимальный расход воздуха подают на максимальных режимах, а на крейсерских режимах потребный расход охлаждающего воздуха снижают с помощью управляющих клапанов, установленных на коллекторе после теплообменника. При этом наиболее опасной с точки зрения охлаждения рабочей лопатки остается зона ее входной кромки, поэтому расход охлаждающего воздуха уменьшают до гарантированного уровня, обеспечивающего надежное охлаждение входной кромки по всем режимам работы двигателя. При этом более «холодные» зоны поверхности лопатки получают «избыток» охлаждающего воздуха по сравнению с оптимальным расходом охлаждающего воздуха для этих режимов двигателя, что ухудшает экономичность работы газотурбинного двигателя. Поэтому для высокотемпературных турбин на крейсерских режимах приходится мириться с излишним охлаждением средней и выходной частей пера рабочих лопаток, что снижает ее экономичность. С другой стороны, повышение рабочей температуры газа перед турбиной необходимо для получения приличных значений КПД на турбине.
Известны способ и система охлаждения рабочих лопаток турбины по патенту РФ на изобретение №2387864 МПК F01D 5/18, опубл. 237/04/2010, прототип.
Этот способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование его расхода, внутреннюю полость каждой рабочей лопатки, расположенную у входной кромки, отделяют от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованную полость сообщают перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и подают в нее охлаждающий воздух из воздушной полости камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.
Это устройство для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки статора и воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с внутренними полостями рабочих лопаток, на рабочем колесе между его воздушными каналами и аппаратом закрутки статора размещен безлопаточный диффузор, внутренняя полость каждой рабочей лопатки, расположенная у входной кромки, отделена от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованная полость сообщена перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и соединена с воздушной полостью камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.
Недостатки: применение этого способа и устройства имеет ряд недостатков:
- применение двух концентрично установленных аппаратов закрутки и регулируемых клапанов значительно усложняет конструкцию турбины и ухудшает работу системы охлаждения по следующим причинам. Так как, расход воздуха на охлаждение рабочего колеса не может превышать 5%…7% от расхода воздуха через первый контур, то высота лопаток сопловых аппаратов будет очень мала. А это приведет к относительному увеличению толщины погранслоя и увеличению аэродинамических потерь в них.
Применение регулируемых клапанов приведет к отрицательным последствиям: а именно, резкому падания давления на входе в аппараты закрутки и изменению треугольников скоростей воздуха на выходе сопел закрутки, это приведет к ударному входу охлаждающего воздуха под дефлектор, т.е. потере давления на входе в рабочие лопатки, и как последствие - к затеканию продуктов сгорания в полости рабочих лопаток. Применение диффузоров незначительно повышает статическое давление да входе в воздушные каналы, но вследствие внезапного сужения потока воздуха на входе в эти каналы возникнут значительные потери давления.
Применение трубчатого «воздухо-воздушного» теплообменника увеличивает загромождение второго контура и тем самым ухудшает его экономичность и снижает надежность двигателя при поломке теплообменника из-за разрушения его трубок от вибрации.
Все это делает невозможным глубокое регулирование расхода охлаждающего воздуха и как следствие приводит к ухудшению экономичности работы газотурбинных двигателей с такими системами охлаждения.
Задачей изобретения является повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя.
Достигнутый технический результат: повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами.
Решение указанных задач достигнуто в способе охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, и через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод «холодного» воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода «холодного», воздуха, тем, что входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к которым подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором, а регулирование подачи и «холодного» воздуха выполняют дискретно закрытием отсечных клапанов.
На максимальном режиме работы двигателя может быть обеспечено равенство углов
α1=β0,
где: α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти,
а на других режимах обеспечить максимально близкие значения углов α1 и β0.
Решение указанных задач достигнуто в устройстве для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащее воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, входную полость в аппарат закрутки, систему подвода «холодного» воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирование расхода «холодного» воздуха, тем, что входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к входу которых подсоединены по одному подводящему трубопроводу с отсечными клапанами, а к выходу - центробежный компрессор, размещенный между диском турбины и дефлектором.
В каждой рабочей лопатке может быть выполнено по две полости: передняя и задняя, при этом в переднюю полость выведены перфорационные отверстия передней кромки.
«Воздухо-воздушный» теплообменник может быть совмещен с корпусом камеры сгорания.
«Воздухо-воздушный» теплообменник может быть выполнен в виде пустотелого корпуса.
«Воздухо-воздушный» теплообменник может быть выполнен в виде пустотелого корпуса с двумя коаксиальными стенками, при этом внешняя стенка выполняет функцию рабочей поверхности.
Внешняя стенка камеры сгорания может быть выполнена с оребрением со стороны второго контура.
