двухконтурный газотурбинный двигатель

Формула изобретения

Двухконтурный газотурбинный двигатель с каналами наружного и внутреннего контуров, содержащий компрессор высокого давления с охлаждаемым радиально-упорным подшипником, камеру сгорания и турбину низкого давления с охлаждаемым радиальным подшипником, отличающийся тем, что за компрессором высокого давления выполнена разгрузочная полость, при этом полость подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления, воздушные полости охлаждения масляных полостей подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены с промежуточной воздушной полостью, расположенной под внутренним корпусом камеры сгорания и соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиадвигателестроения.

Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, в котором для уменьшения осевых усилий на ротор за компрессором выполнена разгрузочная (думисная) полость, соединенная с атмосферой [1]. Осевые усилия на ротор минимальны, однако утечки из-за закомпрессорного лабиринта полностью стравливаются в окружающую атмосферу, что снижает экономичность двигателя.

Наиболее близким к заявляемой по конструкции является двухконтурный газотурбинный двигатель, в котором разгрузочная закомпрессорная полость пониженного давления отсутствует [2].

Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за неуравновешенной осевой силы, которая воспринимается радиально-упорным шарикоподшипником компрессора высокого давления, что снижает его ресурс.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности за счет минимизации перепада давления на кожухе вала и осевых нагрузок на радиально-упорный подшипник компрессора.

Сущность изобретения заключается в том, что в двухконтурном газотурбинном двигателе с каналами наружного и внутреннего контуров, содержащем компрессор высокого давления с охлаждаемым радиально-упорным подшипником, камеру сгорания и турбину низкого давления с охлаждаемым радиальным подшипником, согласно изобретению за компрессором высокого давления выполнена разгрузочная полость, при этом полость подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления, воздушные полости охлаждения масляных полостей подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены с промежуточной воздушной полостью, расположенной под внутренним корпусом камеры сгорания и соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания.

Такое конструктивное техническое решение позволяет минимизировать осевую нагрузку на радиально-упорный подшипник компрессора, при этом утечки воздуха из-за компрессорного лабиринта, а также из лабиринтных уплотнении полостей подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины высокого давления и воздушных полостей охлаждения масляных опор радиально-упорного подшипника компрессора высокого давления и радиального подшипника турбины смешиваются с воздухом из вентилятора в наружном контуре двигателя, что увеличивает его тягу и снижает удельный расход топлива или при той же тяге снижает температуру газа перед турбиной, что повышает надежность двигателя.

Это происходит за счет увеличения расхода воздуха через наружный контур, а также за счет увеличения температуры воздуха в наружном контуре, т.к. температура воздуха утечки выше, чем воздуха в наружном контуре.

Полученная воздушная смесь расширяется в сопле наружного контура, что приводит к повышению тяги и экономичности двигателя или к снижению температуры газа перед турбиной.

Выполнение разгрузочной полости за компрессором высокого давления снижает осевые нагрузки на радиально-упорный подшипник, что повышает надежность его работы.

Воздушные полости охлаждения опор подшипников компрессора и турбины, а также разгрузочная полость соединены через лабиринтные уплотнения с промежуточной воздушной полостью под камерой сгорания, соединенной на выходе с каналом наружного контура через трубы на входе в камеру сгорания. Это позволяет утечкам закомпрессорного воздуха, а также утечкам воздуха из лабиринтов через промежуточную полость и трубы на входе в камеру сгорания поступать в канал наружного контура, где происходит подогрев воздуха, поступающего из вентилятора. Полученная смесь, расширяясь в сопле наружного контура, повышает тягу двигателя или при той же тяге снижает температуру газа перед турбиной, что повышает надежность двигателя.

Поскольку давление воздуха в канале наружного контура и в промежуточной полости несколько превышает давление в масляной полости под кожухом вала, то в случае нарушения герметичности уплотнительных прокладок и самого кожуха вала паразитные утечки масла из масляной полости в газо-воздушный тракт двигателя исключены. А т.к. перепад давления между промежуточной и масляной полостями невелик, то усилия сжатия на кожухе вала также малы, а это способствует уменьшению его веса и повышению надежности.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

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

Фиг.3 представляет элемент II на фиг.2, на фиг.4 - элемент III на фиг.2 в увеличенном виде.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 1 состоит из канала наружного контура 2, на входе в который установлен вентилятор 3, а на выходе выполнено сопло 4 канала наружного контура и канала внутреннего контура 5, в котором размещены подпорные ступени 6 вентилятора 3, компрессор высокого давления 7, камера сгорания 8, турбина высокого давления 9, турбина низкого давления 10 и смеситель 11.

На выходе из компрессора высокого давления 7 установлен радиально-упорный шарикоподшипник 12, а на входе в турбину высокого давления 9 установлен радиальный подшипник 13, общая масляная полость 14 которых ограничена изнутри валами 15 и 16 компрессора 7 и турбины 9, с боковых сторон - фланцами 17 и 18, а с внешней стороны - кожухом вала 19, расположенным под камерой сгорания 8.

На выходе из компрессора высокого давления 7 установлено закомпрессорное лабиринтное уплотнение 20, разгрузочная закомпрессорная полость 21, на выходе из которой через отверстия 22 последние сообщаются с промежуточной полостью 23 между кожухом вала 19 и внутренним корпусом 24 камеры сгорания 8. В свою очередь промежуточная воздушная полость 23 трубами 25 на входе в камеру сгорания 8 соединена с каналом 2 наружного контура двухконтурного двигателя 1.

На входе в турбину высокого давления 9 выполнена полость 26 подвода охлаждающего воздуха повышенного давления на охлаждение ротора турбины. Полость 28 через лабиринтное уплотнение 27 и межфланцевую полость 28 соединена с промежуточной полостью 23, а через нее - с каналом наружного контура 2.

Воздушная полость 29 охлаждения фланца 17 компрессора 7 через лабиринтное уплотнение 30 соединена с разгрузочной полостью 21 и далее через отверстия 22, промежуточную полость 23 и трубы 25 - с каналом наружного контура 2.

Воздушная полость 31 охлаждения фланца 18 через лабиринтное уплотнение 32 и полость 28 также соединена с промежуточной полостью 23 и через нее - с каналом наружного контура 2.

Кожух вала 19 состыкован с опорами 33 и 34 компрессора 7 и турбины 9 через уплотнительные прокладки 35 и 36.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При работе двигателя 1 закомпрессорный воздух повышенного давления через лабиринтное уплотнение 20 поступает в разгрузочную закомпрессорную полость 21 и далее через отверстие 22 - в промежуточную полость 23, откуда через трубы 25 на входе в камеру сгорания 8 воздух поступает в канал наружного контура 2, где смешивается с воздухом наружного контура, подогревая его.

Воздух высокого давления из полости 26 подвода охлаждающего воздуха на ротор турбины 9 высокого давления через межфланцевую полость 28 поступает в промежуточную полость 23 и далее - через трубы 25 в канал наружного контура 2, где также смешивается с воздухом наружного контура, подогревая его.

Подогретый воздух расширяется в сопле 4 и увеличивает тягу двигателя и снижает температуру газа перед турбиной.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М: Машиностроение, 1981, с. 43, рис. 2.9.

2. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, с. 7, рис. 1.2.