Патент на изобретение №2307947

(54) ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

(57) Реферат:

Изобретение предназначено для газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения. Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности ресурса газотурбинного двигателя путем снижения теплоотдачи в масло во внутренней полости кожуха вала двигателя, а также в повышении эффективности охлаждения подшипников компрессора и турбины. Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину и расположенный с внутренней стороны камеры сгорания кожух вала с изоляцией, который включает переднюю и заднюю по потоку части и упругий элемент между ними, а также соединен с опорами подшипников компрессора и турбины и связан с кольцевыми замкнутыми воздушными полостями передней и задней частей и с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, согласно изобретению кольцевые замкнутые воздушные полости передней и задней частей кожуха вала на входе выполнены сообщающимися с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе – с полостями лабиринтных уплотнений масляных полостей подшипников компрессора и турбины соответственно, а также с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, которая на выходе соединена каналом с полостью между внутренним корпусом камеры сгорания и кожухом вала, причем в зоне выхода канала теплоизоляция выполнена с кольцевыми осевыми козырьками, образующими дополнительную воздушную полость и кольцевой щелевой выходной канал. 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий компрессор и осевую турбину с масляной полостью между ними, в которой расположены подшипники компрессора и турбины [Шварц В.А. Конструкции газотурбинных установок. М.: Машиностроение, 1970, стр.116, рис.72].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за увеличенной теплоотдачи в масляную полость, что приводит к перегреву и коксованию масла и выходу из строя подшипников.

Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель с компрессором и турбиной, подшипники которых расположены в масляной полости, размещенной между компрессором и турбиной, и ограниченной с внутренней стороны валами турбины и компрессора, а с внешней стороны – кожухом вала [Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30. Техническое описание, М.: Машиностроение, 1971, стр.47, рис.40].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за увеличенной теплоотдачи в масло от кожуха вала, подогрев которого происходит от внутреннего корпуса камеры сгорания. К снижению надежности газотурбинного двигателя приводит также повышенная температура подшипников компрессора и турбины, подогрев которых происходит от массивных дисков компрессора и турбины.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и ресурса газотурбинного двигателя путем снижения теплоотдачи в масло во внутренней полости кожуха вала двигателя, а также в повышении эффективности охлаждения подшипников компрессора и турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, камеру сгорания, турбину и расположенный с внутренней стороны камеры сгорания кожух вала с изоляцией, который включает переднюю и заднюю по потоку части и упругий элемент между ними, а также соединен с опорами подшипников компрессора и турбины и связан с кольцевыми замкнутыми воздушными полостями передней и задней частей и с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, согласно изобретению кольцевые замкнутые воздушные полости передней и задней частей кожуха вала на входе выполнены сообщающимися с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе – с полостями лабиринтных уплотнений масляных полостей подшипников компрессора и турбины соответственно, а также с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, которая на выходе соединена каналом с полостью между внутренним корпусом камеры сгорания и кожухом вала, причем в зоне выхода канала теплоизоляция выполнена с кольцевыми осевыми козырьками, образующими дополнительную воздушную полость и кольцевой щелевой выходной канал.

Современные газотурбинные двигатели с целью снижения удельного расхода топлива и повышения мощности выполняются с увеличенной степенью сжатия воздуха в компрессоре и с повышенной температурой газа перед турбиной, что приводит к увеличению тепловых потоков в масляные полости подшипников компрессора и турбины от массивных дисков последних ступеней компрессора и диска первой ступени турбины, а также от внутреннего корпуса камеры сгорания.

Повышенные тепловые потоки приводят к коксованию масла в масляных полостях подшипников, их перегреву и поломке.

