RU31817U1

RU31817U1 - NK-36 ST gas turbine engine, compressor, combustion chamber, turbine

Info

Publication number: RU31817U1
Application number: RU2002130934/20U
Authority: RU
Inventors: Е.А. Гриценко; В.Н. Орлов; В.И. Павлов; В.Т. Бутылкин; А.В. Зуев; И.Л. Шитарев; В.П. Курбатов; В.Л. Китайкин; Ю.А. Тындиков
Original assignee: ОАО Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова
Priority date: 2002-11-21
Filing date: 2002-11-21
Publication date: 2003-08-27

Description

F02C3/00, 7/00, 7/12, 7/20,F02C3 / 00, 7/00, 7/12, 7/20,

F01D5/00,11/00,F01D5 / 00.11 / 00,

F04D17/00, 29/00,F04D17 / 00, 29/00,

F23R3/00F23R3 / 00

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НК-36СТ КОМНРЕССОР, КАМЕРАNK-36ST GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR, CAMERA

СГОРАНИЯ ТУРБИНА.COMBUSTION TURBINE.

Нолезная модель относится к области турбостроения., а конкретно к конструкции нромыш ленных газотурбинных двигателей.The useful model relates to the field of turbine construction., And specifically to the design of non-powered gas turbine engines.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий комнрессор, камеру сгорания, турбину, свободную турбину, раму (Л.А.Шубенко-Шубин. Атлас. «Газотурбинные установки, М., Мшпиностроение, 1967, с.93).Known gas turbine engine containing kompressor, combustion chamber, turbine, free turbine, frame (L.A. Shubenko-Shubin. Atlas. "Gas turbine installation, M., Mshpinostroenie, 1967, p. 93).

Такой газотурбинный двигатель обладает малой модульностью, неудобен при транспортировке, а при его монтаже необходимы грузоподъемные механизмы.Such a gas turbine engine has little modularity, is inconvenient during transportation, and lifting equipment requires lifting mechanisms.

Известен компрессор газотурбинного двигателя, содержщий ротор с валом, дисками и рабочими лопатками, статор с регулируемыми направляющими апп атами, клапан перепуска( Натейт США .,07р, кл.415-147,1973).A known compressor of a gas turbine engine containing a rotor with a shaft, disks and rotor blades, a stator with adjustable guides, a bypass valve (Natate USA., 07p, class 415-147.1973).

Однако статор с таким регулируемым направляющим имеет значительные весовые и габаритные характеристики, а клапан перепуска не достаточно надежен.However, a stator with such an adjustable guide has significant weight and dimensions, and the bypass valve is not reliable enough.

:;::;.;;; :; ::;. ;;;

Известна камера сгорания газотурбинного двигателя ,содержащая наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу, тонливные коллектора, топливные горелки (Патент США № 4483149, МКИ 3F02C7/00). Однако такая камера сгорания недостаточно надежна.A known combustion chamber of a gas turbine engine, comprising an outer and inner case, a flame tube, fuel manifolds, fuel burners (US Patent No. 4483149, MKI 3F02C7 / 00). However, such a combustion chamber is not reliable enough.

Известна турбина газотурбинного двигателя, включающая турбины высокого и низкого давления, каждая из которых состоит из статора и ротора с рабочими лопатками и сопловыми аппаратами (Проспект фирмы MAN GHH Industriegasturbinen FT8).A known turbine of a gas turbine engine, including high and low pressure turbines, each of which consists of a stator and a rotor with rotor blades and nozzle devices (Prospectus from MAN GHH Industriegasturbinen FT8).

Однако эффективность охлаждения такой турбины недостаточна.However, the cooling efficiency of such a turbine is insufficient.

Задачей данной полезной модели является повышение модульности газотурбинного двигателя, снижение веса и уменьшения габаритов компрессора, повышение надежности работы клапана перепуска, повышение надежности работы камеры сгорания, повышение эффективности охлаждения турбины.The objective of this utility model is to increase the modularity of a gas turbine engine, reduce weight and reduce the dimensions of the compressor, increase the reliability of the bypass valve, increase the reliability of the combustion chamber, increase the cooling efficiency of the turbine.

Поставленная задач а решается за счет того, что газотурбинный двигатель разделен на модуль газогенератора и модуль свободной турбины.The task a is solved due to the fact that the gas turbine engine is divided into a gas generator module and a free turbine module.

