Полезная модель позволяет повысить эффективность работы турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД), путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, на взлетном режиме) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы. Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления ТРДД содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя и дополнительно заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Полезная модель относится к системам охлаждения элементов двигателей летательных аппаратов, а более точно касается системы охлаждения турбины низкого давления (ТНД) турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД).

Для охлаждения горячих элементов конструкции турбореактивных двигателей используют охлаждающий воздух.

Известна система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины используется воздух, забираемый из промежуточной или последней ступени компрессора высокого давления (КВД) (см., например, «Конструкция турбокомпрессора ТРДДФ», Изд-во МАИ, 1996 г, стр.27-28). Отобранный из КВД охлаждающий воздух обладает достаточно высоким давлением (по сравнению с местом его выпуска в проточный тракт турбины), что обеспечивает его гарантированный подвод ко всем поверхностям охлаждения. В связи с этим эффективность работы такой системы охлаждения весьма высока.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении удельной тяги на максимальных режимах и экономичности на крейсерских режимах работы. Это снижение происходит вследствие того, что часть мощности турбины высокого давления, идущая на сжатие охлаждающего ТНД воздуха, теряется и не используется ни на вращение компрессора высокого давления (КВД), ни на создание тяги двигателя. Например, при расходе охлаждающего лопатки ТНД воздуха, составляющем ~5% от расхода воздуха на входе в КВД, и отборе воздуха из последней его ступени потери мощности могут составить ~5%, что эквивалентно снижению кпд турбины на эту же величину.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению является система охлаждения турбины турбореактивного двухконтурного двигателя, в которой для охлаждения лопаток турбины низкого давления используется воздух, забираемый из канала наружного контура (см., например, «Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф» Учебное пособие, изд-во ВВИА им Н.Е.Жуковского, 1987 год, стр.128-130). Охлаждение турбины осуществляется на всех режимах работы двигателя. При таком варианте отбора охлаждающего воздуха не расходуется дополнительная мощность турбины на его сжатие в КВД, поэтому большее количество потенциальной энергии газового потока за турбиной может быть преобразовано в реактивном сопле в кинетическую энергию выхлопной струи, что, в свою очередь, приведет к увеличению тяги двигателя и его экономичности.

Недостаток применения такой системы охлаждения состоит в снижении эффективности охлаждения вследствие недостаточного давления воздуха, отобранного из канала наружного контура охлаждающего воздуха на режимах работы двигателя, близких к максимальным (например, взлетный режим). На указанных режимах работы, оптимальное для эффективности работы двигателя (максимального значения удельной тяги двигателя) соотношение давлений в канале наружного контура и на выходе из турбины низкого давления близко к единице. Такого перепада давлений с учетом потерь в подводящих каналах и патрубках недостаточно для реализации эффективного охлаждения рабочей лопатки ТНД двигателя на этих режимах.

Известные технические решения имеют ограниченные возможности, так как приводят к снижению эффективности работы двигателя.

В основу полезной модели положена задача повышения эффективности работы ТРДД путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы.

Технический результат - повышение эффективности работы ТРДД.

Поставленная задача решается тем, что система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит заборник воздуха из наружного контура двигателя. Заборник воздуха сообщается через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток. Торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, а внешняя поверхность корпуса турбины последней ступени выполнена в виде части внутренней поверхности канала наружного контура двигателя.

Новым в полезной модели является то, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе. Система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени. Устройство регулирования содержит поворотное кольцо с приводом. Поворотное кольцо контактирует с торцевой стенкой опоры турбины. В торцевой стенке опоры выполнены два отверстия. Одно отверстие соединяется с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины. Поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

Выполнение системы охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя в соответствии с заявленной полезной моделью обеспечивает:

Дополнительное снабжение системы охлаждения на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, сообщающимся с полостью, задней поверхности диска последней ступени турбины, обеспечивает гарантированное охлаждение на максимальных режимах, в том числе на взлетном режиме;

Снабжение системы охлаждения устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности диска последней ступени турбины из промежуточной ступени компрессора или из наружного контура, обеспечивает эффективность охлаждения рабочей лопатки ТНД на всех режимах работы двигателя. Устройство регулирования позволяет совместить положительные качества обеих систем охлаждения, то есть путем последовательного подключения различных каналов подвода охлаждающего воздуха наиболее рационально обеспечить работоспособность и эффективность работы системы охлаждения турбины во всем диапазоне эксплуатационных режимов двигателя и тем самым улучшить тягово-экономические и ресурсные характеристики двигателя. Так, на взлетном режиме устройство регулирования соединено таким образом, что обеспечивается поступление охлаждающего воздуха из промежуточной ступени компрессора с давлением, достаточным для эффективного охлаждения последней ступени турбины. Это позволяет либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым повысить тяговые характеристики двигателя. Воздух в канале наружного контура не обладает необходимым для эффективного охлаждения избыточным давлением. На крейсерском режиме устройство регулирования обеспечивает поступление охлаждающего воздуха из канала наружного контура, при этом канал поступления воздуха из компрессора перекрывается (переключение положения кольца осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения вала турбины низкого давления двигателя n нд и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н). Вследствие того, что охлаждающий воздух не проходит сжатие в компрессоре, уменьшается необходимая мощность КВД и повышается свободная энергия рабочего тела за турбиной; это приводит к росту тяги двигателя и его экономичности. Кроме того воздух из канала наружного контура обладает большим хладоресурсом, что позволит либо при фиксированном расходе охлаждающего воздуха повысить ресурс турбины и всего двигателя в целом, либо уменьшить расход охлаждающего воздуха и тем самым дополнительно повысить экономичность двигателя.

Таким образом, решена поставленная в полезной модели задача - повышение эффективности работы ТРДД, путем гарантированного охлаждения последней ступени турбины на максимальных режимах (например, взлетном) и повышения экономичности на крейсерских режимах работы по сравнению с известными аналогами.

Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием системы охлаждения и ее работы со ссылкой на чертежи, представленные на фиг.1-3, где

на фиг.1 схематично изображен продольный разрез последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя и системы ее охлаждения;

на фиг.2 - вид А на фиг.1;

на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя содержит (см. фиг.1) заборник 1 воздуха из наружного контура 2 двигателя. Заборник 1 воздуха сообщается с полостью 3, примыкающей к задней поверхности диска 4 турбины через полости 5 стоек 6 и кольцевую полость 7 опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой 8 со сквозными отверстиями 9 (см. фиг.2, 3) турбины, и по каналам 10 в диске 4 с внутренними полостями лопаток 11.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя дополнительно содержит на входе заборник воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора (на фиг.1 заборник воздуха и промежуточные ступени компрессора не показаны). Данный заборник воздуха соединен трубопроводом 12 с полым воздухосборником 13 на выходе, примыкающим к торцевой стенке 8 опоры турбины со сквозными отверстиями 14 (см. фиг.2, 3).

Причем система охлаждения снабжена устройством регулирования подачи воздуха в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4 турбины последней ступени. Устройство регулирования, выполнено в виде поворотного кольца 15 (см. фиг.1-3) с приводом (привод не показан), контактирующим с торцевой стенкой 8 опоры турбины, где отверстие 9 обеспечивает сообщение полости 3 с кольцевой полостью 7, а отверстие 14 обеспечивает сообщение полости 3 с полостью 16 воздухосборника 13, расположенного в кольцевой полости 7 опоры турбины. Привод поворотного кольца 15 может быть выполнен, например, в виде пневмомотора или привода подобного типа. Поворотное кольцо 15 устройства регулирования имеет сквозное эллипсовидное отверстие 17, обеспечивающее возможность поочередного сообщения со сквозными отверстиями 9, 14 в торцевой стенке 8 опоры турбины.

Предлагаемая система охлаждения содержит заборник воздуха a (на фиг.1 заборник воздуха не показан) за одной из промежуточных ступеней компрессора, заборник 1 воздуха b из канала наружного контура 2. Работа системы подачи охлаждающего воздуха описана ниже.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя работает следующим образом. Кольцо 15 может находиться в двух положениях. При повороте кольца 15 в положение I (см. фиг.2) (взлетный режим работы двигателя) воздух а поступает по трубе 12, под действием перепада давлений, через воздухосборник 13, отверстие 14 в стенке 8 и отверстие 17 в кольце 15 в полость 3, примыкающую к задней поверхности диска 4. При этом проход в полость 3 воздуха b перекрыт кольцом 15. При повороте кольца 15 в положение II (не показано) (крейсерский режим), отверстие 17 поворачивается таким образом, что отверстие 14, перекрывается кольцом 15, и в полость 3 через отверстие 9 и отверстие 17 в кольце 15 поступает воздух b. В этом случае воздух a, отбираемый за промежуточной ступенью компрессора, в полость 3 не поступает.

Переключение кольца 15 в положение I или II осуществляется по сигналу в зависимости от частоты вращения n вала турбины низкого давления двигателя и температуры торможения воздуха на входе в двигатель T* Н. При высоких значениях параметра (взлетный режим работы двигателя) кольцо 15 находится в положении I, при низких значениях параметра (крейсерский режим) - в положении II.

Выполнение системы охлаждения в соответствии с заявленным техническим решением позволяет обеспечить необходимое охлаждение последней ступени турбины низкого давления на всех режимах работы двигателя, одновременно повышая эффективность и экономичность его работы.

Система охлаждения последней ступени осевой турбины низкого давления турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащая заборник воздуха из наружного контура двигателя, сообщающийся через полости стоек и кольцевую полость опоры турбины последней ступени, снабженную передней торцевой стенкой, с полостью, примыкающей к задней поверхности диска турбины, и через напорный диск с внутренними полостями лопаток, где торцевая стенка опоры турбины имеет сквозные отверстия, отличающаяся тем, что система охлаждения дополнительно снабжена на входе заборником воздуха за одной из промежуточных ступеней компрессора, соединенного трубопроводом с полым воздухосборником на выходе, и устройством регулирования подачи воздуха в полость, примыкающую к задней поверхности турбины последней ступени, где устройство регулирования выполнено в виде поворотного кольца с приводом, контактирующим с торцевой стенкой опоры турбины, в торцевой стенке опоры выполнены два отверстия, где одно отверстие соединено с кольцевой полостью опоры турбины последней ступени, а другое - с полостью воздухосборника, расположенного в кольцевой полости опоры турбины, поворотное кольцо устройства регулирования снабжено сквозным эллипсовидным отверстием, расположенным с возможностью поочередного сообщения с одним из двух сквозных отверстий торцевой стенки опоры турбины.

К авиационным двигателям относятся все типы тепловых машин, используемых как движители для летательных аппаратов авиационного типа, т. е. аппаратов, использующих аэродинамическое качество для перемещения, маневра и т. п. в пределах атмосферы (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты классов "В-В", "В-3", "3-В", "3-3", авиакосмические системы и др.). Отсюда вытекает большое разнообразие применяемых двигателей - от поршневых до ракетных.

Авиационные двигатели (рис.1) делятся на три обширных класса:

• поршневые (ПД );
• воздушно-реактивные (ВРД включая ГТД );
• ракетные (РД или РкД ).

Более детальной классификации подлежат два последних класса, в особенности класс ВРД .

По принципу сжатия воздуха ВРД делятся на:

• компрессорные , т. е. включающие компрессор для механического сжатия воздуха;
• бескомпрессорные :
  • прямоточные ВРД (СПВРД ) со сжатием воздуха только от скоростного напора;
  • пульсирующие ВРД (ПуВРД ) с дополнительным сжатием воздуха в специальных газодинамических устройствах периодического действия.

Класс ракетных двигателей ЖРД также относится к компрессорному типу тепловых машин, так как в этих двигателях сжатие рабочего тела (топлива) осуществляется в жидком состоянии в турбонасосных агрегатах.

Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ ) не имеет специального устройства для сжатия рабочего тела. Оно осуществляется при начале горения топлива в полузамкнутом пространстве камеры сгорания, где располагается заряд топлива.

По принципу действия существует такое деление: ПД и ПуВРД работают по циклу периодического действия, тогда как в ВРД , ГТД и РкД осуществляется цикл непрерывного действия. Это дает им преимущества по относительным показателям мощности, тяги, массе и др., что и определило, в частности, целесообразность их использования в авиации.

По принципу создания реактивной тяги ВРД делятся на:

• двигатели прямой реакции ;
• двигатели непрямой реакции .

Двигатели первого типа создают тяговое усилие (тягу Р) непосредственно - это все ракетные двигатели (РкД ), турбореактивные без форсажа и с форсажными камерами (ТРД и ТРДФ ), турбореактивные двухконтурные (ТРДД и ТРДДФ ), прямоточные сверхзвуковые и гиперзвуковые (СПВРД и ГПВРД ), пульсирующие (ПуВРД ) и многочисленные комбинированные двигатели .

Газотурбинные двигатели непрямой реакции (ГТД ) передают вырабатываемую ими мощность специальному движителю (винту, винтовентилятору, несущему винту вертолета и т. п.), который и создает тяговое усилие, используя тот же воздушно-реактивный принцип (турбовинтовые , турбовинтовентиляторные , турбовальные двигатели - ТВД , ТВВД , ТВГТД ). В этом смысле класс ВРД объединяет все двигатели, создающие тягу по воздушно-реактивному принципу.

На основе рассмотренных типов двигателей простых схем рассматривается ряд комбинированных двигателей , соединяющих особенности и преимущества двигателей различных типов, например, классы:

• турбопрямоточных двигателей - ТРДП (ТРД или ТРДД + СПВРД );
• ракетно-прямоточных - РПД (ЖРД или РДТТ + СПВРД или ГПВРД );
• ракетно-турбинных - РТД (ТРД + ЖРД );

и многие другие комбинации двигателей более сложных схем.

Поршневые двигатели (ПД)

Двухрядный звездообразный 14-ти цилиндровый поршневой двигатель с воздушным охлаждением. Общий вид.

Поршневой двигатель (англ. Piston engine ) -

Классификация поршневых двигателей. Авиационные поршневые двигатели могут быть классифицированы по различным признакам:

• В зависимости от рода применяемого топлива - на двигатели легкого или тяжелого топлива.
• По способу смесеобразования - на двигатели с внешним смесеобразованием (карбюраторные) и двигатели с внутренним смесеобразованием (непосредственный впрыск топлива в цилиндры).
• В зависимости от способа воспламенения смеси - на двигатели с принудительным зажиганием и двигатели с воспламенением от сжатия.
• В зависимости от числа тактов - на двигатели двухтактные и четырехтактные.
• В зависимости от способа охлаждения - на двигатели жидкостного и воздушного охлаждения.
• По числу цилиндров - на двигатели четырехцилиндровые, пятицилиндровые, двенадцатицилиндровые и т.д.
• В зависимости от расположения цилиндров - на рядные (с расположением цилиндров в ряд) и звездообразные (с расположением цилиндров по окружности).

Рядные двигатели в свою очередь подразделяются на однорядные, двухрядные V-образные, трехрядные W-образные, четырехрядные Н-образные или Х-образные двигатели. Звездообразные двигатели также подразделяются на однорядные, двухрядные и многорядные.

• По характеру изменения мощности в зависимости от изменения высоты - на высотные, т.е. двигатели, сохраняющие мощность с подъемом самолета на высоту, и невысотные двигатели, мощность которых падает с увеличением высоты полета.
• По способу привода воздушного винта - на двигатели с прямой передачей на винт и редукторные двигатели.

Современные авиационные поршневые двигатели представляют собой звездообразные четырехтактные двигатели, работающие на бензине. Охлаждение цилиндров поршневых двигателей выполняется, как правило, воздушным. Ранее в авиации находили применение поршневые двигатели и с водяным охлаждением цилиндров.

Сгорание топлива в поршневом двигателе осуществляется в цилиндрах, при этом тепловая энергия преобразуется в механическую, так как под действием давления образующихся газов происходит поступательное движение поршня. Поступательное движение поршня в свою очередь преобразуется во вращательное движение коленчатого вала двигателя через шатун, являющийся связующим звеном между цилиндром с поршнем и коленчатым валом.

Газотурбинные двигатели (ГТД)

Газотурбинный двигатель - тепловая машина, предназначенная для преобразования энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и (или) в механическую работу на валу двигателя, основными элементами которой являются компрессор, камера сгорания и газовая турбина.

Одновальные и многовальные двигатели

Простейший газотурбинный двигатель имеет только одну турбину, которая приводит компрессор и одновременно является источником полезной мощности. Это накладывает ограничение на режимы работы двигателя.

Иногда двигатель выполняется многовальным. В этом случае имеется несколько последовательно стоящих турбин, каждая из которых приводит свой вал. Турбина высокого давления (первая после камеры сгорания) всегда приводит компрессор двигателя, а последующие могут приводить как внешнюю нагрузку (винты вертолёта или корабля, мощные электрогенераторы и т.д.), так и дополнительные компрессоры самого двигателя, расположенные перед основным.

Преимущество многовального двигателя в том, что каждая турбина работает при оптимальном числе оборотов и нагрузке. При нагрузке, приводимой от вала одновального двигателя, была бы очень плоха приемистость двигателя, то есть способность к быстрой раскрутке, так как турбине требуется поставлять мощность и для обеспечения двигателя большим количеством воздуха (мощность ограничивается количеством воздуха), и для разгона нагрузки. При двухвальной схеме легкий ротор высокого давления быстро выходит на режим, обеспечивая двигатель воздухом, а турбину низкого давления большим количеством газов для разгона. Также есть возможность использовать менее мощный стартер для разгона при пуске только ротора высокого давления.

