ГАЗОТУРБИННАЯ УСТАНОВКА Российский патент 2010 года по МПК F02K3/02 

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя.

Известна газотурбинная установка, включающая в себя газотурбинный двигатель с турбокомпрессором и каналом наружного контура с внешней стороны турбокомпрессора (Патент РФ №2204043, F02C 7/20, F04D 29/60, 2003 г.).

Недостатком такой установки является ее невысокий к.п.д. из-за низкой степени сжатия однокаскадного компрессора.

Наиболее близкой к заявляемой является газотурбинная установка с компрессором низкого и высокого давления на входе, каналом наружного контура, а также с общей для внутреннего и наружного контуров силовой свободной турбиной, которая служит для привода полезной нагрузки, причем для привода компрессора низкого давления служит турбина низкого давления, расположенная в канале наружного контура на выходе из турбины высокого давления (Патент РФ №2305789, F02K 3/02, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенная стоимость и низкая надежность из-за большого количества дорогостоящих турбин для привода компрессоров высокого и низкого давления, а также полезной нагрузки.

Техническая задача заключается в повышении надежности и к.п.д. установки за счет исключения термических деформаций сопловых и рабочих лопаток, наружных корпусов каналов наружного и внутреннего контуров, а также снижение стоимости за счет уменьшения количества ступеней силовой турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинной установке с компрессором низкого давления на входе и силовой газовой турбиной для привода полезной нагрузки на выходе, а также каналами наружного и внутреннего контуров согласно изобретению силовая турбина дополнительно соединена валом с компрессором низкого давления. Проточная часть первых ступеней силовой турбины на входе соединена с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров проточная часть последующих ступеней соединена с каналом наружного контура по периферии на входе в сопловую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся. Причем наружный корпус первых ступеней силовой турбины соединен с наружным корпусом внутреннего контура, наружный корпус последующих ступеней - с наружным корпусом канала наружного контура. Наружные корпусы первых и последующих ступеней зафиксированы между собой в радиальном направлении с возможностью взаимного осевого перемещения и Z₁=1…2, Z₂=2…4, где

Z₁ - количество первых ступеней силовой турбины;

Z₂ - количество последующих ступеней силовой турбины.

Дополнительное соединение силовой турбины валом с компрессором низкого давления позволяет передавать мощность турбины не только на привод полезной нагрузки, но и на привод компрессора низкого давления, что позволяет уменьшить количество турбин в газотурбинной установке с соответствующим снижением ее стоимости и повышением ее надежности.

Соединение проточной части первых ступеней силовой турбины на входе с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров позволяет срабатывать в силовой турбине давление воздуха наружного контура совместно с утечками воздуха и газа, поступающими через стыки фланцев из канала внутреннего контура в канал наружного контура, повышая к.п.д. и мощность газотурбинной установки.

Соединение проточной части последующих ступеней на входе в силовую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся, позволяет с минимальными гидравлическими потерями осуществить подвод воздуха наружного контура в проточную часть силовой турбины с последующим заградительным воздушным охлаждением наружных полок сопловых и рабочих лопаток, а также наружного корпуса последующих ступеней силовой турбины.

Соединение наружного корпуса первых ступеней силовой турбины с наружным корпусом внутреннего контура, а наружного корпуса последующих ступеней с наружным корпусом наружного контура с взаимной их фиксацией в радиальном направлении с возможностью их осевого перемещения позволяет исключить паразитные утечки газа из канала внутреннего контура и воздуха из канала наружного контура, помимо проточной части силовой турбины, повысить равномерность потоков газа и воздуха на входе в проточную часть последующих ступеней силовой турбины и исключить образование дополнительных напряжений из-за различных термических деформаций в осевом направлении наружных корпусов каналов наружного и внутреннего контуров, что также повышает надежность газотурбинной установки.

При Z₁<1 излишне повышается давление в канале наружного контура, что приводит к снижению КПД газотурбинной установки; при Z₁>2 излишне повышается количество ступеней силовой турбины с соответствующим повышением ее стоимости.

При Z₂<2 снижается КПД силовой турбины и газотурбинной установки; при Z₂>4 снижается надежность и повышается стоимость газотурбинной установки из-за излишнего увеличения количества ступеней силовой турбины.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинной установки, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинная установка 1 состоит из расположенного на входе 2 компрессора низкого давления 3 и расположенной на выходе 4 силовой турбины 5 для привода полезной нагрузки 6 и компрессора низкого давления 3, с которым турбина 5 соединена валом 7.