Рама газотурбинного двигателя состоит из двух частей, из рамы газогенератора и рамы свободной турбины. Каждая рама снабжена колесными парами и механизмом регулирования положения рамы относительно основания, выполненным в виде винтовой пары.The frame of the gas turbine engine consists of two parts, from the frame of the gas generator and the frame of the free turbine. Each frame is equipped with wheel pairs and a mechanism for regulating the position of the frame relative to the base, made in the form of a screw pair.

Т-образный упор с клиновидным выступом. На корпусе клапана перепуска установлено приводное кольцо с роликом, который взаимодействует с клиновидным выступом. Поворотные лопатки компрессора снабжены рычагами, которые шарнирно соединены с ведущими кольцами. Между роторными дисками и направляющими ап платам и установлены уплотнительные диафрагмы с наклонными и горизонтальными участками, а угол между ними составляет 95-135 градусов.T-shaped emphasis with a wedge-shaped protrusion. A drive ring with a roller, which interacts with a wedge-shaped protrusion, is installed on the bypass valve body. The compressor rotary blades are equipped with levers that are pivotally connected to the drive rings. Sealing diaphragms with inclined and horizontal sections are installed between the rotor disks and the guide plates and the angle between them is 95-135 degrees.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу, топливные коллектора, капот, топливные горелки дежурной и основной зоны, жаровая труба и горелки основной зоны закреплены на капоте.The combustion chamber of a gas turbine engine contains an outer and inner case, a flame tube, fuel manifolds, a hood, fuel burners of the standby and main zones, a flame tube and burners of the main zone are fixed to the hood.

Рабочая лопатка турбины содержит перо с верхней полостью и разделёнными продольной перегородкой передней и задней полостями. Полости имеют боковые стенки, снабженные параллельными ребрами, наклоненными к оси вращения в противоположном направлении со стороны спинки и корыта. Ребра контактируют между собой в местах пересечения, а один конец каждого ребра передней полости соединен с перегородкой. Кроме того, в задней полости лопатки может быть установлена дополнительная продольная перегородка, размещенная между продольной перегородкой и ребрами и образующая с ней сужающийся к периферии пера канал. В верхней полости лопатки может быть установлен дефлектор, расположенный на выходе из межреберных каналов передней полости, аThe turbine working blade contains a feather with an upper cavity and front and rear cavities separated by a longitudinal partition. The cavities have side walls equipped with parallel ribs inclined to the axis of rotation in the opposite direction from the back and trough. The ribs contact each other at the intersection, and one end of each rib of the anterior cavity is connected to the partition. In addition, in the posterior cavity of the scapula, an additional longitudinal septum can be installed located between the longitudinal septum and the ribs and forming a channel with it tapering to the periphery of the pen. In the upper cavity of the scapula, a deflector can be installed located at the outlet of the intercostal channels of the anterior cavity, and

между дефлектором и дополнительной нродольной перегородкой образован зазор. Перо лопатки может быть снабжено сферическими углублениями, размещенными на стенках полостей пера и замковой части, а отношение расстояния между центрами сферических углублений к их диаметру состадляет менее 3,5 .Между полками лопаток соплового аппарат а вы полней зазор переменной величины.a gap is formed between the deflector and the additional nodol barrier. The blade feather can be equipped with spherical recesses located on the walls of the pen cavities and the castle part, and the ratio of the distance between the centers of the spherical recesses to their diameter is less than 3.5. There is a variable gap between the shelves of the blades of the nozzle apparatus.

На со пловом аппарате выполнеп выходной козырек с наружной и внутренней кольцевыми стенками и каналом между ними, а на рабочем колесе выполнен входной козырек, размещенный под выходным козырьком, причем длина внутренней кольцевой стенки меньще, чем наружной. В торцах полок лопаток сопловых аппаратов выполнены канавки, в которые установлены уплотнительные пластины из спрессованной проволочной спирали, пропитанной жаростойким составом, причем торцовые кромки уплотнительной пластины имеют форму клина. Угол заострения клина составляет от 30 до 90 градусов.On the opener, an output visor with an outer and inner annular walls and a channel between them was made, and an input visor placed under the output visor was made on the impeller, the length of the inner annular wall being shorter than the outer one. At the ends of the shelves of the blades of the nozzle apparatus, grooves are made in which sealing plates of a pressed wire spiral impregnated with a heat-resistant composition are installed, and the end edges of the sealing plate have the shape of a wedge. The angle of the wedge is from 30 to 90 degrees.

