способ наддува опор газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Способ наддува опор двухконтурного газотурбинного двигателя, заключающийся в подаче воздуха от одной из ступеней компрессора через стойки промежуточного корпуса компрессора в предмасляную полость задней опоры компрессора низкого давления и через сообщенные с ней воздуховоды в предмасляные полости передней опоры компрессора низкого давления, передней опоры компрессора высокого давления и опоры турбины, отличающийся тем, что при частоте вращения ротора высокого давления, близкой к частоте его вращения на режиме «малый газ», подачу воздуха через стойки промежуточного корпуса компрессора осуществляют от компрессора высокого давления, при этом дополнительно подают воздух непосредственно в предмасляную полость опоры турбины от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора через магистраль суфлирования опоры турбины.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к способам наддува опор газотурбинных двигателей.

Известен способ наддува опор газотурбинного двигателя, заключающийся в подаче воздуха от одной из ступеней компрессора через стойки промежуточного корпуса компрессора в предмасляную полость задней опоры компрессора низкого давления и через сообщенные с ней воздуховоды в предмасляные полости передней опоры компрессора низкого давления, передней опоры компрессора высокого давления и опоры турбины (Патент РФ №2153590, F02C 7/06, 2000 г.).

В известном двигателе используется централизованная система наддува опор, при которой подача воздуха осуществляется с одного места через клапан переключения наддува и распределяется последовательно на все опоры начиная с компрессора. При останове двигателя, (на оборотах, соответствующих режиму, близкому к режиму «малый газ» и ниже), на выбеге ротора в предмаслянных полостях турбины давление падает в большей мере, чем в предмасляных полостях компрессора, так как в турбину воздух практически не поступает, из-за его потерь по пути прохождения. Падение давления в предмасляных полостях турбины может приводить к снижению перепада на подвижных масляных уплотнениях до нулевого и даже отрицательного значения, что в свою очередь приводит к выбросу масла из масляной полости турбины в предмасляные полости, а из них в думисные полости турбины и ее газовоздушный тракт, при этом возможно попадание масла на горячие элементы турбины с последующей его газификацией и даже возгоранием.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является повышение надежности и ресурса двигателя путем увеличения перепада давления на подвижных соединениях масляных уплотнений турбины за счет организации дополнительной подачи воздуха в опоры турбины на режиме останова двигателя, в частности при выбеге его роторов.

Задача решается тем, что в способе наддува опор двухроторного газотурбинного двигателя, заключающемся в подаче воздуха от одной из ступеней компрессора через стойки промежуточного корпуса компрессора в предмасляную полость задней опоры компрессора низкого давления и через сообщенные с ней воздуховоды в предмасляные полости передней опоры компрессора низкого давления, передней опоры компрессора высокого давления и опоры турбины при частоте вращения ротора высокого давления, близкой к частоте его вращения на режиме «малый газ», подачу воздуха через стойки промежуточного корпуса компрессора осуществляют от компрессора высокого давления, при этом дополнительно подают воздух непосредственно в предмасляную полость опоры турбины от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора через магистраль суфлирования опоры турбины.

Осуществление подачи воздуха в полости наддува опор от компрессора высокого давления позволяет создавать избыточное давление в этих полостях относительно газовоздушного тракта.

Дополнительная подача воздуха непосредственно в предмасляную полость турбины позволяет повысить перепад давления на подвижных уплотнениях, отделяющих предмасляную полость опор турбины от маслосистемы.

Подача воздуха от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора через магистраль суфлирования опоры турбины позволяет, практически ничего не меняя в конструкции двигателя и воспользовавшись уже имеющейся магистралью суфлирования турбины, обеспечить наддув опор турбины на «выбеге» ротора при его останове.

Предлагаемый способ поясняется графически, где на фиг.1 показан продольный разрез двигателя; на фиг.2 - график изменения давления Р по времени t на режиме, близком к режиму «малый газ», на выбеге ротора турбины.

Способ наддува опор газотурбинного двигателя реализован на двухроторном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор низкого давления 1 с передней 2 и задней 3 опорами, компрессор высокого давления 4 с передней опорой 5 и турбину 6 с опорами 7. Система наддува опор содержит полости наддува 8 и 9 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 10 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и полости наддува 11 опор 7 турбины 6. Полости наддува 8, 9, 10, 11 сообщены друг с другом воздуховодами 12, 13, 14 и через воздуховод 15, выполненный в стойках промежуточного корпуса компрессора, клапан переключения 16 и питающий воздуховод 17 сообщены с одной из последних ступеней компрессора 4. Система наддува опор содержит также предмасляные полости 18, 19 опор 2, 3 компрессора низкого давления 1, предмасляную полость 20 передней опоры 5 компрессора высокого давления 4 и предмасляную полость 21 опор 7 турбин 6. Опоры 2, 3, 4, 5 оснащены клапанами суфлирования 22, 23 с воздуховодами 24, 25. Воздуховод 25, связанный с клапаном суфлирования 23, сообщен через клапан подпитки 26 и воздуховод 27 с одной из последних ступеней компрессора высокого давления 4. Предмасляные полости 18, 19, 20, 21 через подвижные уплотнения сообщены с маслосистемой двигателя, а полости наддува 8, 9, 10, 11 сообщены с его газовоздушным трактом.

Наддув опор газотурбинного двигателя осуществляют следующим образом.

При останове двигателя при оборотах ротора компрессора, близких к оборотам на режиме «малый газ», клапан 22 суфлирования компрессора и клапан 23 суфлирования турбины закрывают, клапан переключения 16 переключают на отбор воздуха от одной из ступеней компрессора высокого давления 4 и подают команду на открытие клапана подпитки 26, сообщающего предмасляную полость 21 через воздуховоды 25 и 27 с компрессором высокого давления. Поступающий от компрессора 4 высокого давления через воздуховод 15 в полость наддува 9 воздух направляется в предмасляную полость 19 опоры 3 компрессора 1 и по воздуховодам 12, 13 и 14 в предмасляную полость 18 опоры 2 компрессора 1, предмасляную полость 20 опоры 5 компрессора 4 и предмасляную полость 21 опор 6 турбины 7. Из приведенного на фиг.2 графика видно, что на выбеге ротора при закрытом клапане подпитки 26 давление в предмасляных полостях турбины (кривая Р1) значительно ниже давления воздуха, отбираемого от компрессора (кривая Рк). При открытии клапана 26 в предмасляную полость 21 опор турбины по магистрали суфлирования 25 начинает поступать воздух, отобранный непосредственно от одной из последних ступеней компрессора или из газовоздушного тракта за последней ступенью компрессора, например, как показано на фиг.1, из вторичной зоны камеры сгорания, поддерживая на подвижных уплотнениях, отделяющих полость 21 от маслосистемы, давление P₂ .

Таким образом, на выбеге ротора обеспечивается перепад давления на подвижных уплотнениях, отделяющих предмасляные полости 18, 19, 20, 21 от маслосистемы двигателя, причем перепад давления на подвижных уплотнениях, отделяющих предмасляную полость 21 опор 6 турбины 7 от маслосистемы обеспечивается дополнительной подачей воздуха непосредственно в полость наддува 11 турбины, которая, как видно из приведенного графика, наиболее необходима на протяжении времени t₂.

Изобретение позволяет предотвратить выброс масла из масляной полости турбины и, тем самым, попадание масла на горячие элементы турбины, что повышает надежность работы двигателя и увеличивает его ресурс.