Выполнение кольцевых замкнутых воздушных полостей передней и задней частей кожуха вала с воздушными полостями, сообщающимися на входе с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе – с полостями лабиринтных уплотнений масляных полостей подшипников компрессора и турбины соответственно, а также с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, позволяет дозированно, в необходимом количестве подавать воздух на охлаждение подшипниковой опоры компрессора или турбины. Это связано с различной величиной тепловых потоков, идущих от диска компрессора или турбины и, соответственно, с разным потребным количеством охлаждающего воздуха. При этом одновременно происходит охлаждение упругого элемента кожуха вала, что повышает его надежность и снижает подогрев масла в масляной полости кожуха вала.

Соединение воздушной полости упругого элемента на выходе каналом с воздушной полостью между кожухом вала и внутренним корпусом камеры сгорания позволяет “наддуть” эту полость холодным воздухом и снизить тепловые потоки через кожух вала в масло, находящееся во внутренней полости кожуха вала.

Выполнение теплоизоляции в зоне выхода канала с кольцевыми осевыми козырьками с образованием дополнительной воздушной полости и кольцевого щелевого канала позволяет уменьшить тепловые потоки в воздушную полость с внешней стороны упругого элемента и на сам упругий элемент, что снижает его температуру и повышает надежность.

На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 – элемент II на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.4 показан элемент III на фиг.1 в увеличенном виде.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2 с опорой компрессора 3, камеры сгорания 4 с наружным 5 и внутренним 6 корпусами и турбины 7 с опорой турбины 8. Наружный 5 и внутренний 6 корпусы камеры сгорания 4 связаны между собой полыми стойками 9. В опоре компрессора 3 размещен радиально-упорный шариковый подшипник 10, масляная полость 11 которого отделена от воздушной полости 12 лабиринтным уплотнением 13.

В опоре турбины 8 размещен радиальный роликовый подшипник 14, масляная полость 15 которого отделена от воздушной полости 16 лабиринтным уплотнением 17.

Между опорой компрессора 3 и опорой турбины 8 установлен кожух вала 18, отделяющий общую для подшипников 10, 14 масляную полость 19 от внутренней воздушной полости 20 внутреннего корпуса 6 камеры сгорания 4.

С внутренней стороны масляная полость 19 валом компрессора 21 и валом турбины 22 отделена от воздушной полости 23, расположенной внутри валов 21, 22. Кожух вала 18 состоит из передней 24 по потоку воздуха 25 в двигателе 1 и задней 26 частей, между которыми установлен упругий элемент 27, предназначенный для компенсации различных температурных деформаций внутреннего корпуса 6 камеры сгорания 4 совместно с опорами 3, 8 и кожуха вала 18.

Передняя часть 24 кожуха вала 18 фланцами 28 и 29 внутренней 30 и внешней 31 стенок неподвижно соединена с опорой компрессора 3, а задняя часть 26 кожуха вала 18 фланцами 32 и 33 внутренней 34 и внешней 35 стенок неподвижно соединена с опорой турбины 8.

Задним фланцем 36 внутренняя стенка 30 передней части 24 соединена с упругим элементом 27. Передним своим фланцем 37 внутренняя стенка 34 задней части 26 также соединена с упругим элементом 27.

Внешняя стенка 31 передней части 24 выполнена с наружной стороны с теплоизоляцией 38 и установлена телескопически в осевом направлении задним хвостовиком 39 относительно заднего фланца 36 внутренней стенки 30.

Внешняя стенка 35 задней части 26 кожуха вала 18 выполнена с теплоизоляцией 40 с наружной стороны и установлена телескопически в осевом направлении своим передним хвостовиком 41 относительно переднего фланца 37 внутренней стенки 34.

Между внешней 31 и внутренней стенками выполнена воздушная полость передней части кожуха вала 42, между внешней 35 и внутренней 34 стенками выполнена воздушная полость задней части кожуха вала 43, а с внешней стороны упругого элемента 27 выполнена средняя воздушная полость 44, ограниченная с внешней стороны дополнительной стенкой 45, с помощью неподвижного соединения 46 (сварки) соединенная с задним хвостовиком 39 внешней стенки 31 и с помощью телескопического соединения 47 соединенная с передним хвостовиком 41 внешней стенки 35.