Сущность изобретения представлена на чертежах фиг 1…13, где:
- на фиг. 1 представлен пример конкретного выполнения устройства для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя, позволяющего реализовать предложенный способ,
- на фиг. 2 приведена схема подачи охлаждающего воздуха,
- на фиг. 3 приведен схема подвода охлаждающего воздуха,
- на фиг. 4 приведена схема подвода охлаждающего воздуха в проекции сбоку,
- на фиг. 5 приведена турбина в сборе, первая ступень,
- на фиг. 6 приведена лопатка турбины, первый вариант,
- на фиг. 7 приведена лопатка турбины, второй вариант,
- на фиг. 8 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант,
- на фиг. 9 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант,
- на фиг. 10 приведен фрагмент чертежа рабочего колеса,
- на фиг. 11 приведен вид А,
- на фиг. 12 приведен чертеж компоновки сектора и подводящего трубопровода, разрез В-В,
-на фиг. 13 приведен «воздухо-воздушный» теплообменник.
Перечень обозначений, принятых в описании.
воздухо-воздушный теплообменник 1,
второй контур 2,
входные отверстия 3,
воздушная полостью 4,
камера сгорания 5,
выходные отверстия 6,
воздуховод «холодного» воздуха 7,
отсечной клапан 8,
внутренняя полость 9,
сопловая лопатка 10,
входная полость 11,
аппарат закрутки 12,
статор 13,
воздушные каналы 14,
рабочее колесо 15,
внутренняя полость 16,
рабочая лопатка 17,
дефлектор 18,
центробежный компрессор 19.
лопасть 20,
входной участок 21,
входная кромка 22,
перфорационные отверстия 23,
проточная часть турбины 24,
перегородка 25,
сектор 26,
обтекаемая лопатка 27,
внешнее уплотнение 28,
внутреннее уплотнение 29,
диск 30,
ступица 31,
вал 32,
блок управления 33,
линия связи 34,
бандажная полка 35,
уплотнение 36,
выходная кромка 37,
выходная щель 38,
замок 39,
перегородка 40,
передний канал 41,
задний канал 42.
диффузор 43,
ребра 44,
корпус турбины 45,
внутренняя стенка 45,
внешняя стенка 47
зазор 48,
внутренние ребра 49,
внешние ребра 50,
коллектор 51,
турболизаторы 52.
α0 - угол установки обтекаемых лопаток,
α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти,
Устройство охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя (фиг. 1…13) содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник 1, размещенный во втором контуре 2, соединенный входными отверстиями 3 с воздушной полостью 4 камеры сгорания 5 (зона вторичного воздуха камеры сгорания), а выходными отверстиями 6 - с воздуховодами «холодного» воздуха 7 с отсечными клапанами 8 в них, проходящими через внутренние полости 9 сопловых лопаток 10, входную полость 11, аппарат закрутки 12 статора 13 и воздушные каналы 14 в рабочем колесе 15, соединенные с внутренними полостями 16 рабочих лопаток 17, входящих в состав рабочего колеса 15. На рабочем колесе 15 между его воздушными каналами 14 и аппаратом закрутки 12 статора 13 размещен дефлектор 18 с центробежным компрессором 19.
Центробежный компрессор 19 содержит лопасти 20 и входные участки 21, установленные под углом β к оси OO турбины.
На водных кромках 22 рабочих лопаток 17 выполнены перфорационные отверстия 23 для сообщения с проточной частью турбины 24 (фиг. 1).
Особенностью устройства является то, что (фиг 2) что входная полость 11 перегородками 25 разделена на одинаковые по размеру сектора 26, обслуживающие по несколько обтекаемых лопаток 27 аппарата закрутки 12 (фиг. 2).
Рекомендуемое количество обтекаемых лопаток 27 на один сектор 26:
n=3…7.
К входам в сектора 26 присоединены по одному воздуховоду «холодного» воздуха 7 с отсечным клапаном 8 (фиг. 2).
Аппарат закрутки 12 содержит, как упоминалось ранее, обтекаемые лопатки 27 и уплотнен внешним и внутренним уплотнениями 28 и 29 (фиг. 1 и 6).
Диск 30 содержит ступицу 31, к которой присоединен вал 32 (фиг. 5).
Устройство содержит блок управления 33. Блок управления 33 соединен линиями связи 34 с отсечными клапанами 8 (фиг. 1).
На фиг. 6 приведен первый вариант рабочей лопатки 17. Она содержит входную кромку 22, перфорационные отверстия 23, бандажную полку35, внешнее уплотнение 36, выходную кромку 37, выходную щель 38. Рабочая лопатка имеет замок 39.
На фиг. 7 приведен второй вариант рабочей лопатки 17. Она дополнительно содержит перегородку 40, а ее внутреннюю полость 16 разделена перегородкой 40 на передний канал 41 и задний канал 42.
На фиг. 8 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант, центробежный компрессор 19 содержит лопасти 20 радиальной формы с входными участками 21.