Турбореактивный двигатель (ТРД)

Турбореактивный двигатель (англ. Turbojet engine ) - тепловой двигатель, в котором используется газовая турбина, а реактивная тяга образуется при истечении продуктов сгорания из реактивного сопла. Часть работы турбины расходуется на сжатие и нагревание воздуха (в компрессоре).

Схема турбореактивного двигателя:
1. входное устройство;
2. осевой компрессор;
3. камера сгорания;
4. рабочие лопатки турбины;
5. сопло.

В турбореактивном двигателе сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, из которого образуется реактивная струя. Во входном устройстве осуществляется рост статического давления воздуха за счёт торможения воздушного потока. В компрессоре осуществляется рост полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.

Степень повышения давления в компрессоре является одним из важнейших параметров ТРД, поскольку от него зависит эффективный КПД двигателя. Если у первых образцов ТРД этот показатель составлял 3, то у современных он достигает 40. Для повышения газодинамической устойчивости компрессоров они выполняются двухкаскадными. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора второго каскада (высокого давления). Каскады двигателя так же именуют роторами низкого и высокого давления.

Камера сгорания большинства ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. При поступлении в камеру сгорания воздух разделяется на 3 потока:

• Первичный воздух - поступает через фронтальные отверстия в камере сгорания, тормозится перед форсунками и принимает непосредственное участие в формировании топливно-воздушной смеси. Непосредственно участвует в сгорании топлива. Топливо-воздушная смесь в зоне сгорания топлива в ВРД по своему составу близка к стехиометрической .
• Вторичный воздух - поступает через боковые отверстия в средней части стенок камеры сгорания и служит для их охлаждения путём создания потока воздуха с гораздо более низкой температурой, чем в зоне горения.
• Третичный воздух - поступает через специальные воздушные каналы в выходной части стенок камеры сгорания и служит для выравнивания поля температур рабочего тела перед турбиной.

Газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине через рабочие лопатки в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы.

Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле, который истекает из него, создавая реактивную тягу.

Чем выше температура сгорания, тем выше КПД двигателя. Для предупреждения разрушения деталей двигателя используют жаропрочные сплавы, оснащенные системами охлаждения, и термобарьерные покрытия.

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ)

Турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРД, применяемая в основном на сверхзвуковых самолётах. Отличается от ТРД наличием форсажной камеры между турбиной и реактивным соплом. В эту камеру подается дополнительное количество топлива через специальные форсунки, которое сжигается. Процесс горения организуется и стабилизируется с помощью фронтового устройства, обеспечивающего перемешивание испаренного топлива и основного потока. Повышение температуры, связанное с подводом тепла в форсажной камере, увеличивает располагаемую энергию продуктов сгорания и, следовательно, скорость истечения из реактивного сопла. Соответственно, возрастает и реактивная тяга (форсаж) до 50 %, но расход топлива резко возрастает. Двигатели с форсажной камерой, как правило, не используются в коммерческой авиации по причине их низкой экономичности.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРДД)

Первым, предложившим концепцию ТРДД в отечественном авиадвигателестроении был Люлька А. М. (На основе исследований, проводившихся с 1937, А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя. Авторское свидетельство вручили 22 апреля 1941 года.)

Можно сказать, что с 1960-х и по сей день, в самолетном авиадвигателестроении - эра ТРДД. ТРДД различных типов являются наиболее распространенным классом ВРД, используемых на самолетах, от высокоскоростных истребителей-перехватчиков с ТРДДФсм с малой степенью двухконтурности, до гигантских коммерческих и военно-транспортных самолетов с ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Схема турбореактивного двухконтурного двигателя:
1. компрессор низкого давления;
2. внутренний контур;
3. выходной поток внутреннего контура;
4. выходной поток внешнего контура.

В основу двухконтурных турбореактивных двигателей положен принцип присоединения к ТРД дополнительной массы воздуха, проходящей через внешний контур двигателя, позволяющий получать двигатели с более высоким полетным КПД, по сравнению с обычными ТРД.

Пройдя через входное устройство, воздух попадает в компрессор низкого давления, именуемый вентилятором. После вентилятора воздух разделяется на 2 потока. Часть воздуха попадает во внешний контур и, минуя камеру сгорания, формирует реактивную струю в сопле. Другая часть воздуха проходит сквозь внутренний контур, полностью идентичный с ТРД, о котором говорилось выше, с той разницей, что последние ступени турбины в ТРДД являются приводом вентилятора.

Одним из важнейших параметров ТРДД, является степень двухконтурности (m), то есть отношение расхода воздуха через внешний контур к расходу воздуха через внутренний контур. (m = G 2 / G 1 , где G 1 и G 2 расход воздуха через внутренний и внешний контуры соответственно.)

При степени двухконтурности меньше 4 (m<4) потоки контуров на выходе, как правило, смешиваются и выбрасываются через общее сопло, если m>4 - потоки выбрасываются раздельно, так как из-за значительной разности давлений и скоростей смешение затруднительно.

В ТРДД заложен принцип повышения полетного КПД двигателя, за счёт уменьшения разницы между скоростью истечения рабочего тела из сопла и скоростью полета. Уменьшение тяги, которое вызовет уменьшение этой разницы между скоростями, компенсируется за счёт увеличения расхода воздуха через двигатель. Следствием увеличения расхода воздуха через двигатель является увеличение площади фронтального сечения входного устройства двигателя, следствием чего является увеличение диаметра входа в двигатель, что ведет к увеличению его лобового сопротивления и массы. Иными словами, чем выше степень двухконтурности - тем большего диаметра будет двигатель при прочих равных условиях.

Все ТРДД можно разбить на 2 группы:

• со смешением потоков за турбиной;
• без смешения.

В ТРДД со смешением потоков (ТРДДсм ) потоки воздуха из внешнего и внутреннего контура попадают в единую камеру смешения. В камере смешения эти потоки смешиваются и покидают двигатель через единое сопло с единой температурой. ТРДДсм более эффективны, однако наличие камеры смешения приводит к увеличению габаритов и массы двигателя

ТРДД как и ТРД могут быть снабжены регулируемыми соплами и форсажными камерами. Как правило это ТРДДсм с малыми степенями двухконтурности для сверхзвуковых военных самолетов.

