RU2017120125A

RU2017120125A - Turbine of a dual-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine, method for active thermal regulation of the radial clearance in the turbine of a dual-circuit gas turbine engine

Info

Publication number: RU2017120125A
Application number: RU2017120125A
Authority: RU
Inventors: Изольд Давидович Эскин; Николай Иванович Старцев; Сергей Викторинович Фалалеев
Priority date: 2017-06-07
Filing date: 2017-06-07
Publication date: 2018-12-10
Also published as: RU2704056C2; RU2017120125A3

Claims

1. Одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, содержащая одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины с полостями между ними, в которые поступает сжатый воздух из-за последней ступени компрессора высокого давления, и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку, над рабочим колесом турбины, охватывающую с кольцевым радиальным зазором рабочие лопатки ротора турбины, и упруго и герметично скрепленную с деталями, образующими внутренний корпус турбины, нагреватель, охватывающий кольцевую вставку с возможностью ее нагрева, воздухозаборник, регулятор расхода охлаждающего воздуха с приводом, бортовой компьютер и датчики, и нагреватель, привод регулятора расхода и датчики соединены электрическими связями с бортовым компьютером, отличающаяся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой и размещена в полости, отделенной от второго контура двигателя корпусом и вертикальной стенкой, совместно закрепленными на корпусе камеры сгорания, и кольцевая вставка кольцевыми выступами, выполненными на ее боковых сторонах, с натягом закреплена с возможностью теплового расширения в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и фланца, выполненного на внутренней части наружного корпуса ТВД, сопловой аппарат кольцевыми выступами также с натягом закреплен в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и корпуса камеры сгорания, в котором и в вертикальной стенке выполнены равнораспределенные по окружности отверстия, через которые из камеры сгорания поступает вторичный воздух в полости над сопловым аппаратом и кольцевой вставкой, а диск и рабочие лопатки колеса ТВД также охлаждаются вторичным воздухом, закрученным подкручивающим устройством перед поступлением на полотно диска, и наружное кольцо соплового аппарата, кольцевая вставка и внутренняя часть с фланцем наружного корпуса ТВД образуют внутренний герметичный корпус ТВД, кольцевой нагреватель СВЧ, или резистивный, или индукционный состоит из двух отдельных полуколец, выполненных каждое в виде металлического корпуса, внутри которого закреплен нагревательный элемент, и каждое полукольцо нагревателя закреплено на кольцевой вставке с возможностью радиального теплового расширения совместно с кольцевой вставкой и тангенциального теплового расширения относительно кольцевой вставки с помощью байонетного соединения с ней и шпонок, расположенных с натягом в ответных пазах байонетов кольцевой вставки и каждого полукольца в его среднем поперечном сечении, в кольцевую вставку диаметрально противоположно с натягом по трубной конической резьбе ввернуты два патрубка - патрубок - воздухозаборник для подвода охлаждающего воздуха из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки и патрубок отвода этого воздуха во второй контур или для охлаждения сопла, или для других целей, и каждый патрубок проходит через отверстие в наружном корпусе ТВД и в корпусной детали, герметично закрепленной на корпусе ТВД, соединение каждого патрубка с этой корпусной деталью уплотнено двумя парами поршневых колец, причем в каждой паре поршневых колец разрезы этих колец расположены диаметрально противоположно, на каждый патрубок навернута опора, или эта опора выполнена заодно целое с каждым из патрубков, и к этой опоре симметрично патрубку контровочными шайбами и винтами крепятся центральные опоры двух рессор, выполненных в виде многослойного пакета, сжатого распределенной нагрузкой, набранного из стальных, каленых или нагартованных, шлифованных лент, изготовленных из нержавеющей стали, покрытых износостойким покрытием, а сами рессоры своими концевыми опорами закреплены во втором контуре на наружном корпусе ТВД, таким образом, что продольная ось пакета располагается перпендикулярно оси двигателя, и при этом за счет упругой деформации пакета создано требуемое усилие упругой дополнительной фиксации кольцевой вставки, и пакет в центральной опоре и двух концевых опорах рессоры закреплен неподвижно с помощью двух заклепок, расположенных по бокам пакета без зазора в полукруглых выемках, выполненных в лентах, либо пакет в концевых опорах закреплен с возможностью смещения его концов вдоль его продольной оси в пределах прямого участка, выполненного в этом случае в центральной части полукруглых выемок, свободный конец патрубка - воздухозаборника со стороны потока воздуха во втором контуре косо срезан, а патрубок отвода воздуха соединен с трубопроводом, на выходе из которого установлен либо нормально открытый, либо нормально закрытый электропневмоклапан, и управление радиальными зазорами выполняется по командам бортового компьютера по способу п. 14, либо золотниковый распределитель с электромагнитным приводом, сконструированный так, что положение золотника, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе, причем электромагнитный привод выполнен с защитой от проворачивания и с пружиной возврата, включение и выключение нагревателя, и регулирование интенсивности его нагрева, открытие и закрытие подвода охлаждающего воздуха из второго контура и интенсивность этого подвода происходят по командам бортового компьютера, вырабатываемым программой соответственно сигналам датчиков - датчика оборотов двигателя и баростата по способу п. 13, либо датчиков, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам, по способу, аналогичному способу п. 15, и в наружном корпусе второго контура двигателя над расположением рессор выполнены прямоугольные лючки, герметично закрытые крышками, а в наружном корпусе ТВД выполнен патрубок, соединенный трубопроводом с промежуточной ступенью КВД, подающий охлаждающий воздух для охлаждения переднего соплового аппарата турбины среднего давления.1. A single-stage high pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine, comprising one cooled stage with a nozzle apparatus with cavities above and below it and a turbine rotor with a cooled impeller, and also a turbine stator containing at least , two turbine bodies with cavities between them, into which compressed air enters due to the last stage of the high-pressure compressor, and a radial clearance control system containing an annular insert y, above the turbine impeller, covering the rotor blades of the turbine rotor with an annular radial clearance, and elastically and hermetically fastened to the parts forming the turbine’s inner casing, a heater covering the annular insert with the possibility of heating, an air intake, an on-board cooling air flow regulator with a drive the computer and the sensors, and the heater, the drive of the flow controller and the sensors are electrically connected to the on-board computer, characterized in that the annular insert is hollow and sized is provided in a cavity separated from the second circuit of the engine by a housing and a vertical wall jointly fixed to the combustion chamber housing, and the annular insert with annular protrusions made on its lateral sides is tightened with thermal expansion in the reciprocal annular grooves of the vertical wall and the flange made on the inner part of the outer theater, the nozzle device with annular protrusions is also tightly fixed in the reciprocal annular grooves of the vertical wall and the housing of the combustion chamber in holes in the vertical wall are made equally distributed around the circumference through which secondary air enters the cavity above the nozzle apparatus and the annular insert from the combustion chamber, and the disk and impellers of the turbine engine wheel are also cooled by the secondary air swirling by a twisting device before entering the disk blade, and the outer ring of the nozzle apparatus, the annular insert and the inner part with the flange of the outer theater block form an internal sealed theater block, a microwave ring heater, or resistor explicit or induction consists of two separate half rings, each made in the form of a metal case, inside which a heating element is fixed, and each half of the heater is mounted on the ring insert with the possibility of radial thermal expansion together with the ring insert and tangential thermal expansion relative to the ring insert using a bayonet connections with it and dowels located with an interference fit in the mating grooves of the bayonet mounts of the annular insert and each half ring in its average transverse cross-section, two nozzles are screwed into the annular insert diametrically opposite with an interference fit through a conical pipe thread - a nozzle - an air intake for supplying cooling air from the second circuit to the inner cavity of the annular insert and a pipe for removing this air to the second circuit or for cooling the nozzle, or for other purposes, and each nozzle passes through an opening in the outer theater assembly and in the housing part, hermetically fixed to the theater assembly, the connection of each nozzle with this housing part is sealed with two pairs of piston rings, and in each pair of piston rings, the cuts of these rings are diametrically opposed, a support is screwed on each pipe, or this support is integral with each of the pipes, and the central bearings of two springs made by lock washers and screws are symmetrically connected to this pipe with support washers and screws in the form of a multilayer bag compressed by a distributed load, assembled from steel, hardened or caked, sanded tapes made of stainless steel, coated with a wear-resistant coating, and quarrels with their end supports are fixed in the second circuit on the outer housing of the theater, so that the longitudinal axis of the package is perpendicular to the axis of the engine, and at the same time due to the elastic deformation of the package, the required elastic additional fixing force of the annular insert is created, and the package in the central support and two end the spring supports are fixed motionless with two rivets located on the sides of the package without a gap in semicircular recesses made in ribbons, or the package in the end supports is fixed with the possibility of of its ends along its longitudinal axis within the straight section, made in this case in the central part of the semicircular recesses, the free end of the pipe — the air intake from the side of the air flow in the second circuit — is obliquely cut, and the pipe of the air exhaust is connected to the pipe at the outlet of which either normally open or normally closed solenoid valve, and radial clearance control is performed according to the commands of the on-board computer according to the method of clause 14, or a spool valve with electromagnetic a drive designed so that the position of the spool regulating the air flow in cruising mode at heights exceeding the height of the barostat H limit is fixed with a de-energized electromagnetic drive, and the electromagnetic drive is protected against rotation and with a return spring, turning the heater on and off, and the regulation of the intensity of its heating, the opening and closing of the supply of cooling air from the second circuit and the intensity of this supply occur on the instructions of the on-board computer a, developed by the program according to the signals of the sensors - the engine speed sensor and the barostat according to the method of clause 13, or the sensors measuring the size of the radial clearance by the blades, according to a method similar to the method of clause 15, and in the outer casing of the second motor circuit above the springs rectangular hatches, hermetically sealed with covers, and in the outer housing of the theater there is a pipe connected by a pipe to the intermediate stage of the HPC, supplying cooling air to cool the front nozzle ins medium pressure.

2. Одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 1, отличающаяся тем, что система подачи охлаждающего воздуха на полотно диска и рабочие лопатки ротора ТВД содержит трубопровод с заслонкой, соединяющий полость за последней ступенью КВД с полостью перед закруточным устройством, а сама система управления радиальными зазорами турбины управляется по варианту способа п. 13 с активным охлаждением полотна диска, или по способу, аналогичному способу п. 15.2. A single-stage high-pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 1, characterized in that the cooling air supply system to the blade web and the working blades of the turbine rotor contains a pipeline with a shutter connecting the cavity behind the last stage of the HPC with cavity in front of the swirling device, and the turbine radial clearance control system itself is controlled according to the method of p. 13 with active cooling of the disk web, or by a method similar to method at n. 15.

3. Одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по любому из пп. 1 и 2, отличающаяся тем, что на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки нанесен слой истираемого материала.3. A single-stage high pressure turbine of a dual-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to any one of paragraphs. 1 and 2, characterized in that on the inner working surface of the annular insert is applied a layer of abradable material.

4. Одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 3, отличающаяся тем, что каждая рессора собрана из прямых лент и сжата равномерно распределенной нагрузкой - давлением воздуха во втором контуре двигателя.4. A single-stage high-pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 3, characterized in that each spring is assembled from straight tapes and is compressed by a uniformly distributed load - air pressure in the second circuit of the engine.

5. Одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 3, отличающаяся тем, что каждая рессора собрана в следующей компоновке: ее пакет собран из лент одинаковой толщины, в центре его установлены две три и более гладких лент, на них с двух сторон установлены пакеты, собранные «гофр в гофр» из двух и более гофрированных лент таким образом, что вершины гофров одного пакета опираются на пакет гладких лент в тех же сечениях, что и вершины второго пакета, и шаг гофров гофрированных лент выбран таким, что в пролете пакета располагается только одна вершина, опирающаяся на пакет гладких лент в середине пролета, и под каждой опорой рессоры располагается только одна вершина гофра, а на пакеты гофрированных лент установлены пакеты, собранные из одной, двух и более гладких лент, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент полностью выпрямлены.5. A single-stage high-pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 3, characterized in that each spring is assembled in the following arrangement: its package is assembled from tapes of the same thickness, in the center there are two three or more smooth ones tapes, on both sides of them are packages assembled “corrugations into corrugations” of two or more corrugated ribbons in such a way that the vertices of the corrugations of one packet are supported by a packet of smooth ribbons in the same sections as the vertices of the second package, and the step of the corrugations of the corrugated tapes is chosen so that only one vertex is located in the span of the package, resting on the package of smooth ribbons in the middle of the span, and under each spring support there is only one vertex of the corrugation, and packets assembled from one , two or more smooth tapes, and in the assembled spring the corrugations of the corrugated tapes are fully straightened.

6. Одноступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 5, отличающаяся тем, что на пакеты гладких лент или непосредственно на пакеты гофрированных лент устанавливают по одной гладкой ленте с толщиной

, где k=5÷10, h - толщина внутренних лент пакета, и шаг гофрированных лент пакета выбран так, что в каждом пролете располагаются одна, две и более вершин гофров, и в собранной рессоре гофры гофрированных лент полностью выпрямлены.6. A single-stage high-pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 5, characterized in that one smooth tape with a thickness of one is installed on packages of smooth tapes or directly on packages of corrugated tapes

, where k = 5 ÷ 10, h is the thickness of the inner ribbons of the bag, and the step of the corrugated ribbons of the bag is chosen so that in each span there are one, two or more vertices of the corrugations, and in the collected spring the corrugations of the corrugated ribbons are completely straightened.

7. Двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, содержащая две охлаждаемых ступени с сопловыми аппаратами с полостями над ними и под ними и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом первой ступени, а также статор турбины, содержащий, по меньшей мере, два корпуса турбины с полостями между ними, и в полость первой ступени которого поступает сжатый воздух из-за последней ступени компрессора высокого давления, и систему регулирования радиального зазора каждой ступени турбины, содержащую кольцевую вставку, над рабочим колесом турбины, охватывающую с кольцевым радиальным зазором рабочие лопатки ротора турбины, и упруго и герметично скрепленную с деталями, образующими внутренний корпус турбины, нагреватель, охватывающий кольцевую вставку с возможностью ее нагрева, воздухозаборник, регулятор расхода охлаждающего воздуха с приводом, и датчики, и нагреватели, приводы регулятора расхода соединены электрическими связями с бортовым компьютером, отличающаяся тем, что кольцевая вставка первой ступени турбины выполнена пустотелой и размещена в полости, отделенной от второго контура двигателя корпусом и вертикальной стенкой, совместно закрепленными на корпусе камеры сгорания, и кольцевая вставка кольцевыми выступами, выполненными на ее боковых сторонах, с натягом закреплена с возможностью теплового расширения в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и фланца, выполненного на внутренней части наружного корпуса первой ступени ТВД, сопловой аппарат кольцевыми выступами также с натягом закреплен в ответных кольцевых канавках вертикальной стенки и корпуса камеры сгорания, в котором и в вертикальной стенке выполнены равнораспределенные по окружности отверстия, через которые из камеры сгорания поступает вторичный воздух в полости над сопловым аппаратом и кольцевой вставкой, а диск и рабочие лопатки колеса первой ступени ТВД также охлаждаются вторичным воздухом, закрученным подкручивающим устройством перед поступлением на полотно диска, кольцевой нагреватель СВЧ, или резистивный, или индукционный состоит из двух отдельных полуколец, выполненных каждое в виде металлического корпуса, внутри которого закреплен нагревательный элемент, и каждое полукольцо нагревателя закреплено на кольцевой вставке с возможностью радиального теплового расширения совместно с кольцевой вставкой и тангенциального теплового расширения относительно кольцевой вставки с помощью байонетного соединения с ней и шпонок, расположенных с натягом в ответных пазах байонетов кольцевой вставки и каждого полукольца в его среднем поперечном сечении, в кольцевую вставку диаметрально противоположно с натягом по трубной конической резьбе ввернуты два патрубка - патрубок - воздухозаборник для подвода охлаждающего воздуха из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки и патрубок отвода этого воздуха во второй контур или для охлаждения сопла, или для других целей, и каждый патрубок проходит через отверстие в наружном корпусе первой ступени ТВД и в корпусной детали, герметично закрепленной на этом корпусе ТВД, соединение каждого патрубка с этой корпусной деталью уплотнено двумя парами поршневых колец, причем в каждой паре поршневых колец разрезы этих колец расположены диаметрально противоположно, на каждый патрубок навернута опора, законтренная контровочной шайбой и круглой гайкой, и к этой опоре симметрично патрубку контровочными шайбами и винтами крепятся центральные опоры двух рессор первой ступени ТВД, выполненных в виде многослойного пакета, сжатого распределенной нагрузкой, набранного из стальных, каленых или нагартованных, шлифованных лент, изготовленных из нержавеющей стали, покрытых износостойким покрытием, а сами эти рессоры своими концевыми опорами закреплены во втором контуре на наружном корпусе камеры сгорания и на наружном корпусе первой ступени ТВД, таким образом, что продольная ось пакета располагается параллельно оси двигателя, и при этом за счет упругой деформации пакета создано требуемое усилие упругой дополнительной фиксации кольцевой вставки, причем одна из концевых опор выполнена общей для обеих рессор первой ступени, а другая - общей для четырех рессор - двух рессор первой ступени и двух конструктивно аналогичных рессор второй ступени, у которых общая вторая концевая опора закреплена на наружном корпусе первой ступени ТВД, а вторая концевая опора, общая для двух рессор второй ступени, закреплена на наружном корпусе второй ступени ТВД, и пакет каждой рессоры в центральной опоре и двух концевых опорах закреплен неподвижно с помощью двух заклепок, расположенных по бокам пакета без зазора в полукруглых выемках, выполненных в лентах, либо пакет в концевых опорах закреплен с возможностью смещения его концов вдоль его продольной оси в пределах прямого участка, выполненного в этом случае в центральной части полукруглых выемок, свободный конец патрубка - воздухозаборника со стороны потока воздуха во втором контуре косо срезан, а патрубок отвода воздуха соединен с трубопроводом, на выходе из которого установлен либо нормально открытый, либо нормально закрытый электропневмоклапан, а в наружном корпусе первой ступени ТВД выполнен патрубок, соединенный трубопроводом с промежуточной ступенью КВД, подающий охлаждающий воздух для охлаждения соплового аппарата второй ступени ТВД и через равнорасположенные по окружности отверстия в вертикальной стенке, закрепленной совместно с наружным корпусом второй ступени ТВД, в полость над кольцевой вставкой второй ступени ТВД, причем выбрана та промежуточная ступень КВД, которая обеспечивает незначительный перепад давления на наружном кольце соплового аппарата второй ступени ТВД, а сам сопловой аппарат крепиться в статоре ТВД с помощью кольцевых выступов, входящих с натягом в ответные кольцевые канавки, выполненные во фланце внутренней части наружного корпуса первой ступени ТВД и вертикальной стенке, кольцевая вставка второй ступени крепится к этой же вертикальной стенке и вертикальной стенке, выполненной заодно целое с наружным корпусом второй ступени ТВД, и наружное кольцо соплового аппарата первой ступени, ее кольцевая вставка, наружное кольцо соплового аппарата второй ступени, ее кольцевая вставка, элементы наружных корпусов ТВД, к которым крепятся эти детали, образуют внутренний герметичный корпус ТВД, кольцевая вставка, патрубок - воздухозаборник, патрубок отвода воздуха, нагреватель, корпусные детали, центральные опоры рессор и соединения этих деталей второй ступени ТВД конструктивно аналогичны этим деталям и их соединениям первой ступени, но могут отличаться от них только параметрами, а патрубок отвода воздуха второй ступени соединен с трубопроводом, на выходе из которого установлен либо нормально открытый, либо нормально закрытый электропневмоклапан, либо патрубки отвода охлаждающего воздуха первой и второй ступеней присоединены каждый к своему входу в золотниковый распределитель с электромагнитным приводом, сконструированный так, что каждая ступень либо имеет свой выход охлаждающего воздуха из золотникового распределителя, либо обе ступени имеют общий выход из него, и положение золотника, регулирующего расход воздуха, на крейсерском режиме, на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, фиксировалось при обесточенном электромагнитном приводе, причем электромагнитный привод выполнен с защитой от проворачивания и с пружиной возврата, включение и выключение нагревателей и регулирование интенсивности их нагрева, открытие и закрытие подвода охлаждающего воздуха из второго контура и интенсивность этого подвода обеих ступеней происходят по командам бортового компьютера, вырабатываемым программой соответственно сигналам датчиков, измеряющих размер радиального зазора по рабочим лопаткам, по способу п. 15, закрепленных в кольцевой вставке второй ступени, и в наружном корпусе второго контура двигателя над расположением рессор выполнены прямоугольные лючки, герметично закрытые крышками.7. A two-stage high pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine, comprising two cooled stages with nozzle devices with cavities above and below them, and a turbine rotor with a cooled impeller of the first stage, as well as a turbine stator containing at least two turbine bodies with cavities between them, and into the cavity of the first stage of which compressed air enters due to the last stage of the high pressure compressor, and the regulation system is glad the total gap of each stage of the turbine, containing an annular insert, above the impeller of the turbine, covering the rotor blades of the turbine rotor with an annular radial clearance, and elastically and hermetically fastened to the parts forming the turbine’s inner casing, a heater covering the annular insert with the possibility of heating, an air intake, a regulator of cooling air flow with a drive, and sensors, and heaters, drives of the flow regulator are connected by electrical connections to the on-board computer, characterized in that the rings the insert of the first stage of the turbine is hollow and placed in a cavity separated from the second circuit of the engine by a housing and a vertical wall jointly mounted on the combustion chamber body, and the annular insert with annular protrusions made on its lateral sides is tightened with thermal expansion in response the annular grooves of the vertical wall and flange made on the inner part of the outer casing of the first stage of the theater, the nozzle device is also tightly secured with ring protrusions in in the annular grooves of the vertical wall and the housing of the combustion chamber, in which holes are equally distributed around the circumference in the vertical wall, through which secondary air enters the cavity from the combustion chamber above the nozzle apparatus and the annular insert, and the disk and rotor blades of the wheel of the first stage of the turbine engine are also cooled secondary air, twisted by a tightening device before entering the disk blade, the microwave ring heater, either resistive or induction, consists of two separate half rings each made in the form of a metal casing inside which the heating element is fixed, and each half of the heater is mounted on the annular insert with the possibility of radial thermal expansion together with the annular insert and tangential thermal expansion relative to the annular insert by means of a bayonet connection with it and dowels located with interference in the reciprocal grooves of the bayonet mounts of the annular insert and each half ring in its average cross section, the diametric opposite to the annular insert with an interference fit on the conical pipe thread, two nozzles are screwed - a nozzle - an air intake for supplying cooling air from the second circuit to the internal cavity of the annular insert and a pipe for removing this air to the second circuit or for cooling the nozzle, or for other purposes, and each nozzle passes through an opening in the outer casing of the first stage of the theater and in the casing part, hermetically mounted on this casing of the theater, the connection of each nozzle with this case part is sealed with two pairs of piston rings, and in each pair the piston rings, the cuts of these rings are diametrically opposed, a support fixed by a lock washer and a round nut is screwed on each nozzle, and the central bearings of the two springs of the first stage of the theater are mounted symmetrically to the nozzle with lock washers and screws, made in the form of a multilayer packet, compressed , recruited from steel, hardened or caked, sanded tapes made of stainless steel, coated with a wear-resistant coating, and these springs themselves are their end the supports are fixed in the second circuit on the outer casing of the combustion chamber and on the outer casing of the first stage of the theater, so that the longitudinal axis of the package is parallel to the axis of the engine, and due to the elastic deformation of the package, the required additional elastic additional fixing force of the annular insert is created, one of the end supports are made common for both springs of the first stage, and the other is common for four springs - two springs of the first stage and two structurally similar springs of the second stage, in which the common second con the main support is fixed on the outer casing of the first stage of the theater, and the second end support, common to the two springs of the second stage, is fixed on the outer casing of the second stage of the theater, and the package of each spring in the central support and two end supports is fixed motionless with two rivets located along the sides of the bag without a gap in semicircular recesses made in ribbons, or the bag in the end supports is fixed with the possibility of displacement of its ends along its longitudinal axis within a straight section made in this case in the central part There are semicircular recesses, the free end of the air-intake pipe in the second circuit is obliquely cut off, and the air exhaust pipe is connected to a pipe, at the outlet of which either a normally open or normally closed electro-pneumatic valve is installed, and a pipe is made in the outer casing of the first stage of the theater connected by a pipeline to the intermediate stage of the HPC supplying cooling air for cooling the nozzle apparatus of the second stage of the HPT and through vertical holes equally spaced around the circumference the wall, fixed together with the outer casing of the second stage of the theater of operations, into the cavity above the annular insert of the second stage of the theater of operations, and the intermediate stage of the HPC is selected, which provides a slight pressure drop on the outer ring of the nozzle device of the second stage of the theater of operations, and the nozzle device is mounted in the stator of the theater with the help of annular protrusions that fit tightly into the mating annular grooves made in the flange of the inner part of the outer casing of the first stage of the theater and the vertical wall, the annular insert of the second stupa nor attached to the same vertical wall and vertical wall made integrally with the outer casing of the second stage of the theater, and the outer ring of the nozzle apparatus of the first stage, its ring insert, the outer ring of the nozzle apparatus of the second stage, its ring insert, elements of the outer casing of the theater, which these parts are attached to, form the internal sealed housing of the theater, an annular insert, a pipe - an air intake, a pipe for air exhaust, a heater, case parts, central springs and the connections of these parts of the second stage of the fuel assembly are structurally similar to these parts and their connections of the first stage, but they can differ only in parameters, and the branch pipe of the second stage air outlet is connected to the pipeline, at the outlet of which either a normally open or normally closed electro-pneumatic valve or cooling air outlet pipes are installed the first and second stages are each connected to their entrance to the spool valve with an electromagnetic drive, designed so that each stage either has its own output cooling of air from the spool distributor, or both stages have a common outlet from it, and the position of the spool regulating the air flow in cruise mode, at heights exceeding the height of the barostat limit H, was fixed with a de-energized electromagnetic drive, and the electromagnetic drive is protected against turning and with a return spring, turning heaters on and off and regulating the intensity of their heating, opening and closing the supply of cooling air from the secondary circuit and the intensity of this the supply of both stages occurs according to the on-board computer commands generated by the program according to the signals of the sensors measuring the size of the radial clearance by the working blades, according to the method of clause 15, mounted in the annular insert of the second stage, and rectangular hatches are made above the springs in the outer casing of the engine, hermetically sealed lids.

8. Двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 7, отличающаяся тем, что система подачи охлаждающего воздуха на полотно диска и рабочие лопатки ротора первой ступени ТВД содержит трубопровод с заслонкой, соединяющий полость за последней ступенью КВД с полостью перед подкруточным устройством первой ступени, а сама система управления радиальными зазорами турбины управляется по варианту способа по п. 15 с активным охлаждением полотна диска.8. A two-stage high pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 7, characterized in that the cooling air supply system to the disk blade and the rotor blades of the first stage of the turbine engine contains a pipeline with a shutter connecting the cavity after the last stage HPC with a cavity in front of the twisting device of the first stage, and the turbine radial clearance control system itself is controlled according to the method variant of claim 15 with active web cooling drive.

9. Двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по любому из пп. 7 и 8, отличающаяся тем, что ее рессоры выполнены по любому из пп. 4-6.9. Two-stage high pressure turbine of a dual-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to any one of paragraphs. 7 and 8, characterized in that its springs are made according to any one of paragraphs. 4-6.

10. Двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 9, отличающаяся тем, что на внутреннюю рабочую поверхность кольцевой вставки первой ступени нанесен слой истираемого материала, или слой истираемого материала нанесен на внутреннюю рабочую поверхность кольцевых вставок обеих ступеней ТВД, и в этом случае датчики, измеряющие радиальный зазор, смещены в гнездах кольцевой вставки второй ступени в радиальных направлениях на толщину истираемого слоя.10. A two-stage high pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 9, characterized in that a layer of abradable material is deposited on the inner working surface of the annular insert of the first stage, or a layer of abradable material is deposited on the inner working surface of the annular inserts both stages of the theater, and in this case, the sensors measuring the radial clearance are offset in the sockets of the ring insert of the second stage in radial directions by a thickness of iraemogo layer.

11. Двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по п. 10, отличающаяся тем, что гидравлические диаметры тракта, подающего охлаждающий воздух второго контура внутрь кольцевой вставки первой ступени, и отводящего его, больше гидравлического диаметра аналогичного тракта ее второй ступени, или наоборот.11. A two-stage high-pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to claim 10, characterized in that the hydraulic diameters of the path supplying the cooling air of the second circuit inside the annular insert of the first stage and exhausting it are larger than the hydraulic diameter of a similar path its second stage, or vice versa.