Соосные валы газотурбинного двигателя, соединенные с помощью шлицев, содержат фиксирующую валы резьбовую втулку со щлицами, пружину и стопорный элемент, контактирующий со шлицами втулки и одного из валов, причем втулка выполнена с цилиндрическим хвостовиком, на котором выполнены наружные шлицы, а стопорный элемент выполнен в виде обоймы с наружными и внутренними шлицами, контактирующими соThe coaxial shafts of the gas turbine engine, connected by means of splines, comprise a threaded sleeve with slots securing the shafts, a spring and a locking element in contact with the splines of the sleeve and one of the shafts, the sleeve being made with a cylindrical shank on which the external splines are made, and the locking element is made in in the form of a cage with external and internal slots in contact with

шлицами вала и втулки, при этом обойма охватывает хвостовик втулки и подпружинена относительно его.splines of the shaft and the sleeve, while the casing covers the shank of the sleeve and is spring loaded relative to it.

На фигуре 1 представлен газотурбинный двигатель, установленный на раме. На фигуре 2 показана рама газогенератора, а на фигуре 3 рама свободной турбины. На фигуре 4 изображен компрессор газотурбинного двигателя. На фигуре 5 изображен продольный разрез системы перепуска, а на фигуре 6 - сечение А-А фигуры 5. На фигуре 7 схематически изображен регулируемый напршляющий аппарат осевого компрессора, продольный разрез. На фигуре 8 дан продольный разрез осевого компрессора с уплотнительными диафрагмами. На фигуре 9- узел I на фигуре 8, а на фигуре 10-узел Н на фигуре 8. На фигуре 11 изображена камера сгорания газотурбинного двигателя. На фигуре 12 дан продольный разрез турбины. На фигуре 13 представлен продольный разрез рабочей лопатки турбины. На фигуре 14 дан продольный разрез части турбины с сопловым аппаратом. На фигуре 15 дано сечение А-А на фигуре 14 в развертке на поверхность вращения. На фигуре 16 показан элемент I на фигуре 14 в увеличенном масштабе. На фигуре 17 изображено уплотнение между секциями соплового турбины. На фигуре 18 изображен сопловой апц)ат с канавками под уплотнительные пластины. На фигуре 19 дано сечение уплотнительных пластин и сопряженных каншок в исходном состоянии, а на фигуре 20 - то же, после обжатия. На фигуре 21 показано соединение соосных шлицевых валов.The figure 1 shows a gas turbine engine mounted on a frame. Figure 2 shows the frame of the gas generator, and figure 3 shows the frame of a free turbine. The figure 4 shows the compressor of a gas turbine engine. Figure 5 shows a longitudinal section of the bypass system, and Figure 6 shows a section AA of Figure 5. Figure 7 schematically shows an adjustable axial compressor cuffing device, a longitudinal section. Figure 8 shows a longitudinal section of an axial compressor with sealing diaphragms. In the figure 9- node I in figure 8, and in the figure 10-node H in figure 8. Figure 11 shows the combustion chamber of a gas turbine engine. Figure 12 shows a longitudinal section of a turbine. The figure 13 presents a longitudinal section of the working blades of the turbine. Figure 14 shows a longitudinal section of a part of a turbine with a nozzle apparatus. The figure 15 shows a section aa in figure 14 in a scan to the surface of rotation. The figure 16 shows the element I in figure 14 on an enlarged scale. The figure 17 shows the seal between the sections of the nozzle turbine. The figure 18 shows the nozzle apc) at with grooves for the sealing plate. Figure 19 shows a cross section of the sealing plates and the mating pot in the initial state, and figure 20 shows the same after crimping. The figure 21 shows the connection of coaxial spline shafts.

Газотурбинный двигатель 1 (фиг.1) содержит компрессор 2, камеру сгорания 3 , турбину 4, свободную турбнну 5, раму 6, опоры подшипников 7, оболочки 8, трубопроводы 9.The gas turbine engine 1 (Fig. 1) comprises a compressor 2, a combustion chamber 3, a turbine 4, a free turbine 5, a frame 6, bearings of bearings 7, shells 8, pipelines 9.

Двигатель разделен на два модуля - модуль 10 газогенератора и модуль И свободной турбины. Рама 6 газотурбинного двигателя 1 состоит из двух частей, из рамы 12 (фиг.2,3) газогенератора и рамы 13 свободной турбины. Каждая часть рамы 6 снабжена колесными парами 14 и механизмом 15 регулирования положения рамы 6 относительно основания, выполненным в виде винтовой пары 16.The engine is divided into two modules - a gas generator module 10 and a free turbine module AND. The frame 6 of the gas turbine engine 1 consists of two parts, from the frame 12 (Fig.2,3) of the gas generator and the frame 13 of the free turbine. Each part of the frame 6 is equipped with wheel pairs 14 and a mechanism 15 for regulating the position of the frame 6 relative to the base, made in the form of a screw pair 16.

