УЗЕЛ ПРОМЕЖУТОЧНОГО КОРПУСА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2019 года по МПК F23R3/02 F01D9/06 

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения.

Наиболее близкой к заявленной конструкции является конструкция газотурбинного двигателя, содержащая промежуточный корпус, расположенный между компрессором и турбиной (патент №2626180, МПК F23R 3/60, опубл. 24.07.2017). Корпус снабжен боковыми патрубками, на которых размещены трубчатые камеры сгорания. Внутренняя полость корпуса является воздушным каналом, по которому поступает воздух после компрессора к камерам сгорания и в ней же размещены газосборники - каналы, по которым газ от камер сгорания поступает к турбине.

Недостатком данной конструкции является то, что течение воздуха во внутренней полости корпуса происходит не организованно с повышенными потерями давления из-за возникновения срывных вихреобразных зон, возникающих вследствие загромождения канала плохо обтекаемыми газосборниками. Это приводит к повышенным потерям полного давления в камере сгорания и, следовательно, к понижению КПД ГТД.

Техническим результатом, на достижения которого направлено изобретение, является снижение потерь давления в камере сгорания и повышение КПД газотурбинного двигателя.

Технический результат достигается тем, что в узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.

Заявляемое решение поясняется чертежами, на которых изображены: фиг. 1 - продольный разрез узла промежуточного корпуса; фиг. 2 - сечение А-А; фиг. 3 - сечение Б-Б.

Узел промежуточного корпуса ГТД (фиг. 1) предназначен для транспортировки воздуха от компрессора к выносной камере сгорания через выпускной канал 1 и газа от выносной камеры сгорания к турбине через впускной канал 2. Он расположен между компрессором и турбиной и соединен с ними соответственно фланцами 3 и 4.

Канал 1 образован наружной 5 и внутренней 6 кольцевыми обечайками и торцевой наклонной стенкой 7. Входной участок канала 1 выполнен в виде диффузора, образованного наружной обечайкой 5 и внутренней стенкой 8. В нижней части диффузора расположен разделитель потока 9, благодаря которому поток делится на две равные части. Для организации целенаправленного движения воздуха к патрубку 10 в диффузоре установлены направляющие пластины 11 и 12, ориентированные радиально и закрученные в противоположные стороны.

Канал 2 образован наружной 13 и внутренней 14 стенками и обечайкой 5. Он имеет кольцевую форму и снабжен двумя патрубками 15, подводящими газ от выносной камеры сгорания.

В результате, кольцевой канал 1 подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания, благодаря наклону задней торцевой стенки 7, имеет переменную площадь, при этом наибольшую площадь канал имеет в месте расположения выходного патрубка 10. Благодаря наличию в диффузоре канала 1 разделителя потока 9 и направляющих пластин 11 и 12, снижаются гидравлические потери давления, за счет организации целенаправленного потока воздуха с постоянной скоростью. При этом кольцевой канал подвода воздуха к выносным камерам сгорания 1 расположен внутри кольцевого канала 2 подвода газа от выносных камер сгорания к турбине. Благодаря чему воздух в нем дополнительно подогревается, из-за чего снижаются тепловые потери давления воздуха, так как происходит уменьшения интенсивности тепло- и массообменных процессов между воздухом и газом в жаровой трубе камеры сгорания.

Таким образом, данное техническое решение позволяет снизить потерь давления в камере сгорания и повысить КПД газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения. В узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины. Техническим результатом является снижение потерь давления в камере сгорания и повышение КПД газотурбинного двигателя. 3 ил.

Узел промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, отличающийся тем, что кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.