Воздушная система газотурбинного двигателя Российский патент 2024 года по МПК F02C7/06 F02C7/18 F01D25/12 

Изобретение относится к воздушным системам газотурбинных двигателей, а именно к системам наддува опор, используемым для двигателей авиационного назначения или приводов газоперекачивающих агрегатов или энергоустановок и предназначено для предотвращения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя и внутренние полости роторов, что, в свою очередь, обеспечивает предотвращение попадания паров масла в систему кондиционирования самолета, а также образования кокса на горячих элементах конструкции роторов.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения по технической сущности и достигаемому результату является воздушная система газотурбинного двигателя, содержащая полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, питающий воздуховод, сообщенный с переключателем наддува с, по меньшей мере, двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из которых сообщен с областью высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены и друг с другом, и с внутривальной зоной, образованной валом турбины низкого давления, и с межвальной зоной, образованной компрессором высокого давления и валом турбины низкого давления, а через уплотнения и газовоздушным трактом двигателя и с одноименнымипредмасляными полостями и полостями маслосистемы (см. RU 2700110, МПК F02C 7/06, опубликовано 12.09.2019 г. )

Недостатком данного решения является то, что, воздух, поступающий на наддув опор турбины, проходящий межвальную зону, подогревается не только за счет вращения роторных элементов конструкции, а также за счет температурного воздействия нагретых элементов конструкции компрессора и турбины высокого давления. При этом происходит как нагрев элементов конструкции самой опор турбины, так и нагрев масла за счет поступления горячего воздуха через уплотнения, что уменьшает ресурс подшипников опор турбины, а, следовательно, и двигателя в целом.

Задача изобретения - повышение ресурса и надежности элементов конструкции опор турбины, а также маслосистемы.

Достигаемый технический результат - снижение температуры воздуха, поступающего на наддув опор турбины.

Технический результат достигается тем, что известная воздушная система газотурбинного двигателя, содержащая полости наддува опор и предмасляные полости опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости опоры турбины, питающий воздуховод, сообщенный с переключателем наддува с, по меньшей мере, двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из которых сообщен с областью высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены и друг с другом, и с внутривальной зоной, образованной валом турбины низкого давления, и с межвальной зоной, образованной компрессором высокого давления и валом турбины низкого давления, а через уплотнения и с газовоздушным трактом двигателя и с одноименными предмасляными полостями опор и полостями маслосистемы, снабжена, поменьшей мере, одним дополнительным воздуховодом, вход которого сообщен с внутривальной зоной, а выход непосредственно с предмасляными полостями опор турбины. При этом площадь проходного сечения дополнительного воздуховода превышает суммарную площадь проходного сечения уплотнений, сообщающих полость наддува опор турбины с предмасляными полостями опор турбины, не менее чем в 1,5 раза.

Кроме того, возможно, что областью высокого давления является вторичная зона камеры сгорания.

Снабжение воздушной системы, по меньшей мере, одним дополнительным воздуховодом, сообщенным и с внутривальной зоной и непосредственно с предмасляными полостями опор турбины, обеспечивает прохождение воздуха по внутривальной зоне, имеющего более низкую температуру, поскольку он изолирован от вращающихся элементов конструкции компрессора и турбины высокого давления, имеющих высокую температуру. При этом обеспечивается минимальный подогрев воздуха, идущего в предмасляные полости опор турбины.

Обеспечение площади проходного сечения дополнительного воздуховода для подвода воздуха по внутривальной зоне не менее чем в 1,5 раза большей, чем суммарная площадь проходного сечения уплотнений, сообщающих полость наддува опор турбины с предмасляными полостями опор турбины при подводе по межвальной зоне, позволяет разделить воздух в соотношении, когда по внутривальной зоне идет большая часть холодного воздуха, которая имеет минимальный подогрев, а по межвальной меньшая часть, обеспечивая только продувку ступиц компрессора высокого давления и турбины высокого давления.

Поступление холодного воздуха в опору турбины, при котором основные элементы ее конструкции оказываются в области подвода холодного воздуха, благоприятно сказывается на условиях работы турбины, при этом дополнительно снижается температура масла в опоретурбины за счет попадания холодного воздуха через уплотнения в масляную полость турбины.

