Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: ...газообразной, например воздухом – F02C 7/18

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура. Для охлаждения статора турбины используют часть расхода воздуха второго контура, который отбирают, используя воздухозаборник, и увеличивают скорость охлаждающего воздуха в тракте охлаждения статора турбины. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины. Использованный воздух сбрасывают во второй контур или после турбины. Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, охлаждаемую турбину. Статор турбины выполнен охлаждаемым воздухом второго контура. Система подачи охлаждающего статор воздуха выполнена в виде воздухозаборника, установленного во втором контуре, и регулятора расхода с приводом, и также содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора. Привод регулятора расхода и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями с бортовым компьютером. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 15 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними. Система регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, а при достижении радиального зазора нулевого значения включают максимально возможный расход для охлаждения турбины независимо от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, турбину низкого давления. Думисная полость компрессора отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением. Магистраль охлаждения рабочих лопаток через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания. Турбина низкого давления выполнена с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. Полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки, объединена с думисной полостью компрессора. На магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент. Магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран. Воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно. Изобретение позволяет уменьшить расход охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы. 1 ил.

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). Силовая установка (112) содержит газотурбинный двигатель (116), питаемый топливом через контур (122) питания топливом, проходящий от бака (124), расположенного на уровне планера (110), и контур (118, 130) охлаждения двигателя, содержащий первый теплообменник (120, 132) двигателя для удаления калорий. Планер (110) содержит источник (134) тепловых выбросов. Топливо, используемое для питания газотурбинного двигателя (116), используется в качестве текучей среды-теплоносителя, чтобы рассеивать на уровне силовой установки (112) тепловые выбросы, генерируемые на уровне планера (110). Часть тепла, переносимого топливом, отбирается текучей средой-теплоносителем контура (118, 130) охлаждения двигателя и рассеивается первым теплообменником (120, 132) двигателя, чтобы поддерживать температуру топлива, питающего газотурбинный двигатель (116), ниже определенного порогового значения. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в агрегатах, использующих в качестве привода газотурбинную установку. Устройство для охлаждения газотурбинной установки содержит шумотеплозащитный кожух, образующий с корпусом двигателя газотурбинной установки кольцевую камеру, блок вентиляторов, газосвязанный с ним кольцевой коллектор с отверстиями, обращенными в сторону охлаждаемой поверхности двигателя газотурбинной установки. Отверстия в кольцевом коллекторе ориентированы таким образом, что их оси параллельны продольной оси двигателя газотурбинной установки, а в кольцевой камере за охлаждаемой поверхностью двигателя газотурбинной установки размещен кольцевой приемник отработанного (нагретого) воздуха, сообщающийся с внешней средой. Изобретение направлено на организацию равномерного обтекания потоком воздуха корпуса двигателя без образования застойных зон, что позволит обеспечить равномерный теплосъем с нагретой поверхности, исключить появление несимметричных деформаций в стенке статора и, соответственно, исключить возникновение несоосности подвижной и неподвижной частей двигателя, тем самым повысить надежность работы двигателя и установки в целом. 3 ил.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину высокого и низкого давления, теплообменник. Теплообменник размещен в наружном контуре, вход которого сообщен со вторичной зоной камеры сгорания, а выход через управляющие клапаны с воздушным коллектором, соединенным с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины высокого и низкого давлений. Транзитные полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления сообщены с аппаратом закрутки турбины высокого давления. Наружный контур сообщен через вращающийся направляющий аппарат и каналы в диске ротора турбины низкого давления с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины низкого давления, выход из которых сообщен через окна на бандажной полке, выполненные за радиальным зубом на ней, с проточной частью турбины. Часть внутренней полости каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, отделена перегородкой от остальной полости рабочей лопатки и сообщена с одной стороны через дополнительные каналы в диске ротора турбины низкого давления, аппарат закрутки турбины низкого давления и дополнительный коллектор с транзитной полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещенной со стороны их входных кромок. В каждой лопатке соплового аппарата турбины низкого давления транзитная полость отделена перегородкой от остальной части внутренней полости и через дополнительный теплообменник, установленный в наружном контуре, соединена с думисной полостью компрессора с другой стороны. Внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины низкого давления, примыкающей к входной кромке, через окна, выполненные на бандажной полке рабочей лопатки турбины низкого давления перед радиальным зубом, сообщена с проточной частью турбины. Изобретение увеличивает располагаемый перепад давлений охлаждающего воздуха турбины низкого давления, что повышает эффективность охлаждения. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий через диффузор кольцевую камеру сгорания, имеет кольцевой отсек, расположенный в осевом направлении от диффузора до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора. Кольцевой фланец диффузора выполнен по существу L-образного сечения, расположен сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образует радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора. Кольцевой отсек расположен радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора. При этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку, ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход для воздуха, выходящего из диффузора. Изобретение направлено на улучшение характеристик системы вентиляции стенки камеры сгорания, повышение эффективности работы газотурбинного двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий при помощи диффузора камеру сгорания, и внутренний кожух, имеющий по существу L-образное поперечное сечение, присоединенный к диффузору и проходящий в направлении по потоку до средств впрыскивания воздуха вентиляции турбины, кольцевой листовой элемент конвекции. Кольцевой листовой элемент конвекции размещен в радиальном направлении между камерой сгорания и внутренним кожухом и проходит в осевом направлении от упомянутого диффузора до средств впрыскивания вдоль внутренней в радиальном направлении стенки камеры сгорания для того, чтобы ограничить совместно с внутренней стенкой этой камеры сгорания кольцевой канал течения воздуха без отрыва потока и с уменьшенными потерями напора. Кольцевой канал предназначен для питания отверстий, выполненных во внутренней стенке камеры сгорания, и средств впрыскивания воздуха. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности системы вентиляции стенки камеры сгорания. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбомашина содержит узел диффузор-выпрямитель (12), установленный на выходе крыльчатки (18) центробежного компрессора (14) и подающий воздух в кольцевую камеру сгорания (10), и средство (36) подачи воздуха для вентиляции турбины. Узел диффузор-выпрямитель содержит нижний кольцевой фланец (30), соединенный своим нижним концом со средством подачи и ограничивающий вместе с нижней поверхностью (40) крыльчатки кольцевую полость (41) циркуляции воздуха для вентиляции, отобранного на выходе компрессора. На средстве (36) подачи размещено средство отбора части объема (92) воздуха для вентиляции турбины и средство направления отобранного воздуха (83) к радиально внутренней части нижней поверхности крыльчатки. Воздух циркулирует радиально изнутри вовне вдоль нижней поверхности крыльчатки и смешивается с воздухом, отобранным на выходе (26) компрессора для снижения температуры воздуха в кольцевой полости (41). 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор с подпорными ступенями, с расположенной за ними кольцевой полостью отбора. Полость отбора соединена с полостью перепуска воздуха с расположенными в ней заслонками перепуска. Из полости перепуска перед заслонками выполнен, по крайней мере, один канал отбора воздуха. Канал соединен трубопроводами с полостями обдува воздухом корпусов турбины и компрессора. Площадь окна между полостями и меньше площади окна в полости перепуска перед заслонками в 1,1 2,0 раза. Отбор воздуха на обдув корпусов турбины и компрессора выполнен под углом =90 180° от направления потока в полости перепуска воздуха. Изобретение позволяет путем регулирования радиальных зазоров между статором и ротором повысить надежность и снизить стоимость изготовления двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в газоперекачивающих агрегатах, газотурбинных электростанциях и других энергетических системах, в которых используются газотурбинные установки в качестве привода. Устройство для охлаждения газотурбинной установки содержит блок вентиляторов, кольцевой коллектор с отверстиями, направленными на охлаждаемую поверхность газотурбинной установки. На коллекторе с двух сторон кольцевой зоны, в которой размещены отверстия, закреплены замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки со способностью принимать форму кольцевого тракта газохода при прохождении между ними охлаждающего потока воздуха и соприкасаться свободными краями с охлаждаемой поверхностью ГТУ. Изобретение позволит направить весь охлаждающий воздух в зону охлаждения газотурбинной установки, увеличивая интенсивность теплообмена на ее охлаждаемой поверхности, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха, мощности вентиляторов, позволяет экономить потребление электроэнергии, при этом замкнутые теплостойкие, эластичные оболочки экранируют тепловое излучение от горячей поверхности газотурбинной установки. 1 ил.