Компрессор 2 (фиг.4) газотурбинного двигателя 1, содержит ротор 17 с валом 18 роторными дисками 19 и рабочими лопатками 20, статор 21с регулируемыми направляющими аппаратами 22, клапанами перепуска воздуха 23. Клапан перепуска 23 (фиг.5,6) содержит корпус 24 с окном 25, закрываемым упругой пластиной 26, на которой закреплен Т-образный упор 27с клиновидным выступом 28, а на корну се 24 установлено приводное кольцо 29 с роликом 30, который взаимодействует с клиновидным выступом 28. Регулируемые направляющие аппараты 22 (фиг.7) снабжены рычагами 31, которые щарнирно соединены с ведущими кольцами 32. Между роторными дисками 19 (фиг.8) и регулируемыми направляющими аппаратами 22 установлены уплотнительные диафрагмы 33 (фиг9,10) с наклонными 34 и горизонтальными 35 участками, а угол между ними составляет 95-135 градусов.The compressor 2 (Fig. 4) of the gas turbine engine 1, comprises a rotor 17 with a shaft 18, rotor disks 19 and rotor blades 20, a stator 21 with adjustable guiding devices 22, air bypass valves 23. The bypass valve 23 (Fig. 5,6) contains a housing 24 with a window 25 closed by an elastic plate 26, on which a T-shaped stop 27 with a wedge-shaped protrusion 28 is fixed, and a drive ring 29 with a roller 30 that interacts with the wedge-shaped protrusion 28 is mounted on the root ce 24. Adjustable guiding devices 22 (Fig. 7) equipped with levers 31, which are articulated with dineny with leading rings 32. Between rotary disk 19 (Figure 8) and adjustable guide vanes 22 are mounted sealing diaphragm 33 (fig9,10) 34 with inclined portions 35 and horizontal, and the angle of 95-135 degrees therebetween.

Камера сгорания 3 (фиг. 11) газотурбинного двигателя содержит, наружный 36 и внутренний 37 корпуса, жаровую трубу 38, топливные коллектора 39, капот 40, топливные горелки дежурной 41 и основной 42 зоны. Жаровая труба 38 и горелки дежурной 41 и основной 42 зоны закреплены на капоте 40.The combustion chamber 3 (Fig. 11) of the gas turbine engine comprises an outer 36 and an inner 37 of the housing, a flame tube 38, fuel manifolds 39, a hood 40, fuel burners of the standby 41 and the main zone 42. The flame tube 38 and the burner on duty 41 and the main 42 zone are fixed on the hood 40.

Турбина 4 (фиг. 12) газогенератора включает турбины высокого 43 и низкого 44 давлений, каждая из которых состоит из статора45 и ротора46 с рабочими лопатками 47 и сопловыми аппаратами 48.The turbine 4 (Fig. 12) of the gas generator includes turbines of high 43 and low 44 pressures, each of which consists of a stator45 and a rotor46 with working blades 47 and nozzle devices 48.

Рабочая лопатка 47 (фиг. 13) содержит перо 49 с верхней полостью 50 и разделенными продольной перегородкой 51 передней 52 и задней 53 полостями, имеющими боковые стенки, снабженные параллельными ребрами 54,55,56,57, наклоненными к оси вращения в противоположном направлении со стороны спинки 58 и корыта 59, причем ребра контактируют между собой в местах нересечения, а один конец 60 каждого ребра 54 и 55 передней полости соединен с перегородкой 51.The working blade 47 (Fig. 13) contains a feather 49 with an upper cavity 50 and separated by a longitudinal partition 51 of the front 52 and rear 53 cavities having side walls provided with parallel ribs 54,55,56,57 inclined to the axis of rotation in the opposite direction with the sides of the backrest 58 and the trough 59, the ribs contacting each other in places of non-intersection, and one end 60 of each rib 54 and 55 of the front cavity is connected to the partition 51.