Воздушная полость передней части кожуха вала 42 на входе трубой 48 соединена с промежуточной ступенью компрессора 2, а на выходе через каналы 49 – с воздушной полостью 12 лабиринтного уплотнения 13, ограничивающего масляную полость 11 шарикового подшипника 10, и через каналы 50 – со средней воздушной полостью 44.

Воздушная полость задней части кожуха вала 43 на входе трубой 51 также соединена с промежуточной ступенью компрессора 2, а на выходе каналами 52 – с воздушной полостью 16 лабиринтного уплотнения 17, ограничивающего масляную полость 15 роликового подшипника 14, и через каналы 53 – со средней воздушной полостью 44, соединенной на выходе каналами 54 в дополнительной стенке 45 с дополнительной воздушной полостью 55, образованной кольцевыми осевыми козырьками 56 и 57 теплоизоляции 38 и 40, кольцевым щелевым каналом 58 между козырьками 56 и 57, и далее – с воздушной полостью 20 внутреннего корпуса 6, которая через полые стойки 9 камеры сгорания 4 соединена с атмосферой или с каналом наружного контура (не показано) газотурбинного двигателя 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе газотурбинного двигателя 1 диски последних ступеней компрессора 2 и первой ступени турбины 7, а также внутренний корпус 6 камеры сгорания 4 имеют повышенную температуру, что могло бы привести к коксованию масла в масляных полостях 11, 15 и 19, а также нагреву и поломке подшипников 10 и 14.

Однако этого не происходит, так как охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора 2, поступающий по трубам 48 и 51 в переднюю 24 и заднюю 26 части кожуха вала и далее в воздушные полости 12 компрессорной опоры 3, воздушные полости 16 турбинной опоры 8, а также в среднюю воздушную полость 44, снимает тепловые потоки от дисков компрессора 3 и турбины 7, а также внутреннего корпуса 6 камеры сгорания 4, снижая температуру масла в масляных полостях 11, 15 и 19 до уровня, обеспечивающего заданный ресурс газотурбинного двигателя 1.

Одновременно осуществляется наддув избыточным давлением воздуха лабиринтных уплотнений 13 опоры компрессора 3 и уплотнений 17 опоры турбины 8, что исключает попадание масла в воздушные полости 12 и 16 компрессора 2 и турбины 7, повышая тем самым надежность газотурбинного двигателя 1.

Формула изобретения

Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и расположенный с внутренней стороны камеры сгорания кожух вала с изоляцией, который включает переднюю и заднюю по потоку части и упругий элемент между ними, а также соединен с опорами подшипников компрессора и турбины и связан с кольцевыми замкнутыми воздушными полостями передней и задней частей и с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, отличающийся тем, что кольцевые замкнутые воздушные полости передней и задней частей кожуха вала на входе выполнены сообщающимися с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе – с полостями лабиринтных уплотнений масляных полостей подшипников компрессора и турбины, соответственно, а также с воздушной полостью с внешней стороны упругого элемента, которая на выходе соединена каналом с полостью между внутренним корпусом камеры сгорания и кожухом вала, причем в зоне выхода канала теплоизоляция выполнена с кольцевыми осевыми козырьками, образующими дополнительную воздушную полость и кольцевой щелевой выходной канал.

РИСУНКИ

QB4A – Регистрация лицензионного договора на использование изобретения

Лицензиар(ы): Открытое акционерное общество “Авиадвигатель”

Вид лицензии*: НИЛ

Лицензиат(ы): Открытое акционерное общество “Пермский моторный завод”

Договор № РД0070892 зарегистрирован 07.10.2010

Извещение опубликовано: 20.11.2010 БИ: 32/2010

* ИЛ – исключительная лицензия НИЛ – неисключительная лицензия