Военный ТРДДФ EJ200 (m=0,4)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ)

Двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой - модификация ТРДД. Отличается наличием форсажной камеры. Нашел широкое применение.

Продукты сгорания, выходящие из турбины, смешиваются с воздухом, поступающим из внешнего контура, а затем к общему потоку подводится тепло в форсажной камере, работающей по такому же принципу, как и в ТРДФ . Продукты сгорания в этом двигателе истекают из одного общего реактивного сопла. Такой двигатель называется двухконтурным двигателем с общей форсажной камерой .

ТРДДФ с отклоняемым вектором тяги (ОВТ).

Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)

Специальные поворотные сопла, на некоторох ТРДД(Ф), позволяют отклонять истекающий из сопла поток рабочего тела относительно оси двигателя. ОВТ приводит к дополнительным потерям тяги двигателя за счёт выполнения дополнительной работы по повороту потока и усложняют управление самолетом. Но эти недостатки полностью компенсируются значительным повышением маневренности и сокращением разбега самолета при взлете и пробега при посадке, до вертикальных взлета и посадки включительно. ОВТ используется исключительно в военной авиации.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности / Турбовентиляторный двигатель

Схема турбовентиляторного двигателя:
1. вентилятор;
2. защитный обтекатель;
3. турбокомпрессор;
4. выходной поток внутреннего контура;
5. выходной поток внешнего контура.

Турбовентиляторный двигатель (англ. Turbofan engine ) - это ТРДД с высокой степенью двухконтурности (m>2). Здесь компрессор низкого давления преобразуется в вентилятор, отличающийся от компрессора меньшим числом ступеней и большим диаметром, и горячая струя практически не смешивается с холодной.

В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полета, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевое направление). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности - без смешения потоков .

Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству ТРД, последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.

Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.

По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе не высока - сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.

Достоинства и недостатки .

Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.

Недостатки - большие масса и габариты. Особенно - большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полете.

Область применения таких двигателей - дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.

Турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД)

Турбовинтовентиляторный двигатель (англ. Turbopropfan engine ) -

На сегодняшний день, авиация практически на 100% состоит из машин, которые используют газотурбинный тип силовой установки. Иначе говоря – газотурбинные двигатели. Однако, несмотря на всю возрастающую популярность авиаперелетов сейчас, мало кто знает каким образом работает тот жужжащий и свистящий контейнер, который висит под крылом того или иного авиалайнера.

Принцип работы газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель, как и поршневой двигатель на любом автомобиле, относится к двигателям внутреннего сгорания. Они оба преобразуют химическую энергию топлива в тепловую, путем сжигания, а после - в полезную, механическую. Однако то, как это происходит, несколько отличается. В обоих двигателях происходит 4 основных процесса – это: забор, сжатие, расширение, выхлоп. Т.е. в любом случае в двигатель сначала входит воздух (с атмосферы) и топливо (из баков), далее воздух сжимается и в него впрыскивается топливо, после чего смесь воспламеняется, из-за чего значительно расширяется, и в итоге выбрасывается в атмосферу. Из всех этих действий выдает энергию лишь расширение, все остальные необходимы для обеспечения этого действия.

А теперь в чем разница. В газотурбинных двигателях все эти процессы происходят постоянно и одновременно, но в разных частях двигателя, а в поршневом – в одном месте, но в разный момент времени и по очереди. К тому же, чем более сжат воздух, тем большую энергию можно получить при сгорании, а на сегодняшний день степень сжатия газотурбинных двигателей уже достигла 35-40:1, т.е. в процессе прохода через двигатель воздух уменьшается в объеме, а соответственно увеличивает свое давление в 35-40 раз. Для сравнения в поршневых двигателях этот показатель не превышает 8-9:1, в самых современных и совершенных образцах. Соответственно имея равный вес и размеры газотурбинный двигатель гораздо более мощный, да и коэффициент полезного действия у него выше. Именно этим и обусловлено такое широкое применения газотурбинных двигателей в авиации в наши дни.

А теперь подробней о конструкции. Четыре вышеперечисленных процесса происходят в двигателе, который изображен на упрощенной схеме под номерами:

• забор воздуха – 1 (воздухозаборник)
• сжатие – 2 (компрессор)
• смешивание и воспламенение – 3 (камера сгорания)
• выхлоп – 5 (выхлопное сопло)
• Загадочная секция под номером 4 называется турбиной. Это неотъемлемая часть любого газотурбинного двигателя, ее предназначение – получение энергии от газов, которые выходят после камеры сгорания на огромных скоростях, и находится она на одном валу с компрессором (2), который и приводит в действие.

Таким образом получается замкнутый цикл. Воздух входит в двигатель, сжимается, смешивается с горючим, воспламеняется, направляется на лопатки турбины, которые снимают до 80% мощности газов для вращения компрессора, все что осталось и обуславливает итоговую мощность двигателя, которая может быть использована разными способами.

В зависимости от способа дальнейшего использования этой энергии газотурбинные двигатели подразделяются на:

• турбореактивные
• турбовинтовые
• турбовентиляторные
• турбовальные

Двигатель, изображенный на схеме выше, является турбореактивным . Можно сказать «чистым» газотурбинным, ведь газы после прохождения турбины, которая вращает компрессор, выходят из двигателя через выхлопное сопло на огромной скорости и таким образом толкают самолет вперед. Такие двигатели сейчас используются в основном на высокоскоростных боевых самолетах.

Турбовинтовые двигатели отличаются от турбореактивных тем, что имеют дополнительную секцию турбины, которая еще называется турбиной низкого давления, состоящую из одного или нескольких рядов лопаток, которые отбирают оставшуюся после турбины компрессора энергию у газов и таким образом вращает воздушный винт, который может находится как спереди так и сзади двигателя. После второй секции турбины, отработанные газы выходят фактически уже самотеком, не имея практически никакой энергии, поэтому для их вывода используются просто выхлопные трубы. Подобные двигатели используются на низкоскоростных, маловысотных самолетах.