В задней полости 53 лопатки 47 установлена дополнительная 61 нродольная перегородка, размещенная между продольной перегородкой 51 и ребрами 56,57 и образующая с ней сужающийся к периферии пера канал 62. В верхней полости 50 установлен дефлектор 63, расположенный на выходе из межреберных каналов передней полости 52, а между дефлектором 63 и дополнительной 61 продольной перегородкой образован зазор 64.In the posterior cavity 53 of the blade 47, an additional 61 nodular septum is installed, located between the longitudinal septum 51 and the ribs 56.57 and forming channel 62 tapering to the periphery of the pen. In the upper cavity 50, a deflector 63 is located at the outlet of the intercostal channels of the anterior cavity 52 and a gap 64 is formed between the deflector 63 and the additional 61 longitudinal partition.

Перо 49 снабжено сферическими углублениями 65, размещенными на стенках 66 полостей пера 49 и замковой части 67.The pen 49 is provided with spherical recesses 65 located on the walls 66 of the cavities of the pen 49 and the castle part 67.

Отношение расстояния t между центрами сферических углублений 65 к их диаметру d составляет менее 3,5.The ratio of the distance t between the centers of the spherical recesses 65 to their diameter d is less than 3.5.

Сферические углубления могут располагаться в шахматном порядке.Spherical recesses can be staggered.

Между полками 68 лопаток 69 соплового апп ата48 (фиг. 14) выполнен зазор 70 (фиг. 16) переменной величены. На сопловом аппарате 48 выполнен выходной козырек 71 (фиг. 15) с наружной 72 и внутренней 73 ко.11ьцевыми стенками и каналом 74 между ними, а на рабочем колесе 75 выполнен входной козырек 76, размещенный под выходным козырьком 71, причем длина внутренней 73 кольцевой стенки меньше чем наружной 72.Between the shelves 68 of the blades 69 of the nozzle unit 48 (Fig. 14), a clearance 70 (Fig. 16) is made of variable size. An outlet visor 71 (Fig. 15) is made on the nozzle apparatus 48 with an outer 72 and an inner 73 end walls and a channel 74 between them, and on the impeller 75, an inlet visor 76 is placed under the outlet visor 71, the length of the inner 73 annular the walls are smaller than the outer 72.

В торцах 77 (фиг. 17-20) полок 68 лопаток 69 сопловых аппаратов 48 выполнены канавки 78, в которые установлены уплотнительные пластины 79 из снрессованной проволочной спирали, пропитанной жаростойким составом, причем торцовые кромки уплотнительной пластины имеют форму клина, угол заострения клина составляет от 30 до 90 градусов.At the ends 77 (Fig. 17-20) of the shelves 68 of the blades 69 of the nozzle apparatus 48, grooves 78 are made in which the sealing plates 79 are made of a pressed wire spiral impregnated with a heat-resistant composition, the end edges of the sealing plate having the shape of a wedge, the wedge angle is from 30 to 90 degrees.

Соосные шлицевые валы 80 и 81 (фиг.21) газотурбинного двигателя 1, соединенные с помощью шлицев 82, фиксируются резьбовой втулкой 83. Она вворачивается в вал 81 и своим буртом 84 препятствует осевому смещению вала 80. Обойма 85 охватывает цилиндрический хвостовик резьбовой втулки 83 и входит в зацепление шлицами 86 и 87, выполненными на ее конце со шлицами 88 и 89 резьбовой втулки 83 и вала 80. Обойма 85 подпружиненаThe coaxial splined shafts 80 and 81 (FIG. 21) of the gas turbine engine 1, connected by splines 82, are fixed by the threaded sleeve 83. It is screwed into the shaft 81 and, with its shoulder 84, prevents the axial displacement of the shaft 80. The yoke 85 covers the cylindrical shank of the threaded sleeve 83 and engages with slots 86 and 87, made at its end with slots 88 and 89 of the threaded sleeve 83 and shaft 80. The clip 85 is spring loaded

относительно резьбовой втулки 83 пружиной 90, опирающейся на шайбу 91 и пружинное разрезное кольцо 92. Перемещение обоймы отраничено кольцом 93, жестко соединенным с ней.relative to the threaded sleeve 83, a spring 90, resting on the washer 91 and the spring split ring 92. The movement of the cage is limited by the ring 93, rigidly connected to it.

Газотурбинный двигатель 1 работает следующим образом. Воздух сжимается компрессором 2 и подается в камеру сгорания 3, куда подается и природный газ, полученная при этом тепловая энергия в турбине 4 и в свободной турбине 5 преобразуется в механическую энергию. Турбина 4 газогенератора приводит во вращение компрессор 2, а свободная турбина 5 используется для вращения приводного механизма (нагнетателя природного газа).The gas turbine engine 1 operates as follows. Air is compressed by compressor 2 and supplied to combustion chamber 3, where natural gas is also supplied, the thermal energy obtained in this case in turbine 4 and in free turbine 5 is converted into mechanical energy. The gas generator turbine 4 drives the compressor 2, and the free turbine 5 is used to rotate the drive mechanism (natural gas supercharger).