На выходе из компрессора низкого давления 3 расположен канал наружного контура 8, ограниченный с внешней стороны корпусом 9 канала наружного контура, а с внутренней стороны - наружным корпусом 10 канала внутреннего контура 11, в котором расположены компрессор высокого давления 12, камера сгорания 13 и турбина высокого давления 14.

Проточная часть 15 первых ступеней 16 силовой турбины 5 на входе 17 соединена с каналом внутреннего контура 11, а проточная часть 18 последующих ступеней 19 - с каналами наружного 8 и внутреннего 11 контуров, причем с каналом наружного контура 8 - с помощью сужающегося кольцевого канала 20 по периферии 21 на входе в сопловую лопатку 22. Наружный корпус 23 первых ступеней 16 силовой турбины 5 зафиксирован неподвижным соединением 24 с наружным корпусом 10 канала внутреннего корпуса 11, а наружный корпус 25 последующих ступеней 19 зафиксирован неподвижным соединением 26 с наружным корпусом 9 канала наружного контура 8. Между собой корпусы 23 и 25 зафиксированы неподвижным в радиальном направлении соединением 27 с возможностью взаимного осевого перемещения.

Каждая сопловая лопатка 28 турбины 5 совместно с последующей рабочей лопаткой 29 образует ступень 30; расположенное над рабочей лопаткой 29 разрезное кольцо 31 выполнено за одно целое с козырьком 32, отделяющим воздушную кольцевую полость канала 20 от канала внутреннего корпуса 11 на входе в сопловую лопатку 22 последующих ступеней 19.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинной установки 1 силовая турбина 5 приводит во вращение полезную нагрузку 6, а с помощью вала 7 - компрессор низкого давления 3. Часть воздуха из компрессора 3 поступает на вход в компрессор высокого давления 12 и далее по каналу внутреннего контура 11 уже в виде газа на первую ступень 16 силовой турбины 5, а оставшаяся меньшая часть воздуха после охлаждения наружных корпусов 10 канала внутреннего контура 11 поступает на вход в сопловую лопатку 22 последующих ступеней 19 турбины 5, в результате чего на турбине 5 срабатывается тепло, полученное при охлаждении корпусов 10, что повышает к.п.д. газотурбинной установки 1, а за счет заградительного охлаждения корпуса 25 силовой турбины 5 повышается надежность и снижается стоимость установки 1.

Изобретение относится к газотурбинным установкам, выполненным на основе конвертированного авиационного двухконтурного двигателя. Газотурбинная установка выполнена с компрессором низкого давления на входе и силовой газовой турбиной для привода полезной нагрузки на выходе, а также каналами наружного и внутреннего контуров. Силовая турбина дополнительно соединена валом с компрессором низкого давления. Проточная часть первых ступеней силовой турбины на входе соединена с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров. Проточная часть последующих ступеней соединена с каналом наружного контура по периферии на входе в сопловую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся. Наружный корпус первых ступеней силовой турбины соединен с наружным корпусом внутреннего контура. Наружный корпус последующих ступеней - с наружным корпусом канала наружного контура. Наружные корпусы первых и последующих ступеней зафиксированы между собой в радиальном направлении с возможностью взаимного осевого перемещения. Количество первых ступеней силовой турбины равно 1…2, а количество последующих ступеней силовой турбины равно 2-4. Изобретение направлено на повышение надежности и к.п.д. установки за счет исключения термических деформаций сопловых и рабочих лопаток, наружных корпусов каналов наружного и внутреннего контуров, а также снижение стоимости за счет уменьшения количества ступеней силовой турбины. 2 ил.

Газотурбинная установка с компрессором низкого давления на входе и силовой газовой турбиной для привода полезной нагрузки на выходе, а также каналами наружного и внутреннего контуров, отличающаяся тем, что силовая турбина дополнительно соединена валом с компрессором низкого давления, а проточная часть первых ступеней силовой турбины на входе соединена с каналом внутреннего контура, а последующих ступеней - с каналами наружного и внутреннего контуров, проточная часть последующих ступеней соединена с каналом наружного контура по периферии на входе в сопловую лопатку с помощью кольцевого канала, на выходе выполненного сужающимся, причем наружный корпус первых ступеней силовой турбины соединен с наружным корпусом внутреннего контура, наружный корпус последующих ступеней - с наружным корпусом канала наружного контура, при этом наружные корпусы первых и последующих ступеней зафиксированы между собой в радиальном направлении с возможностью взаимного осевого перемещения и Z₁=1…2, Z₂=2…4, где
Z₁ - количество первых ступеней силовой турбины;
Z₂ - количество последующих ступеней силовой турбины.