На фиг. 9 приведена конструкция центробежного компрессора, второй вариант, центробежный компрессор содержит лопасти 20 криволинейной формы.
На фиг. 10 приведен фрагмент чертежа рабочего колеса 15, оно содержит под дефлектором 18 лопасти 20 с входными участками 21, которые выполнены изогнутыми.
На фиг. 11 приведен вид А, видны изогнутые входные участки 21 а на фиг. 12 -приведен чертеж компоновки сектора и подводящего трубопровода, разрез В-В. Видно, что входные участки выполнены под углом α0=β0, где:
α0 - угол установки обтекаемых лопаток 32,
α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входного участка 21 лопасти 20.
На фиг. 12 приведена конструкция «воздухо-воздушного» теплообменника 1. Воздухо-воздушный теплообменник 1 собран на основе корпуса турбины 45 и содержит внутреннюю стенку 46 и внешнюю стенку 47 выполненные концентрично с зазором 48 между ними. В зазоре 48 выполнены внутренние ребра 49, в на внешней поверхности внешней стенки 47 со стороны второго контура 2 выполнены внешние ребра 50. Над отверстиями 6 выполнен коллектор 51 для сбора охлажденного воздуха. Для значительного увеличения эффективности «воздухо-воздушного» теплообменника на его внешней стенке могут быть установлены турболизаторы 52. Реализация способа осуществляют следующим образом: Подачу охлаждающего воздуха из воздушной полости 4 камеры сгорания 6 на охлаждение рабочих лопаток 17 осуществляют отбирают из воздушной полости 4 и транспортируют его во внутреннюю полость 16 рабочей лопатки 17 через последовательно размещенный воздухо-воздушный теплообменник 1, установленный в воздушном тракте второго контура 2, воздуховоды «холодного» воздуха 7 с отсечными клапанами 8 в них, аппарат закрутки 12, центробежный компрессор 18, воздушные каналы 14 в рабочем колесе 15.
Из воздушных каналов 14 воздух через перфорационные отверстия 23 во входной кромке 22 поступает в проточную часть турбины 24, осуществляя пленочное охлаждение стенки рабочей лопатки 17 в зоне ее входной кромки 22, которое может обеспечить надежную работу этой зоны при очень высоких температурах газа. Для уменьшения потерь давления охлаждающего воздуха в полости за аппаратом закрутки 12 ее, с одной стороны, отделяют от полости на входе в центробежный компрессор 19 рабочего колеса 15 внешним уплотнением 28 и внутренним уплотнением 29.
Расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 16, уменьшают по мере дросселирования режима работы двигателя с помощью отсечных клапанов 8. Имеется возможность регулирования расхода охлаждающего воздуха, поступающего и в полость 11 и далее во внутренней полости 16 рабочей лопатки 17.
На максимальных режимах работы двигателя все отсечные клапаны 8.
При снижении оборотов двигателя и температуры газа перед турбиной уменьшают расход охлаждающего воздуха путем закрытия отсечных клапанов 8. Таким образом, расход охлаждающего воздуха во внутренние полости 16 лопаток 17 падает, а увеличивается в тракте камеры сгорания 5, тем самым, увеличивая массу рабочего тела в турбине. Для сохранения режима работы двигателя снижают подачу топлива в камеру сгорания 5, что снижает температуру газа перед турбиной и уменьшает удельный расход топлива двигателя, т.е. улучшает экономичность.
Применение отсечных клапанов 8 для каждого сектора 26, обслуживающего 3…7 обтекаемых лопаток 27 аппарата закрутки 12 позволяет поддерживать на выходе из аппарата закрутки 12 оптимальные скорости и направления движения потока охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя.
Диффузор 43 и ребра 44 (фиг. 12) в системе охлаждения уменьшают потери от внезапного расширения воздуха при входе в во входную полость 11 и повышают давление охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости рабочей лопатки 17, или в передние и задние каналы 41 и 42, при наличии перегородок 40 в рабочих лопатках 17, а значит улучшить охлаждение рабочих лопаток 17.
Применение для каждого сектора 26 своего отсечного клапана 8 позволяет на пониженных режимах работы двигателя уменьшить в 2…4 раза расход охлаждающего воздуха, без снижения его давления и без изменения треугольников скоростей истечения охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 12 (фиг. 12).
U - скорость вращения диска,
V - общая скорость истечения охлаждающего воздуха,
V0 - осевая составляющая скорости истечения воздуха,
Vu - окружная составляющая скорости истечения воздуха,
α0 - угол установки обтекаемых лопаток 27 аппарата закрутки 12,
α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 12,
β0 - угол установки входного участка 21 лопасти 20.