Транспортировка и хранение газотурбинного двигателя 1осуществляется на рамах 12,13 в контейнерах. Перемещение газотурбинного двигателя 1 и его модулей 10,11 во время монтоса, центровке с приводным механизмом и стыковке модуля 10 газогенератора с модулем 11 свободной турбины осуществляют с помощью колесных п 14, механизмов 15,16.Transportation and storage of the gas turbine engine 1 is carried out on frames 12,13 in containers. The movement of the gas turbine engine 1 and its modules 10,11 during the montos, alignment with the drive mechanism and the docking of the gas generator module 10 with the free turbine module 11 is carried out using wheel n 14, mechanisms 15,16.

Во время работы газотурбинного двигателя 1 поток из полости компрессора 2 поступает в корпус 24 клапана перепуска 23 . Перепадом давления упругая пластина 26 прижата к поверхности корпуса 24, перекрывая окно 25. После команды на открытие клапана, поворачивают приводное кольцо 29 относительно корпуса 24. Вращающееся кольцо 29 перемещает ролики 30, которые катясь но клиновидному выступу 32 Т-образного упора 28During operation of the gas turbine engine 1, the flow from the cavity of the compressor 2 enters the housing 24 of the bypass valve 23. The differential pressure elastic plate 26 is pressed against the surface of the housing 24, blocking the window 25. After the command to open the valve, rotate the drive ring 29 relative to the housing 24. The rotating ring 29 moves the rollers 30, which are rolling but the wedge-shaped protrusion 32 of the T-shaped stop 28

перемещают упругую пластину 26 внутрь корпуса 24 клапана, а в образовавшийся зазор воздух из компрессора перепускается в атмосферу.move the elastic plate 26 inside the valve body 24, and into the resulting gap, the air from the compressor is transferred to the atmosphere.

Регулируемые направляющие 22 (фиг. 7) изменяют угловое положение при повороте ведущих колец 32 и, связанных с ними шарнирио рычагов 31.Adjustable guides 22 (Fig. 7) change the angular position when turning the drive rings 32 and the associated pivot levers 31.

При работе компрессора в зазоре между роторными дисками 19 (фиг. 810) и регулируемыми напршляющими аппаратами 22 на участках 34 и 35 уплотнительной диафрагмы 33 образуются стабильные вихри с закруткой в направлении основного потока. Поток скользит по этим вихрям практически без потери энергии.When the compressor is operating in the gap between the rotor disks 19 (Fig. 810) and the adjustable spout devices 22, stable vortices are formed in sections 34 and 35 of the sealing diaphragm 33 with swirling in the direction of the main flow. The flow glides along these vortices with virtually no loss of energy.

Воздух из компрессора 2 поступает в камеру сгорания 3 (фиг. 11), в горелки дежурной 41 и основной 42 зоны. С начала топливо подают в топливные горелки дежурной 41 зоны, а затем, после розжига и выхода на заданный температурный ражим в топливные горелки основной 42 зоны.Air from the compressor 2 enters the combustion chamber 3 (Fig. 11), in the burner standby 41 and the main 42 zone. From the beginning, fuel is fed into the fuel burners of the standby zone 41, and then, after firing up and reaching a predetermined temperature mode, the fuel of the main zone 42 is in the fuel burners.

При работе турбины 4 (фиг.12) горячий газ нагревает рабочие 47 лопатки и лопатки 69 соплового аппарата 48 турбины. Для охлаждения рабочих лопаток 47 (фиг.13), отбираемый из компрессора воздух поступает в переднюю 52 полость, протекает между ребрами 54,55, охлмсдая входную кромку и стенки передней 52 полости лопатки 47, откуда поступает в верхнюю полость 50, разворачивается дефлектором 63, обтекает дополнительную перегородку 61 и по каналам между ребрами 56,57 отводится через выходную кромку в проточную часть турбины. Часть воздуха черезDuring operation of the turbine 4 (Fig. 12), hot gas heats the working 47 vanes and vanes 69 of the nozzle apparatus 48 of the turbine. To cool the working blades 47 (Fig. 13), the air drawn from the compressor enters the front 52 cavity, flows between the ribs 54.55, cooling the inlet edge and the walls of the front 52 cavity of the blade 47, from where it enters the upper cavity 50, is deployed by the deflector 63, flows around the additional partition 61 and through the channels between the ribs 56.57 is discharged through the outlet edge into the flow part of the turbine. Part of the air through