12. Двухступенчатая турбина высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине по любому из пп. 7-11, отличающаяся тем, что электрические параметры полуколец с проводниками резистивного нагревателя или катушками индукционного нагревателя различны у первой и второй ступени турбины и нагреватель каждой ступени ТВД работает по своей программе.12. Two-stage high pressure turbine of a dual-circuit gas turbine engine with active thermal regulation of the radial clearance in the turbine according to any one of paragraphs. 7-11, characterized in that the electrical parameters of the half rings with conductors of the resistive heater or coils of the induction heater are different for the first and second stages of the turbine and the heater of each stage of the turbine engine operates according to its own program.

13. Способ теплового активного управления радиальными зазорами одноступенчатой турбины высокого давления содержит операции управления радиальными зазорами, выполняемые по командам электронной системы двигателя по сигналам датчика оборотов ротора турбокомпрессора ВД и баростата, причем охлаждение диска и рабочих лопаток ротора ТВД воздухом из-за последней ступени КВД происходит пассивно - без команд этих датчиков, или активно - охлаждение этих деталей выключается на взлетном режиме и переходных режимах от взлетного режима к крейсерскому режиму, отличающийся тем, что все операции управления радиальными зазорами ТВД выполняются согласно полетному циклу по командам бортового компьютера по программе, разработанной на основе эксперимента для всего полетного цикла, обеспечивающей хорошие значения КПД, С_р и характеристики его тяги и безопасность работы двигателя, исключающую врезание рабочих лопаток и провал тяги на взлете, которая выполняется в следующей последовательности: перед запуском двигателя включается нагреватель, который отключается через определенный промежуток времени, двигатель запускается и на форсированных режимах включается охлаждение кольцевой вставки воздухом второго контура, подаваемым в ее внутреннюю полость с заданным законом изменения по оборотам и времени, интенсивностью, которая достигает максимального значения на взлетном режиме, причем пассивное охлаждение диска и рабочих лопаток ротора ТВД выполняется на всех рабочих режимах двигателя и не регулируется системой управления радиальными зазорами, и на режиме, переходном от взлетного режима на крейсерский режим кольцевая вставка охлаждается воздухом второго контура с интенсивностью, постепенно снижающейся по задаваемому программой компьютера закону до уровня, потребного на крейсерском режиме на высотах, превышающих высоту ограничения по баростату Н, а при указанном активном охлаждении диска и рабочих лопаток ротора ТВД выполняется заданный закон охлаждения кольцевой вставки воздухом второго контура, также снижающийся до того же уровня на крейсерском режиме, но с большими градиентами снижения интенсивности по оборотам двигателя, и на дросселируемых режимах полетного цикла выключается охлаждение кольцевой вставки воздухом второго контура и включается ее нагрев нагревателем с интенсивностью, постепенно снижающейся по заданному закону с уменьшением оборотов двигателя, и выключение нагревателя и останов двигателя, и возбуждаемые колебания кольцевой вставки и скрепленных с ней деталей на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами.13. The method of thermal active control of the radial gaps of a single-stage high-pressure turbine includes radial clearance control operations performed according to the engine electronic system signals from the rotational speed sensor of the VD turbocompressor and the barostat, and the disk and rotor blades of the turbine engine rotor are cooled by air because of the last stage of the HPC passively - without commands from these sensors, or actively - the cooling of these parts is turned off during take-off mode and transitional modes from take-off mode to cruising th mode, characterized in that all radial clearances theater management operations are performed according to the flight cycle on commands board according to the program computer, developed on experimental basis for the entire flight cycle, providing good efficiencies, C _p, and the characteristics of its traction and safety operation of the engine, excluding insertion of working blades and failure of the takeoff thrust, which is performed in the following sequence: before starting the engine, a heater is turned on, which is turned off after a certain interval a terrible time, the engine starts and in forced modes the cooling of the annular insert is turned on with secondary air supplied to its internal cavity with a predetermined law of change in speed and time, with an intensity that reaches its maximum value in take-off mode, and passive cooling of the disk and rotor blades of the turbine engine performed at all operating modes of the engine and is not regulated by the radial clearance control system, and in the mode transitioning from take-off mode to cruising mode, the annular the insert is cooled by the air of the second circuit with an intensity that gradually decreases according to the law specified by the computer program to the level required at cruising mode at heights exceeding the height of the barostat limit N, and with the indicated active cooling of the disk and rotor blades of the theater rotor, the specified law of cooling the annular insert by air is fulfilled the secondary circuit, also decreasing to the same level in cruise mode, but with large gradients of intensity reduction in engine speed, and in throttled p In the flight cycle, the cooling of the annular insert is turned off by the air of the second circuit and its heating is turned on by an heater with an intensity that gradually decreases according to a given law with a decrease in engine speed, and the heater is turned off and the engine is stopped, and the excited vibrations of the annular insert and parts attached to it are applied at all engine operating modes effectively damped by special dampers.