На фиг.1 приведена схема воздушной системы двухконтурного газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 приведена часть схемы воздушной системы двухконтурного газотурбинного двигателя, относящаяся к опорам турбин.

Газотурбинный двигатель содержит (см. фиг. 1) компрессор низкого давления 1 с опорами 2 и 3, компрессор высокого давления 4 с опорой 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7 с опорами 8,9.

Воздушная система газотурбинного двигателя включает (фиг. 1, 2) полости наддува опор 10 и 11 и предмасляные полости 12 и 13 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува опор 14 и предмасляную полость 15 опоры 5 компрессора высокого давления 4, полость наддува опор 16 и предмасляные полости 17 опор 8 и 9 турбин высокого 6 и низкого 7 давления. При этом предмасляные полости 12, 13, 15, 17 опор сообщены с одноименными полостями наддува 10, 11, 14, 16 через уплотнения 18, 19, 20, 21.

Также воздушная система содержит питающий воздуховод 22, сообщенный с переключателем наддува 23, по меньшей мере, с двумя входами 24 и 25, разнесенными вдоль газовоздушного тракта 26, при этом вход 24 сообщен с областью высокого давления 27, вход 25 установлен в газовоздушном тракте 26 за компрессором низкого давления 1.

Областью высокого давления 27 может являться вторичная зона камеры сгорания или промежуточная ступень компрессора высокого давления.

Полости наддува опор 10, 11, 14 воздуховодами 28 и 29 сообщены друг с другом, а через межвальную зону 30, образованную компрессором высокого давления 4 и валом 31 турбины низкого давления 7, с полостью наддува 16 опор 8 и 9 турбины высокого 6 и низкого 7 давления.

При этом полости наддува опор 10, 11, 14 и 16 через уплотнения 32, 33, 34 и 35 сообщены с газовоздушным трактом двигателя 26, а предмасляные полости 12, 13, 15 и 17 опор через уплотнения 36, 37, 38 и 39 сообщены с полостями маслосистемы 40, 41 и 42.

Также полости наддува опор 10, И, и 14 сообщены с внутривальной зоной 43, образованной валом 31 турбины низкого давления 7.

Воздушная система содержит, по меньшей мере, один дополнительный воздуховод 44, вход которого сообщен с внутривальной зоной 43, а выход -непосредственно с предмасляными полостями 17 опор 8 и 9 турбины.

Воздушная система может содержать несколько дополнительных воздуховодов 44, которые могут быть выполнены, в частности, в валу 31 турбины низкого давления 7 и в носке 45 турбины высокого давления 6.

Воздушная система газотурбинного двигателя работает следующим образом.

На рабочих режимах работы двигателя переключатель наддува 23 находится в положении, когда питающий воздуховод 22 сообщен с входом 25, установленным в газовоздушном тракте 26 за компрессором низкого давления 1, уровень давления которого достаточен, чтобы обеспечить наддув опор и исключить выброс масла в газовоздушный тракт двигателя.

При этом в питающий воздуховод 22 поступает достаточно холодный воздух за компрессором низкого давления 1 и наддувает полость наддува опоры 11 компрессора низкого давления 1. Далее воздух одновременно через воздуховоды 28 и 29 направляется и в полость наддува опоры 10 компрессора низкого давления 1 и в полость наддува опоры 14 компрессора высокого давления 4, через межвальную зону 30, образованную компрессором высокого давления 4 и валом 31 турбины низкого давления 7, воздух поступает в полость наддува опор 16 турбин 6 и 7, а через внутривальную зону 43, образованную валом 31 турбины низкого давления 7, поступает к дополнительному воздуховоду 44. Из полостей наддува опор 10, 11, 14 через уплотнения 18, 19, 20 воздух поступает в одноименные предмасляные полости 12, 13, 15 опор, а через уплотнения 32, 33, 34 в газовоздушный тракт 26 двигателя соответственно.