зазор 64 между торцом дополнительной перегородки 61 и дефлектором 63 перепускается непосредственно в заднюю полость 53, дополнительно охлаждая периферийную часть лопатки 47. При похождении охлаждающего воздуха над сферическими углублениями 65 образуется система вихрей, обуслшливающая повышение эффективности охл кдения данного участка пера.the gap 64 between the end of the additional partition 61 and the deflector 63 bypasses directly into the rear cavity 53, further cooling the peripheral part of the blade 47. When cooling air moves above the spherical recesses 65, a vortex system is formed, which increases the cooling efficiency of this section of the pen.

При нагреве лопаток 69 (фиг. 14-16) соплового аппарата, зазоры 70 выбираются. Однако, наличие на участке от фланцев до торцев полок 68 увеличивающегося по направлению потока газа зазора 70 устраняет контакт тонких участков полок 68, которые возникают за счет деформаций лопаток 69 во время работы и выбора люфтов за счет газовых сил.When heating the blades 69 (Fig. 14-16) of the nozzle apparatus, the gaps 70 are selected. However, the presence of a gap 70 increasing in the direction of gas flow in the section from the flanges to the ends of the shelves 68 eliminates the contact of thin sections of the shelves 68, which arise due to deformations of the blades 69 during operation and selection of backlash due to gas forces.

Охл сдающий воздух, вытекающий из канала 74, запирает щель, образованную внутренней стенкой 73 и входным козырьком 76 препятствуя перетечке воздуха из под входпого козырька 76 в газовый поток, а затем вытекает в проточную часть турбины дволь входного козырька 76, образуя пленочную зшциту торцовых поверхностей межлопаточных каналов рабочего колеса.Cooling air flowing out of the channel 74 closes the gap formed by the inner wall 73 and the inlet visor 76 preventing the air from flowing from under the inlet visor 76 into the gas stream, and then a portion of the inlet visor 76 flows into the turbine duct, forming a film zschtit of the end surfaces of the interscapular impeller channels.

Уплотнительные пластины 79 (фиг.17-20) устанавливаются в канавки 78 и обжимаются предварительно при сборке нащирину 1. Во время работы двигателя в следствии термических деформаций происходит выбор зазоров s между торцами полок 69 и полное обжатие уплотнительной пластины 79 на щирину 1. При этом уплотнительная пластина 79 плотно прилегает кThe sealing plates 79 (Figs. 17-20) are installed in the grooves 78 and pre-crimped when assembling to the width 1. During engine operation, due to thermal deformations, the gaps s between the ends of the shelves 69 are selected and the sealing plate 79 is completely pressed to the width 1. sealing plate 79 fits snugly to

поверхности канавок 78 по всей ширине компенсируя непараллельность и другие неточности изготовления и монтажа.the surface of the grooves 78 over the entire width, compensating for non-parallelism and other inaccuracies in manufacturing and installation.

Соединение соосных шлицевых валов (фиг.21) осуществляют следующий образом.The connection of coaxial spline shafts (Fig.21) is as follows.

На втулку 83 предварительно одевают обойму 85, пружину 90, шайбу 91, кольцо 92 и 93. Затем одевают вал 80 навал 81 так, чтобы шлицы вошли в зацепление и вворачивают втулку 83 в вал 81, при этом перемещают влево обойму 85, сжимая пружину 90. Втулка 83 вворачивается до упора, после чего отпускается обойма 85, которая при помощи пружины 90 перемещается вправо и входит в зацепление со шлицами вала 80.A sleeve 85 is preliminarily put on the sleeve 83, a spring 90, a washer 91, a ring 92 and 93. Then, the shaft 80 is put on the bulk 81 so that the splines mesh and screw the sleeve 83 into the shaft 81, while the sleeve 85 is moved to the left, compressing the spring 90 The sleeve 83 is screwed in until it stops, after which the clip 85 is released, which, using the spring 90, moves to the right and engages with the splines of the shaft 80.