14. Способ теплового активного управления радиальными зазорами одноступенчатой турбины высокого давления содержит регулирование радиального зазора путем нагрева кольцевой вставки нагревателем на режимах малого газа и переходных режимах с оборотами, большими оборотов крейсерского режима, отличающийся тем, что все операции управления радиальными зазорами ТВД выполняются согласно полетному циклу по командам бортового компьютера по программе, разработанной на основе эксперимента для всего полетного цикла, обеспечивающей хорошие значения КПД, С_р и характеристики его тяги и безопасность работы двигателя, исключающую врезание рабочих лопаток и провал тяги на взлете, которая выполняется в следующей последовательности: перед запуском двигателя включается нагреватель, который отключается через определенный промежуток времени, двигатель запускается, в случае установки на выходе охлаждаемого воздуха, подаваемого из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки, нормально открытого электропневмоклапана, этот воздух подается во внутреннюю полость кольцевой вставки на переходных форсированных режимах, на режиме малого газа в составе режимов форсирования двигателя, взлетном режиме, переходных режимах от взлетного к крейсерскому и на крейсерском режиме, затем электропневмоклапан закрывается и прекращается подача охлаждающего воздуха из второго контура, и включается нагреватель, нагревающий кольцевую вставку на дросселируемых переходных режимах, нагреватель отключается до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток, а в случае установки на выходе охлаждаемого воздуха, подаваемого из второго контура во внутреннюю полость кольцевой вставки, нормально закрытого электропневмоклапана, после отключения нагревателя при запуске двигателя электропневмоклапан открывается и держится открытым на всех переходных форсированных режимах, на режиме малого газа в составе режимов форсирования двигателя, взлетном режиме, переходных режимах от взлетного к крейсерскому, затем электропневмоклапан обесточивается и закрывается и охлаждающий воздух второго контура не поступает во внутреннюю полость вплоть до полного останова двигателя, а на крейсерском режиме кольцевая вставка охлаждается пассивно только воздухом, поступающим из-за последней ступени КВД, включается нагреватель, нагревающий кольцевую вставку на дросселируемых переходных режимах, нагреватель отключается до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток, и возбуждаемые колебания кольцевой вставки и скрепленных с ней деталей на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами.14. The method of thermal active control of the radial clearances of a single-stage high-pressure turbine comprises adjusting the radial clearance by heating the annular insert with a heater in idle and transition modes with revolutions higher than the cruise speed, characterized in that all operations of controlling the radial clearances of the theater of operations are performed according to the flight cycle on board computer commands according to a program developed on the basis of an experiment for the entire flight cycle, providing good values efficiency, С _p and the characteristics of its thrust and engine operation safety, excluding the insertion of working blades and failure of the thrust during take-off, which is performed in the following sequence: before starting the engine, the heater turns on, which turns off after a certain period of time, the engine starts, if installed on the outlet of the cooled air supplied from the second circuit to the inner cavity of the annular insert, a normally open electro-pneumatic valve, this air is supplied to the inner cavity of the annular sun avkas in transient forced modes, in idle mode as a part of engine boosting modes, take-off mode, transient modes from take-off to cruising and in cruising mode, then the electropneumatic valve closes and the supply of cooling air from the secondary circuit stops and the heater heating the ring insert to throttling transitional modes, the heater is turned off until the engine stops at coasting speed, eliminating the possibility of cutting the blades, and if not installed the outlet of the cooled air supplied from the second circuit to the inner cavity of the annular insert, a normally closed electro-pneumatic valve, after the heater is turned off when the engine is started, the electro-pneumatic valve opens and keeps open in all transient forced modes, in the idle mode as part of the engine boost modes, take-off mode, transient modes from take-off to cruising, then the electro-pneumatic valve deenergizes and closes and the cooling air of the second circuit does not enter the internal the entire cavity until the engine is completely stopped, and in cruising mode the ring insert is cooled passively only by the air coming from the last stage of the HPC, the heater is turned on, heating the ring insert on the throttle transition modes, the heater is turned off until the engine stops completely at coasting speed, eliminating the possibility of the insertion of the working blades, and the excited vibrations of the annular insert and the parts attached to it at all engine operating modes are effectively damped by special dampers.