Одновременно из полости наддува опор 16 воздух поступает и в газовоздушный тракт 26 двигателя через уплотнения 35 и в предмасляную полость 17 опор 8 и 9. Причем воздух, идущий в предмасляную полость 17 опор 8 и 9, поступает, с одной стороны, через уплотнения 21 из межвальной зоны 30, а с другой стороны, через дополнительный воздуховод 44 из внутривальной зоны 43. При этом проходная площадь дополнительного воздуховода 44 подбирается не менее чем в 1,5 раза большей, чем суммарная площадь проходного сечения уплотнений 21, сообщающих полость наддува опор 16 турбины с предмасляными полостями 17 опор 8 и 9, чтобы расход воздуха, поступающий во внутривальную зону 43, превышал расход воздуха, идущего по межвальной зоне 30, с тем, чтобы обеспечить минимальный подогрев воздуха от вращающихся элементов конструкции компрессора высокого давления 4. Воздух, идущий по межвальной зоне 30, обеспечивает продувку ступиц компрессора высокого давления 4 и турбины высокого давления 6. Таким образом, к предмасляным полостям 17 опор 8 и 9 турбин 6 и 7 поступает холодный воздух с большим расходом.

Из предмасляных полостей 12, 13, 15 и 17 опор воздух через уплотнения 36, 37, 38 и 39 направляется в полости маслосистемы 40, 41 и 42.

Аналогично осуществляется наддув опор на режимах запуска и «малого газа», когда частота вращения ротора низкого давления составляет 15…40% от его максимального значения, а частота вращения ротора высокого давления составляет 60…80% от своего максимального значения, на входе в компрессор низкого давления 1 и на входе в компрессор высокого давления 4 создается разрежение относительно атмосферы, при этом давление в полостях маслосистемы 40, 41 и 42 соответствует атмосферному. Чтобы не допустить попадание масла в газовоздушный тракт двигателя 26переключатель наддува 23 находится в положении, когда система наддува опор через питающий воздуховод 22 сообщена с областью высокого давления 27, например, вторичной зоной камеры сгорания. В результате чего в питающий воздуховод 22 поступает воздух высокого давления, уровень давления которого достаточен, чтобы обеспечить наддув опор и исключить выброс масла в газовоздушный тракт 26 двигателя.

Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции опор турбины за счет того, что элементы конструкции опор турбин омываются более холодным воздухом, в полости маслосистемы через уплотнения поступает более холодный воздух, и температура масла снижается.

Изобретение относится к воздушным системам газотурбинных двигателей. Воздушная система газотурбинного двигателя содержит полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, питающий воздуховод. Полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены и друг с другом, и с внутривальной зоной, образованной валом турбины низкого давления, и с межвальной зоной, образованной компрессором высокого давления и валом турбины низкого давления, а через уплотнения с газовоздушным трактом двигателя и с одноименными предмасляными полостями и полостями маслосистемы. Воздушная система снабжена, по меньшей мере, одним дополнительным воздуховодом, вход которого сообщен с внутривальной зоной, а выход непосредственно с предмасляными полостями турбины. При этом площадь проходного сечения дополнительного воздуховода превышает суммарную площадь проходного сечения уплотнений, сообщающих полость наддува опор турбины с предмасляными полостями опор турбины, не менее чем в 1,5 раза. Технический результат - повышение ресурса и надежности элементов конструкции опоры турбины за счет снижения температуры воздуха, поступающего на наддув опор турбины. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Воздушная система газотурбинного двигателя, содержащая полости наддува опор и предмасляные полости опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости опор турбины, питающий воздуховод, сообщенный с переключателем наддува с, по меньшей мере, двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из которых сообщен с областью высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены и друг с другом, и с внутривальной зоной, образованной валом турбины низкого давления, и с межвальной зоной, образованной компрессором высокого давления и валом турбины низкого давления, а через уплотнения и с газовоздушным трактом двигателя и с одноименными предмасляными полостями опор и полостями маслосистемы, отличающаяся тем, что снабжена, по меньшей мере, одним дополнительным воздуховодом, вход которого сообщен с внутривальной зоной, а выход непосредственно с предмасляными полостями опор турбины, при этом площадь проходного сечения дополнительного воздуховода превышает суммарную площадь проходного сечения уплотнений, сообщающих полость наддува опор турбины с предмасляными полостями опор турбины, не менее чем в 1,5 раза.

2. Воздушная система газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что областью высокого давления является вторичная зона камеры сгорания.