Использование полезной модели на двигателе НК36-СТ позволило:Using the utility model on the NK36-ST engine allowed:

-проводить ремонт отдельных узлов в заводских условиях;-to repair individual components in the factory;

-осуществлять замену двигателя и отдельных его частей без использования грузоподьемных механизмов;-to carry out the replacement of the engine and its individual parts without the use of load-lifting mechanisms;

-в тракте компрессора снизить перетекание в присоединенные обьемы;-in the compressor path, reduce overflow into the connected volumes;

-упростить конструкцию клапана перепуска;-to simplify the design of the bypass valve;

-снизить вес регулируемого направляющего аппарата;- reduce the weight of the adjustable guide vane;

-обойтись без специальных подвесок жаровой трубы камеры сгорания;- dispense with special suspensions of the combustion tube combustion tube;

-повысить интенсивность охлаждения рабочей лопатки и соплового турбины;-increase the cooling intensity of the working blades and nozzle turbines;

/(,/ (,

упростить монтаж соосных валов.simplify the installation of coaxial shafts.

Claims

1. A gas turbine engine comprising a compressor, a combustion chamber, a turbine, a free turbine, a frame, an emergency shutdown system, characterized in that the engine is divided into a gas generator module and a free turbine module.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that its coaxial shafts connected by splines comprise a threaded sleeve with splines fixing the shafts, a spring and a locking element in contact with the splines of the sleeve and one of the shafts, the sleeve being made with a cylindrical shank on which the outer slots are made, and the locking element is made in the form of a cage with external and internal slots in contact with the splines of the shaft and the sleeve, while the cage covers the shaft of the sleeve and is spring-loaded relative to it.

3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the gas turbine engine frame consists of a gas generator frame and a free turbine frame.

4. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that each frame is equipped with wheel pairs.

5. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the frame is equipped with a mechanism for regulating the position of the frame relative to the base, made in the form of a screw pair.

6. A compressor comprising a rotor with a shaft, disks and rotor blades, a stator with adjustable guiding devices, air bypass valves, characterized in that the bypass valve comprises a housing with a window closed by an elastic plate on which a T-shaped stop with a wedge-shaped protrusion is fixed, and on the case there is a drive ring with a roller that interacts with a wedge-shaped protrusion.

7. The compressor according to claim 6, characterized in that the rotary blades are equipped with levers that are pivotally connected to the drive rings.

8. The compressor according to claim 6, characterized in that between the rotor disks and the guide vanes are installed sealing diaphragms with inclined and horizontal sections, and the angle between them is 95-135 °.

9. A combustion chamber comprising an outer and inner case, a flame tube, fuel manifolds, fuel burners, characterized in that the flame tube and burners are mounted on a hood that is mounted on the outer case.

10. A turbine comprising high and low pressure turbines, each of which consists of a stator with nozzle apparatuses and a rotor with rotor blades, characterized in that the rotor blade contains a feather with an upper cavity and a front and rear cavities separated by a longitudinal partition having side walls equipped with parallel ribs inclined to the axis of rotation in the opposite direction from the back and trough, the ribs contacting each other at the intersection, and one end of each rib of the front cavity connected to the partition.

11. The turbine of claim 10, characterized in that an additional longitudinal partition is installed in the rear cavity of the scapula located between the longitudinal partition and the ribs and forming a channel narrowing to the periphery of the pen.

12. The turbine according to claims 10 and 11, characterized in that a deflector is installed in the upper cavity located at the outlet of the intercostal channels of the anterior cavity, and a gap is formed between the deflector and the additional longitudinal partition.

13. The turbine according to claims 10-12, characterized in that the pen is provided with spherical recesses located on the walls of the cavities of the pen and the castle part.

14. The turbine according to item 13, wherein the ratio of the distance between the centers of the spherical recesses to their diameter is less than 3.5.

15. The turbine according to 14, characterized in that on the inner surface of the hollow feather of the working blades made spherical recesses located in a checkerboard pattern.

16. The turbine of claim 10, characterized in that between the shelves of the blades of the nozzle apparatus a clearance of a variable value is made.

17. The turbine according to clause 16, characterized in that the nozzle device has an output visor with an outer and inner annular walls and a channel between them, and an input visor is placed on the impeller located under the output visor of the nozzle device, the length of the inner annular wall being less than the outside.

18. The turbine according to claims 16 and 17, characterized in that grooves are made in the ends of the shelves of the blades of the nozzle apparatuses, into which sealing plates of a pressed wire spiral impregnated with a heat-resistant composition are installed, the end edges of the sealing plate having the shape of a wedge.

19. The turbine according to p. 18, characterized in that the wedge angle is from 30 to 90 °.