Трехконтурный турбоэжекторный двигатель содержит входное устройство, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, газовый эжектор. Канал высокого давления эжектора с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой - с турбиной через камеру смешения. Канал низкого давления эжектора с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой - с турбиной через камеру смешения, форсажную камеру, выходное устройство. Перед компрессором установлен вентилятор, часть воздуха которого из-за последней ступени перепускается в форсажную камеру через канал (третий контур), расположенный во внутренних полостях: компрессора, основной камеры сгорания, камеры смешения, турбины. При суммарной степени повышения давления в условиях взлета 3,5÷4,0 степень повышения давления в вентиляторе равна степени повышения давления в компрессоре. Перепуск воздуха позволяет повысить лобовую тягу и степень форсирования турбоэжекторного двигателя, а также улучшить его охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю с осью X, содержащему от входа к выходу компрессор высокого давления, ротор которого содержит выходной обтекатель (4), диффузор (3), продолженный сзади со стороны оси Х внутренним кожухом (5), расположенным радиально снаружи от указанного выходного обтекателя компрессора, камеру сгорания, расположенную радиально снаружи от указанного внутреннего кожуха диффузора, и турбину высокого давления, ротор которой соединен с выходным обтекателем компрессора при помощи соединительной муфты, при этом между внутренним кожухом диффузора и выходным обтекателем компрессора сформирована подкамерная полость, которая находится на выходе разгрузочного лабиринта (13), и в которой в направлении от входа к выходу циркулирует охлаждающий воздух. Газотурбинный двигатель дополнительно содержит обтекатель статора (20), установленный под внутренним кожухом (5) диффузора на выходе разгрузочного лабиринта (13). Изобретение обеспечивает снижение нагрузок в кольцевой полости и понижение температуры в ней охлаждающего воздуха. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель снабжен компрессорной секцией сжатия входящего воздуха в воздух высокого давления и воздух промежуточного давления, секцией камеры сгорания топлива со сжатым воздухом, имеющей сообщение с указанной компрессорной секцией, турбинной секцией, связанной с указанной секцией камеры сгорания с возможностью сообщения с газообразными продуктами сгорания из нее. Турбинная секция содержит турбинную лопатку, имеющую вершину, расположенную в области более низкого давления, чем указанное промежуточное давление. Кольцевая полость расположена выше компрессорной секции по направлению потока и содержит отвод, сообщающийся с воздухом промежуточного давления. В кольцевой полости установлена с возможностью преобразования динамического напора указанного воздуха промежуточного давления в повышенное статическое давление этого воздуха перегородка. Газотурбинный двигатель снабжен каналом, имеющим входное отверстие сообщения с полостью и выходное отверстие, имеющее сообщение с турбинной лопаткой с возможностью направления воздуха промежуточного давления под повышенным давлением к турбинной лопатке, тем самым охлаждая последнюю. Изобретение повышает эффективность охлаждения турбины высокого давления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и экономичность двигателя за счет уменьшения потерь в тракте. Турбокомпрессор газотурбинного двигателя с задней опорой, расположенной под камерой сгорания. Внутри турбокомпрессора выполнены две полости охлаждения воздуха, первая внутренняя выполнена в передней части ротора компрессора между валами, а вторая расположена над первой полостью вокруг задней опоры турбокомпрессора между внутренними наружными фланцами, при этом в валу турбокомпрессора выполнены перепускные отверстия. Внутри второй полости охлаждения воздуха образована обечайками внутренних фланцев полость сброса воздуха. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.