Учитывая, что приблизительно:
α1=α0,
предложено на максимальном режиме работы двигателя обеспечить равенство углов:
α1=β0,
где: α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти, а на других режимах обеспечить максимально близкие значения углов α1 и β0
Эти мероприятия обеспечат безударный вход охлаждающего воздуха в центробежный компрессор и уменьшит потери давления воздуха в системе охлаждения.
Применение теплообменника совмещенного с корпусом камеры сгорания позволит уменьшить загромождение второго контура и тем самым улучшить его экономичность и повысить надежность двигателя исключив поломку теплообменника из-за разрушения его трубок от вибрации.
Таким образом, изобретение позволяет, с одной стороны, обеспечить надежность и заданный ресурс работы двигателя, а, с другой стороны, высокую экономичность в конструкциях высокотемпературных турбин в широком диапазоне регулирования по мощности (оборотам) газотурбинного двигателя.
Система охлаждения применима для первых ступеней турбин современных высокотемпературных авиационных и судовых двигателей.
Claims (8)
1. Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, и через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод «холодного» воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода «холодного» воздуха, отличающийся тем, что входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к которым подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором, а регулирование подачи «холодного» воздуха выполняют дискретно закрытием отсечных клапанов.
2. Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что на максимальном режиме работы двигателя обеспечено равенство углов
α1=β0,
где: α1 - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
β0 - угол установки входной кромки лопасти,
а на других режимах могут быть обеспечены максимально близкие значения углов α1 и β0.
3. Устройство для охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащее воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, входную полость в аппарат закрутки, систему подвода «холодного» воздуха между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирования расхода «холодного» воздуха, отличающееся тем, что входная полость разделена на несколько одинаковых секторов, к входу которых подсоединены по одному подводящему трубопроводу с отсечными клапанами, а к выходу - центробежный компрессор, размещенный между диском турбины и дефлектором.
4. Устройство для охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по п. 3, отличающееся тем, что в каждой рабочей лопатке выполнено по две полости: передняя и задняя, при этом в переднюю полость выведены перфорационные отверстия передней кромки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020111992A RU2733681C1 (ru) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020111992A RU2733681C1 (ru) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2733681C1 true RU2733681C1 (ru) | 2020-10-06 |
Family
ID=72927099
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020111992A RU2733681C1 (ru) | 2020-03-23 | 2020-03-23 | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2733681C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112459850A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | 燃气轮机主动控制气动冷却系统 |
| RU2769743C1 (ru) * | 2020-12-14 | 2022-04-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5402636A (en) * | 1993-12-06 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines |
| RU2159335C1 (ru) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя |
| RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2224893C2 (ru) * | 2002-04-22 | 2004-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| US7244104B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine |
-
2020
- 2020-03-23 RU RU2020111992A patent/RU2733681C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5402636A (en) * | 1993-12-06 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines |
| RU2159335C1 (ru) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя |
| RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2224893C2 (ru) * | 2002-04-22 | 2004-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| US7244104B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112459850A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | 燃气轮机主动控制气动冷却系统 |
| CN112459850B (zh) * | 2020-10-27 | 2023-01-24 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | 燃气轮机主动控制气动冷却系统 |
| RU2769743C1 (ru) * | 2020-12-14 | 2022-04-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5279400B2 (ja) | ターボ機械ディフューザ | |
| US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
| KR100456491B1 (ko) | 가스터빈엔진의고정베인조립체 | |
| US10113486B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
| US20160245180A1 (en) | Gas-turbine engine with oil cooler in the engine cowling | |
| US10323571B2 (en) | Method and system for inlet guide vane heating | |
| US10760426B2 (en) | Turbine engine with variable effective throat | |
| US10598191B2 (en) | Vane for turbomachinery, such as an aircraft turbojet or turbofan engine or an aircraft turboprop engine | |
| RU2733681C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| EP3708804A1 (en) | Impeller tip cavity | |
| US11852025B2 (en) | Turbomachine with device for cooling and pressurising a turbine | |
| RU2733682C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| US10947859B2 (en) | Clearance control arrangement | |
| RU2735040C1 (ru) | Газоперекачивающий агрегат | |
| CN114718656A (zh) | 用于控制燃气涡轮发动机内的叶片间隙的系统 | |
| US10900370B2 (en) | Gas turbine engine offtake | |
| RU2732653C1 (ru) | Способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| RU2738523C1 (ru) | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| RU2731781C1 (ru) | Способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| US11702951B1 (en) | Passive cooling system for tip clearance optimization | |
| US20230417150A1 (en) | Augmented cooling for tip clearance optimization | |
| US11698024B1 (en) | System and method of anti-icing inlet guide vanes | |
| US20220341347A1 (en) | Device for cooling a turbine casing with air jets | |
| RU2634444C1 (ru) | Устройство для запуска газотурбинного двигателя | |
| WO2020046375A1 (en) | Method of operation of inlet heating system for clearance control |