Газотурбинный двигатель для самолетов

миниатюра

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.Конструкция газотурбинного двигателя представленная на чертежах рис 1-9.

Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.
Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере, одну ступень 13, которая в свою очередь, направляющий аппарат 14 и рабочие лопатки 15 и диски 16 компрессора 3.
Турбина 5 также содержит корпус 17 , по меньшей мере, одну ступень 18. На рис. 1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 19 и рабочие лопатки 20 и диски 21 турбины 5.

Рис.1
Кроме того, компрессор 3 и / или/ турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (рис. 2 и 3).

Рис.2Рис.3

Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (рис. 2) содержит кольцевую вставку 23 из материала «с памятью формы», установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15 компрессора 3. Кольцевая вставка 23 имеет перфорацию, т. е. радиальные отверстия 24. Между корпусом 12 и кольцевой вставкой 23 выполнен зазор (полость) 25, к которой присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха 26, содержащая клапан 27.
Средства регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (рис. 3) содержит установленную кольцевую вставку 28 , установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20. Кольцевая вставка 28 выполнена из материала «с памятью формы», например, нитинола, содержит перфорацию (радиальные отверстия 17) и установлена в корпусе 17 турбины 3 с зазором 30. К полости зазора 30 подведена магистраль подачи охлаждающего воздуха 31 с клапаном 32.
В дальнейшем описание работы системы регулирования радиального зазора сделано на примере турбины 3.
При максимально возможной температуре корпуса 17 кольцевой вставке 13 придана максимальная толщина. При охлаждении материала «с памятью формы» он принимает прежнюю форму.
На рис. 4…7 приведена схема изменения радиального зазора δ1 при переходе с крейсерского режима на режим форсирования.

Рис.4

Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 28 мягкого покрытия 33 (рис. 8) или панели сотового уплотнения 34 (рис. 9). Применение мягкого покрытия 33 и сотового уплотнения 34 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5 или одновременно в компрессоре 3 и турбине 5..

Рис.5
Работа ГТД осуществляется следующим образом.
При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. На крейсерском режиме радиальный зазор δ1, имеет расчетное значение (фиг. 4), а на форсажном режиме радиальные зазоры δ2 в первоначальный момент при отсутствии регулирования резко возрастали. За счет применения вставки кольцевой вставки 28, высота которой мгновенно увеличивается (рис. 5), зазоры уменьшаются компенсируя резкое увеличение диаметра корпуса D2. Это получается за счет того, что высота вставки 23 в компрессоре 3 (или 28 в турбине 5) значительно увеличивается из-за свойств материала « с памятью формы». В последующем в течение нескольких минут диск 21 прогревается и его диаметр d1 увеличивается (рис. 6). Радиальный зазор δ3 может уменьшиться до ну-левого или отрицательного значения, что нежелательно. Для компенсации этого явления через 2…5 мин после форсирования ГТД открывают клапан 32 и подают охлаждающий воздух в зазор 30. Радиальный зазор δ4 увеличивается (рис. 7).
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД за счет установки в магистрали подачи охлаждающего воздуха клапана.

Автор статьи патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.