высокотемпературный газотурбинный двигатель

Формула изобретения

Высокотемпературный газотурбинный двигатель, включающий турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора, отличающийся тем, что рабочая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, на входе соединенной с промежуточной ступенью компрессора через дополнительную заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, при этом F_с.взл./F_с.кр. =1,5 2,5 и F_p.взл./F_p.кp.=2 4, где:

F_с.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на взлетном режиме,

F_c.кp. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на крейсерском режиме,

F_р.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на взлетном режиме,

F_p.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на крейсерском режиме.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к высокотемпературным газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен высокотемпературный газотурбинный двигатель, внутренняя полость рабочей лопатки второй ступени турбины в котором на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора (патент RU № 2261350, МПК: Р02С 7/12).

Недостатком известной конструкции является ее пониженная экономичность на крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя из-за повышенного расхода воздуха на охлаждение лопаток турбины.

Наиболее близким к заявляемому является высокотемпературный газотурбинный двигатель, внутренняя полость сопловой лопатки второй ступени турбины которого через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора (патент RU № 2439348, МПК: F02C 7/12).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее ухудшенная экономичность из-за отсутствия регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени турбины.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и экономичности высокотемпературного газотурбинного двигателя путем уменьшения расхода воздуха на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины на крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя по отношению к взлетному режиму.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературном газотурбинном двигателе, включающем турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора, согласно изобретению рабочая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, на входе соединенной с промежуточной ступенью компрессора через дополнительную заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, при этом F_c.взл./F_c.кр.=1,5 2,5 и F_p.взл./F_p.кр.=2 4, где:

F_с.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на взлетном режиме,

F _c.кp. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени на крейсерском режиме,

F_р.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на взлетном режиме,

F _p.кp. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку второй ступени на крейсерском режиме.

Выполнение в высокотемпературном газотурбинном двигателе второй рабочей лопатки турбины охлаждаемой с внутренней полостью, соединенной на входе с промежуточной ступенью компрессора через дополнительную заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, позволяет обеспечить высокую надежность второй рабочей лопатки при работе на взлетном режиме и высокую экономичность газотурбинного двигателя на крейсерском режиме за счет уменьшения расхода воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора на охлаждение второй рабочей лопатки, что приводит к увеличению расхода газа, работающего на первой рабочей лопатке турбины и к снижению удельного расхода топлива газотурбинного двигателя.

При F_с.взл./F_с.кр.<1,5 - ухудшается экономичность высокотемпературного газотурбинного двигателя.

При F_c.взл./F_c.кp. >2,5 - снижается надежность высокотемпературного газотурбинного двигателя из-за повышенной температуры сопловой лопатки второй ступени турбины на крейсерском режиме работы.

При F_р.взл./F_p.кр.<2 - ухудшается удельный расход топлива высокотемпературного газотурбинного двигателя.

При и F_р.взл./F_р.кр.>4 - излишне повышается температура рабочей лопатки второй ступени турбины, что снижает надежность высокотемпературного газотурбинного двигателя.

На чертеже изображен продольный разрез высокотемпературного газотурбинного двигателя.

Высокотемпературный газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3 и двухступенчатой турбины 4, в которой сопловая лопатка второй ступени 5 выполнена охлаждаемой с внутренней полостью 6, а рабочая лопатка второй ступени 7 также выполнена охлаждаемой с внутренней полостью 8.

Внутренняя полость 6 сопловой лопатки 5 на входе соединена через заслонку 9 регулирования расхода воздуха на охлаждение сопловой лопатки 5 с промежуточной ступенью 10 компрессора 2, а внутренняя полость 8 рабочей лопатки 7 также через заслонку 11 регулирования расхода воздуха на охлаждение рабочей лопатки второй ступени 7 соединена с промежуточной ступенью 10 компрессора 2.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе высокотемпературного газотурбинного двигателя 1 на взлетном режиме температура газа пред турбиной 4 максимальна, и поэтому расход охлаждающего воздуха на сопловую лопатку второй ступени 5 и на рабочую лопатку второй ступени 7 из-за промежуточной ступени 10 компрессора 2 максимален, так как заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха 9 и 11 открыты на максимальную проходную площадь F_с.взл. и F_p.взл. соответственно.

При переходе двигателя 1 на крейсерский режим работы температура газа перед турбиной существенно снижается, и расход охлаждающего воздуха, поступающий во внутренние полости 6 и 8 сопловой лопатки второй ступени 5 и рабочей лопатки второй ступени 7, становится избыточен для обеспечения заданной температуры лопаток 5 и 7. Поэтому на крейсерском режиме работы двигателя 1 проходные площади заслонок 9 и 11 уменьшаются до F_с.кр и F_р.кр. соответственно, что способствует снижению удельного расхода топлива двигателя 1. В связи со снижением расхода охлаждающего воздуха через внутреннюю полость 8 рабочей лопатки второй ступени 7 температура лопатки повышается, что приводит к температурной деформации лопатки 7 в радиальном направлении и к уменьшению радиальных зазоров между лопаткой 7 и статором 12 турбины 4, что в свою очередь способствует улучшению экономичности двигателя 1.

Так как расход воздуха на лопатку 7 на крейсерском режиме работы двигателя 1 уменьшается, то также уменьшаются потери мощности турбины 1 от насосной работы на прокачку воздуха через лопатку 7, что также способствует улучшению экономичности двигателя 1.