Турбовентиляторные двигатели имеют схожую схему с турбовинтовыми, только вторая секция турбины отбирает не всю энергию у выходящих газов, поэтому такие двигатели также имеют выхлопное сопло. Но основное отличие состоит в том, что турбина низкого давления приводит в действия вентилятор, который закрыт в кожух. Потому такой двигатель еще называется двуконтурным, ведь воздух проходит через внутренний контур (сам двигатель) и внешний, который необходим лишь для направления воздушной струи, которая толкает двигатель вперед. Потому они и имеют довольно «пухлую» форму. Именно такие двигатели применяются на большинстве современных авиалайнеров, поскольку являются наиболее экономичными на скоростях, приближающихся к скорости звука и эффективными при полетах на высотах выше 7000-8000м и вплоть до 12000-13000м.

Турбовальные двигатели практически идентичны по конструкции с турбовинтовыми, за исключением того, что вал, который соединен с турбиной низкого давления, выходит из двигателя и может приводить в действие абсолютно что угодно. Такие двигатели используются в вертолетах, где два-три двигателя приводят в действие единственный несущий винт и компенсирующий хвостовой пропеллер. Подобные силовые установки сейчас имеют даже танки – Т-80 и американский «Абрамс».

Газотурбинные двигатели имеют классификацию также по другим при знакам:

• по типу входного устройства (регулируемое, нерегулируемое)
• по типу компрессора (осевой, центробежный, осецентробежный)
• по типу воздушно-газового тракта (прямоточный, петлевой)
• по типу турбин (число ступеней, число роторов и др.)
• по типу реактивного сопла (регулируемое, нерегулируемое) и др.

Турбореактивный двигатель с осевым компрессором получил широкое применение. При работающем двигателе идет непрерывный процесс. Воздух проходит через диффузор, притормаживается и попадает в компрессор. Затем он поступает в камеру сгорания. В камеру через форсунки подается также топливо, смесь сжигается, продукты сгорания перемещаются через турбину. Продукты сгорания в лопатках турбины расширяются и приводят ее во вращение. Далее газы из турбины с уменьшенным давлением поступают в реактивное сопло и с огромной скоростью вырываются наружу, создавая тягу. Максимальная температура имеет место и на воде камеры сгорания.

Компрессор и турбина расположены на одном валу. Для охлаждения продуктов сгорания подается холодный воздух. В современных реактивных двигателях рабочая температура может превышать температуру плавления сплавов рабочих лопаток примерно на 1000 °С. Система охлаждения деталей турбины и выбор жаропрочных и жаростойких деталей двигателя - одни из главных проблем при конструировании реактивных двигателей всех типов, в том числе и турбореактивных.

Особенностью турбореактивных двигателей с центробежным компрессором является конструкция компрессоров. Принцип работы подобных двигателей аналогичен двигателям с осевым компрессором.

Газотурбинный двигатель. Видео.

Полезные статьи по теме.

В 2006 году руководством Пермского моторостроительного комплекса и ОАО «Территориальная генерирующая компания № 9» (Пермский филиал) подписан договор на изготовление и поставку газотурбинной электростанции ГТЭС-16ПА на базе ГТЭ-16ПА с двигателем ПС-90ЭУ-16А.

Об основных отличиях нового двигателя от существующего ПС-90АГП-2 мы попросили рассказать заместителя генерального конструктора-главного конструктора энергетических газотурбинных установок и электростанций ОАО «Авиадвигатель» Даниила СУЛИМОВА.

Основным отличием установки ГТЭ-16ПА от существующей ГТУ-16ПЭР является применение силовой турбины с частотой вращения 3000 об./мин (вместо 5300 об./мин). Уменьшение частоты вращения дает возможность отказаться от дорогостоящего редуктора и повысить надежность газотурбинной установки в целом.

Технические характеристики двигателей ГТУ-16ПЭР и ГТЭ-16ПА (в условиях ISO)

Оптимизация основных параметров силовой турбины

Базовые параметры свободной турбины (СТ): диаметр, проточная часть, количество ступеней, аэродинамическая эффективность - оптимизированы с целью минимизации прямых эксплуатационных расходов.

Эксплуатационные расходы включают затраты на приобретение СТ и расходы за определенный (приемлемый для заказчика в качестве срока окупаемости) период эксплуатации. Выбор вполне обозримого для заказчика (не более 3 лет) срока окупаемости позволил реализовать экономически обоснованную конструкцию.

Выбор оптимального варианта свободной турбины для конкретного применения в составе ГТЭ-16ПА производился в системе двигателя в целом на основе сравнения прямых эксплуатационных расходов для каждого варианта.

С использованием одномерного моделирования СТ по среднему диаметру определялся достижимый уровень аэродинамической эффективности СТ для дискретно заданного количества ступеней. Выбиралась оптимальная для данного варианта проточная часть. Количество лопаток, учитывая их значительное влияние на себестоимость, выбиралось из условия обеспечения коэффициента аэродинамической нагрузки Цвайфеля равным единице.

На основе выбранной проточной части оценивалась масса СТ и производственная себестоимость. Затем проводилось сравнение вариантов турбины в системе двигателя по прямым эксплуатационным расходам.

При выборе количества ступеней для СТ учитывается изменение кпд, затрат на приобретение и эксплуатацию (стоимость топлива).

Стоимость приобретения равномерно возрастает с ростом себестоимости при увеличении количества ступеней. Подобным же образом растет и реализуемый кпд - как следствие снижения аэродинамической нагрузки на ступень. Затраты на эксплуатацию (топливная составляющая) падают с ростом кпд. Однако суммарные затраты имеют четкий минимум при четырех ступенях в силовой турбине.