15. Способ теплового активного управления радиальными зазорами двухступенчатой турбины высокого давления содержит регулирование зазора по командам бортового компьютера, получающего сигналы от датчиков, измеряющих радиальный зазор, отличается тем, что компьютер выдает команды по сигналам датчиков, измеряющих радиальный зазор, закрепленных в кольцевой вставке второй ступени ТВД, перед запуском двигателя компьютер определяет величину наименьшего из замеренных датчиками зазоров, включает нагреватели и кольцевые вставки перед запуском двигателя прогреваются нагревателями до получения величины этого радиального зазора δ_ц, возможно меньшей, но большей суммарной величины вытяжки лопаток и замковой части диска турбины высокого давления под действием центробежных сил той ступени турбины, у которой эта суммарная величина больше, двигатель запускается, и, если на форсированных режимах полетного цикла измеряемые радиальные зазоры растут, нагреватель выключается, компьютер на каждом шаге изменения интенсивности охлаждения кольцевых вставок из записанных сигналов с каждого датчика формирует свою группу из n=1, 2, 3, … периодов изменения величины зазоров, и в каждом периоде вычисляет разность между наибольшей и наименьшей величиной этих зазоров, из всех групп для датчиков второй ступени турбины отдельно выбирает наибольшую по величине разность, определяет соответствующий ей меньший зазор и сравнивает его величину с минимально допустимой и возможной для данного двигателя величиной этого зазора δ_min, если этот меньший зазор больше минимально допустимой величины этого зазора δ_min, то по команде компьютера нагреватель, если он был включен, отключается, и элемент, регулирующий расход охлаждающего воздуха, поступающего из второго контура во внутренние полости кольцевых вставок - золотник, на каждом шаге регулирования смещается и открывает некоторую площадь отверстий, через которые сбрасывается этот охлаждающий воздух, на переходных форсированных режимах и на стационарном режиме - малом газе эти операции непрерывно повторяются пока меньший зазор, определенный на этой операции, у второй ступени турбины не достигнет величины минимально допустимой и возможной для данного двигателя, максимальная интенсивность охлаждения кольцевых вставок достигается на взлетном режиме при полном открытии этих отверстий, и обеспечено исключение провала тяги на взлетном режиме двигателя, причем охлаждение диска и рабочих лопаток первой ступени ротора ТВД воздухом из-за последней ступени КВД происходит на всех рабочих режимах двигателя пассивно - без управляющих команд компьютера, или на взлетном режиме и переходных режимах от взлетного режима к крейсерскому режиму активно - охлаждение этих деталей выключается, и на крейсерском режиме, на высотах, больших высоты Н ограничения по баростату, положение золотника, требуемое для поддержания в интервале δ_min≤δ≤δ_μιν+0,1 мм наименьшей из замеряемых величин радиального зазора, сохраняется до окончания крейсерского режима при отсутствии питания электромагнитного привода, если не происходит такого экстремального изменения полетных условий, которые недопустимо изменяют меньший зазор, определяемый компьютером, в этом случае соответственно увеличению/уменьшению этого зазора производиться включение нагревателей или смещение золотника в новое сохраняемое положение, обеспечивающие равенство с допуском +0,1 мм меньшего зазора величине минимально допустимой и возможной для данного двигателя, а на дросселируемых режимах двигателя золотник полностью перекрывает отверстия, подающие охлаждающий воздух из второго контура во внутренние полости кольцевых вставок, включаются нагреватели и компьютер на каждом шаге изменения интенсивности нагревания таким же образом, как и на форсированных режимах, выбирает меньший зазор, управляет включением/ выключением нагревателей и изменением интенсивности нагрева пока меньший зазор не установится в интервале δ_min≤δ≤δ_min+0,1÷0,2 мм, нагреватели отключаются до полного останова двигателя на оборотах выбега, исключающих возможность врезания рабочих лопаток, и при повторной приемистости, в ее начале, компьютер сравнивает выбранный известным образом меньший зазор второй ступени двухступенчатой турбины, с величиной этого радиального зазора δ_ц, возможно меньшей, но большей на 0,1÷0,2 мм суммарной вытяжки лопаток и замковой части диска второй ступени под действием центробежных сил, и если меньший зазор больше этой величины, то регулирование радиального зазора осуществляется изменением интенсивности охлаждения, также как на форсированных режимах двигателя, а если меньше, то вначале перед повторным запуском двигателя включаются нагреватели, и при достижении меньшим зазором величины на 0,1÷0,2 мм, большей величины δ_ц дальнейшее регулирование радиального зазора осуществляется изменением интенсивности охлаждения, также как на форсированных режимах двигателя, и возбуждаемые колебания системы регулирования радиальных зазоров на всех режимах работы двигателя эффективно гасятся специальными демпферами.15. The method of thermal active control of the radial gaps of a two-stage high-pressure turbine comprises adjusting the gap by the commands of the on-board computer receiving signals from sensors measuring the radial clearance, characterized in that the computer issues commands by the signals of sensors measuring the radial clearance, fixed in the ring insert of the second stage Theater, before starting the engine, the computer determines the smallest of the clearances measured by the sensors, includes heaters and ring inserts before starting vigatelya are heated by heaters to obtain the value of the radial clearance δ _i, the least possible, but a larger total value of drawing the blades and the hinge portion of the disc the high pressure turbine by the centrifugal force of the turbine stage, in which this sum is greater, the engine is started, and if forced flight cycle modes, the measured radial gaps increase, the heater turns off, the computer at each step of changing the cooling intensity of the ring inserts from the recorded signals from each o the sensor forms its own group of n = 1, 2, 3, ... periods of change in the size of the gaps, and in each period calculates the difference between the largest and smallest values of these gaps, of all groups for sensors of the second stage of the turbine separately selects the largest difference, determines the corresponding smaller gap and compares its value with the minimum allowable and possible for this engine value of this gap δ _min , if this smaller gap is greater than the minimum allowable value of this gap δ _min , then by the computer command if it was turned on, it turns off, and the element that regulates the flow of cooling air coming from the second circuit into the internal cavities of the annular inserts - the spool, at each step of regulation is displaced and opens a certain area of the holes through which this cooling air is discharged on transitional forced modes and in stationary mode - low gas, these operations are continuously repeated until the smaller clearance defined in this operation, at the second stage of the turbine reaches the minimum permissible value and possible for this engine, the maximum cooling rate of the annular inserts is achieved in the take-off mode when these holes are fully open, and thrust failure is excluded in the take-off mode of the engine, and the disk and rotor blades of the first stage of the theater rotor are cooled by air because of the last stage of the HPC all engine operating modes are passive - without take-off command from the computer, or in take-off mode and transition modes from take-off mode to cruising mode is active - cooling of these parts minutes off, and in cruising mode, at heights greater than the height H of the barostat restriction valve position required to maintain the range of δ _min ≤δ≤δ _μιν +0,1 mm smallest of the measured values of the radial gap is maintained until the end of the cruise mode in the absence of power to the electromagnetic drive, if such an extreme change in flight conditions does not occur that unacceptably change the smaller gap determined by the computer, in this case, an increase / decrease in this gap is carried out I turn on the heaters or shift the spool to a new maintained position, ensuring equality with a tolerance of +0.1 mm of a smaller gap to the minimum allowable and possible for a given engine, and in throttling modes of the engine, the spool completely covers the holes supplying cooling air from the second circuit to the internal cavities ring inserts, heaters are turned on and the computer at each step of changing the intensity of heating in the same way as in forced modes, selects a smaller gap, controls an on / off the heaters and changes the intensity of heating while a smaller gap is not located in the range of δ _{_min} ≤δ≤δ _min + 0,1 ÷ 0,2 mm, the heaters are turned off to stop the motor at full speed overrun, excluding the possibility of insertion of rotor blades, and with repeated throttle response, at its beginning, the computer compares the smaller gap of the second stage of the two-stage turbine selected in a known manner with the value of this radial clearance δ _c , possibly smaller, but larger by 0.1 ÷ 0.2 mm of the total exhaust of the blades and the locking part ska of the second stage under the action of centrifugal forces, and if the smaller clearance is greater than this value, then the radial clearance is controlled by changing the cooling intensity, as in forced engine modes, and if it is less, then the heaters turn on before restarting the engine, and when the clearance is less values of 0.1 ÷ 0.2 mm, of a larger value of δ _c, further regulation of the radial clearance is carried out by changing the cooling intensity, as well as in forced modes of the engine, and the fluctuations in the radial clearance control system at all engine operating modes are effectively damped by special dampers.