При расчетах учитывался как опыт собственных разработок, так и опыт других фирм (реализованный в конкретных конструкциях), который позволил обеспечить объективность оценок.

В окончательной конструкции за счет увеличения нагрузки на ступень и снижение кпд СТ от максимально достижимой величины примерно на 1% удалось снизить суммарные затраты заказчика почти на 20%. Это было достигнуто за счет снижения себестоимости и цены турбины на 26% относительно варианта с максимальным кпд.

Аэродинамическое проектирование СТ

Высокая аэродинамическая эффективность новой СТ при достаточно высокой нагрузке достигнута за счет использования опыта ОАО «Авиадвигатель» в разработке турбин низкого давления и силовых турбин, а также применения многоступенчатых пространственных аэродинамических моделей, использующих уравнения Эйлера (без учета вязкости) и Навье-Стокса (учитывающих вязкость).

Сравнение параметров силовых турбин ГТЭ-16ПА и ТНД Rolls-Royce

Сравнение параметров СТ ГТЭ-16ПА и наиболее современных ТНД Rolls-Royce семейства Trent (диаграмма Смита) показывает, что по уровню угла поворота потока в лопатках (примерно 1050) новая СТ находится на уровне турбин Rolls-Royce. Отсутствие жесткого ограничения по массе, свойственного авиационным конструкциям, позволило несколько снизить коэффициент нагрузки dH/U2 за счет увеличения диаметра и окружной скорости. Величина выходной скорости (свойственная наземным конструкциям) позволила уменьшить относительную осевую скорость. В целом, потенциал спроектированной СТ для реализации кпд находится на уровне, характерном для ступеней семейства Trent.

Особенностью аэродинамики спроектированной СТ является также обеспечение оптимального значения кпд турбины на режимах частичной мощности, характерных для эксплуатации в базовом режиме.

При сохранении частоты вращения изменение (снижение) нагрузки на СТ приводит к возрастанию углов атаки (отклонению направления течения газа на входе в лопатки от расчетной величины) на входе в лопаточные венцы. Появляются отрицательные углы атаки, наиболее значительные в последних ступенях турбины.

Проектирование лопаточных венцов СТ с высокой устойчивостью к изменению углов атаки обеспечено специальным профилированием венцов с дополнительной проверкой стабильности аэродинамических потерь (по 2D/3D аэродинамическим моделям Навье-Стокса) при больших углах потока на входе.

Аналитические характеристики новой СТ показали в результате значительную устойчивость к отрицательным углам атаки, а также и возможность применения СТ и для привода генераторов, вырабатывающих ток с частотой 60 Гц (с частотой вращения 3600 об./мин), то есть возможность увеличения частоты вращения на 20% без заметных потерь кпд. Однако в этом случае практически неизбежны потери кпд на режимах пониженной мощности (приводящих к дополни-тельному увеличению отрицательных углов атаки).
Особенности конструкции СТ
Для снижения материалоемкости и веса СТ использовались проверенные авиационные подходы к конструированию турбины. В результате масса ротора, несмотря на увеличение диаметра и количества ступеней, оказа-лась равной массе ротора силовой турбины ГТУ-16ПЭР. Это обеспечило значительную унификацию трансмиссий, унифицированы также масляная система, система наддува опор и охлаждения СТ.
Увеличено количество и улучшено качество воздуха, применяемого для наддува опор трансмиссионных подшипников, включая его очистку и охлаждение. Улучшено также качество смазки трансмиссионных подшипников путем применения фильтроэлементов с тонкостью фильтрации до 6 мкм.
С целью повышения эксплуатационной привлекательности новой ГТЭ внедрена специально разработанная система управления, которая позволяет заказчику воспользоваться турбодетандерным (воздушным и газовым) и гидравлическим типами запуска.
Массогабаритные характеристики двигателя позволяют использовать для его размещения серийные конструкции блочно-комплектной электростанции ГТЭС-16П.
Шумо- и теплоизолирующий кожух (при размещении в капитальных помещениях) обеспечивает акустические характеристики ГТЭС на уровне, предусмотренном санитарными нормами.
В настоящее время первый двигатель проходит серию специальных испытаний. Газогенератор двигателя уже прошел первый этап эквивалентно-циклических испытаний и начал второй этап после ревизии технического состояния, который завершится весной 2007 года.

Силовая турбина в составе полноразмерного двигателя прошла первое специальное испытание, в ходе которого были сняты показатели по 7 дроссельным характеристикам и другие экспериментальные данные.
По результатам испытаний сделан вывод о работоспособности СТ и ее соответствии заявленным параметрам.
Кроме этого по результатам испытаний в конструкцию СТ внесены некоторые корректировки, в том числе изменена система охлаждения корпусов для снижения тепловыделения в помещение станции и обеспечения пожарной безопасности, а также для оптимизации радиальных зазоров повышения кпд, настройка осевой силы.
Очередное испытание силовой турбины планируется провести летом 2007 года.

Газотурбинная установка ГТЭ-16ПА
накануне специальных испытаний

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным. Внутренний ярус образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины. Внешний ярус образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины. Уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо. Внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью. Между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора. Рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы отношение внутреннего диаметра на выходе из проточной части турбины к диаметру рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения составляло 1,05 1,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины низкого давления газотурбинного двигателя. 3 ил.

Рисунки к патенту РФ 2507401

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известна турбина низкого давления газотурбинного двигателя с задней опорой, в которой лабиринтное уплотнение, отделяющее заднюю разгрузочную полость турбины от проточной части на выходе из турбины, выполнено в виде одного яруса. (С.А.Вьюнов, «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.209).

Недостатком известной конструкции является низкая стабильность давления в разгрузочной полости турбины из-за нестабильной величины радиальных зазоров в лабиринтном уплотнении, особенно на переменных режимах работы двигателя.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбина низкого давления газотурбинного двигателя, включающая ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами лабиринта, установленными на задней опоре статора (патент US № 7905083, F02K 3/02, 15.03.2011).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенная величина осевой силы ротора турбины, что снижает надежность турбины и двигателя в целом из-за низкой надежности радиально-упорного подшипника, воспринимающего повышенную осевую силу ротора турбины.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины низкого давления газотурбинного двигателя за счет снижения величины осевой силы ротора турбины и обеспечения стабильности осевой силы при работе на переходных режимах.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления газотурбинного двигателя, включающей ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение, выполненное с внутренним и внешним фланцами, установленными на задней опоре статора, лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным, при этом внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины, а внешний ярус лабиринтного уплотнения образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины, причем уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, а внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью, при этом между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора, а рабочая поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

где D - внутренний диаметр на выходе из проточной части турбины,

Выполнение лабиринтного уплотнения на выходе из турбины низкого давления двухъярусным, располагая ярусы уплотнения таким образом, что внутренний ярус образован двумя направленными к оси турбины уплотнительными гребешками лабиринта и направленной к проточной части турбины рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, а внешний ярус образован направленными к проточной части турбины уплотнительными гребешками лабиринта и направленными к оси турбины рабочими поверхностями внешнего фланца лабиринтного уплотнения, позволяет обеспечить надежную работу лабиринтного уплотнения на переходных режимах работы турбины, что обеспечивает стабильность осевой силы, действующей на ротор турбины, и повышает ее надежность.

Выполнение уплотнительных гребешков лабиринта внутреннего яруса уплотнения с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, обеспечивает снижение вибронапряжений в лабиринте и уменьшение радиальных зазоров между гребешками лабиринта и фланцами лабиринтного уплотнения.

Выполнение внешнего фланца лабиринтного уплотнения с наружной замкнутой воздушной полостью, а также размещение между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения кольцевой заградительной стенки, установленной на задней опоре статора, позволяет существенно снизить темп нагрева и охлаждения внешнего фланца лабиринтного уплотнения на переходных режимах, приблизив его таким образом к темпу нагрева и охлаждения внешнего яруса лабиринтного уплотнения, что обеспечивает стабильность радиальных зазоров между статором и ротором в уплотнении и повышает надежность турбины низкого давления за счет поддержания стабильного давления в разгрузочной затурбинной полости.

Выбор соотношения D/d=1,05 1,5 обусловлен тем, что при D/d<1,05 снижается надежность работы лабиринтного уплотнения из-за воздействия на уплотнение высокотемпературного газа, выходящего из турбины низкого давления.

При D/d>1,5 снижается надежность газотурбинного двигателя за счет снижения осевой разгрузочной силы, действующей на ротор турбины низкого давления.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Турбина 1 низкого давления газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 и статора 3 с задней опорой 4. Для уменьшения осевых усилий от газовых сил, действующих на ротор 2 на его выходе, между диском последней ступени 5 ротора 2 и задней опорой 4 выполнена разгрузочная полость 6 повышенного давления, которая надувается воздухом из-за промежуточной ступени компрессора (не показано) и отделена от проточной части 7 турбины 1 двухъярусным лабиринтным уплотнением, причем лабиринт 8 уплотнения зафиксирован резьбовым соединением 9 на диске последней ступени 5 ротора 2, а внутренний фланец 10 и внешний фланец 11 лабиринтного уплотнения закреплены на задней опоре 4 статора 3. Внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован рабочей поверхностью 12 внутреннего фланца 10, направленной (обращенной) в сторону проточной части 7 турбины 1, и двумя уплотнительными гребешками 13, 14 лабиринта 8, направленными к оси 15 турбины 1. Внутренние стенки 16,17 соответственно гребешков 13, 14 выполнены параллельными между собой. Между внутренними стенками 16 и 17 установлено демпфирующее кольцо 18, способствующее снижению вибронапряжений в лабиринте 8 и уменьшению радиальных зазоров 19 и 20, соответственно, между лабиринтом 8 ротора 2 и фланцами 10, 11. Внешний ярус лабиринтного уплотнения образован рабочей поверхностью 21 внешнего фланца 11, направленной (обращенной) в сторону оси 15 турбины 1, и уплотнительными гребешками 22 лабиринта 8, направленными к проточной части 7 турбины 1. Внешний фланец 11 лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью 23, ограниченной с внешней стороны стенкой 24 внешнего фланца 11. Между стенкой 24 внешнего фланца 11 лабиринтного уплотнения и проточной частью 7 турбины 1 размещена кольцевая заградительная стенка 25, установленная на задней опоре 4 статора 3 и предохраняющая внешний фланец 11 от высокотемпературного газового потока 26, протекающего в проточной части 7 турбины 1.

Рабочая поверхность 12 внутреннего фланца 10 лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

где D - внутренний диаметр проточной части 7 турбины 1 (на выходе из проточной части 7);

d - диаметр рабочей поверхности 12 внутреннего фланца 10 лабиринтного уплотнения.

Работает устройство следующим образом.

При работе турбины 1 низкого давления на температурное состояние внешнего фланца 11 лабиринтного уплотнения может оказывать влияние изменение температуры газового потока 26 в проточной части 7 турбины 1, что могло бы существенно изменить радиальный зазор 19 и действующую на ротор 2 осевую силу вследствие изменения давления воздуха в разгрузочной полости 6. Однако этого не происходит, так как внутренний фланец 10 внутреннего яруса лабиринтного уплотнения недоступен воздействию газового потока 26, что способствует стабильности радиального зазора 20 между внутренним фланцем 10 и лабиринтными гребешками 13, 14, а также стабильности давления в полости 6 и стабильности осевой силы, действующей на ротор 2 турбины 1.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, включающая ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами, установленными на задней опоре статора, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным, при этом внутренний ярус лабиринтного уплотнения образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины, а внешний ярус лабиринтного уплотнения образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины, причем уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо, а внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью, при этом между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора, а рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы соблюдалось условие:

D/d=1,05 1,5, где

D - внутренний диаметр на выходе из проточной части турбины,

d - диаметр рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения.