RU2634444C1 - Device for starting gas turbine engine - Google Patents

Device for starting gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2634444C1
RU2634444C1 RU2016148278A RU2016148278A RU2634444C1 RU 2634444 C1 RU2634444 C1 RU 2634444C1 RU 2016148278 A RU2016148278 A RU 2016148278A RU 2016148278 A RU2016148278 A RU 2016148278A RU 2634444 C1 RU2634444 C1 RU 2634444C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air supply
pressure air
profile
turbine
supply system
Prior art date
Application number
RU2016148278A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Александрович Канахин
Евгений Ювенальевич Марчуков
Ирина Михайловна Стародумова
Original Assignee
Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") filed Critical Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо")
Priority to RU2016148278A priority Critical patent/RU2634444C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2634444C1 publication Critical patent/RU2634444C1/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26Starting; Ignition

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: engine devices and pumps.
SUBSTANCE: device for starting the gas turbine engine comprises a rotor formed by a compressor, a turbine and a shaft connecting thereof, a combustion chamber, an auxiliary power plant, a pipeline connecting the auxiliary power plant with a turbine cooling system incorporating nozzle vanes with inner duct connected with turbine flow passage portion through slots in outlet edges of the nozzle vanes, and a working wheel with a disc and working blades. The device is equipped with a high pressure air supply system, a low pressure air supply system, a valve located in the high-pressure air supply system, an additional valve located in the low-pressure air supply system, an air duct formed in the inner path of the turbine nozzle blades, a stator twist device, a blade-free diffuser, high-pressure air supply channels, low-pressure air supply channels, and working blades having an internal cavity divided along the mean line of the profile by a partition forming a channel adjacent to a profile trough, and a channel adjacent to the back of the profile. The channel adjoining the profile trough is successively communicated through the high pressure air supply channels, the blade-free diffuser, the stator twist device, the air duct, and with the high pressure air supply system and with the auxiliary power unit. The channel adjoining the profile back is communicated through the low pressure air supply channels with the low pressure air supply system. The channels adjacent to the trough and back of the profile, through the perforations on the trough and back, are respectively connected to the turbine flow part. The channels of the stator twisting device are directed towards rotation direction of the working wheel.
EFFECT: simplify and increase the reliability of the launch, expand the launch range, reduce the weight of the system.
5 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей.The invention relates to the field of aviation technology, in particular to methods for starting aircraft turbojet engines.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является раскрытое в описании патента на способ запуска газотурбинного двигателя устройство для запуска газотурбинного двигателя, содержащее ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками (патент РФ №2241844, МПК F02С 7/26, опубл. 10.12.2004 г.).The closest in technical essence and the achieved result is a device for starting a gas turbine engine disclosed in the description of a patent for a method for starting a gas turbine engine, comprising a rotor formed by a compressor, a turbine and a shaft connecting them, a combustion chamber, an auxiliary power unit, a pipeline connecting an auxiliary power unit with a turbine cooling system containing nozzle blades with an internal path connected to the turbine flow through slots in the outlet edges with of optical blades and an impeller with a disk and rotor blades (RF patent No. 2241844, IPC F02C 7/26, publ. 10.12.2004).

В этом случае запуск двигателя осуществляется путем подачи сжатого воздуха из вспомогательной силовой установки в систему охлаждения турбины, а именно в сопловые лопатки и далее через щели выходных кромок последних в проточную часть, где воздух, попадая на рабочие лопатки, создает крутящий момент на рабочем колесе. Недостатком здесь является то, что подача воздуха только через щели выходных кромок сопловых лопаток в проточную часть имеет низкую удельную мощность, что является недостаточным для надежного запуска, особенно при эксплуатации в различных климатических условиях. Можно увеличить удельную мощность вспомогательной силовой установки за счет увеличения размерности самой установки, но это значительно увеличивает ее габариты и вес, или подвести к ротору механическую энергию, что значительно усложняет процесс запуска, особенно в экстремальных условиях для запуска (при высоких температурах окружающей среды, высокогорных условиях, на режимах авторотации), а также снижает надежность запуска из-за высокой вероятности поломки элементов трансмиссии.In this case, the engine is started by supplying compressed air from the auxiliary power unit to the turbine cooling system, namely, into the nozzle blades and then through the slits of the outlet edges of the latter into the flow part, where the air entering the blades creates torque on the impeller. The disadvantage here is that the air supply only through the slots of the outlet edges of the nozzle blades into the flow part has a low specific power, which is insufficient for reliable start-up, especially when operating in various climatic conditions. It is possible to increase the specific power of the auxiliary power plant by increasing the dimension of the installation itself, but this significantly increases its dimensions and weight, or bring mechanical energy to the rotor, which greatly complicates the starting process, especially in extreme conditions for starting (at high ambient temperatures, high altitude conditions, in autorotation modes), and also reduces the reliability of the launch due to the high probability of failure of transmission elements.

Задача изобретения: упрощение и повышение надежности запуска двигателя.The objective of the invention: to simplify and improve the reliability of starting the engine.

Ожидаемый технический результат: повышение удельной мощности раскрутки ротора при запуске двигателя, а также уменьшение веса конструкции.The expected technical result: an increase in the specific power of the spin of the rotor at engine start, as well as a decrease in the weight of the structure.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что известное устройство для запуска газотурбинного двигателя, содержащее ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками, по предложению, снабжено системой подвода воздуха высокого давления, системой подвода воздуха низкого давления, клапаном, размещенным в системе подвода воздуха высокого давления, дополнительным клапаном, размещенным в системе подвода воздуха низкого давления, воздуховодом, выполненным во внутреннем тракте сопловых лопаток турбины, аппаратом закрутки статора, безлопаточным диффузором, каналами подвода воздуха высокого давления, каналами подвода воздуха низкого давления, и рабочими лопатками, имеющими внутреннюю полость, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой, образующей канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля, при этом канал, примыкающий к корыту профиля, последовательно сообщен через каналы подвода воздуха высокого давления, безлопаточный диффузор, аппарат закрутки статора, воздуховод, и с системой подвода воздуха высокого давления и со вспомогательной силовой установкой, а канал, примыкающий к спинке профиля, сообщен через каналы подвода воздуха низкого давления с системой подвода воздуха низкого давления, причем каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке соответственно сообщены с проточной частью турбины, а каналы аппарата закрутки статора направлены в сторону вращения рабочего колеса.The expected technical result is achieved by the fact that the known device for starting a gas turbine engine, comprising a rotor formed by a compressor, a turbine and a shaft connecting them, a combustion chamber, an auxiliary power unit, a pipeline connecting an auxiliary power unit with a cooling system of a turbine containing nozzle vanes with an internal the path associated with the turbine flow through slots in the outlet edges of the nozzle blades, and the impeller with a disk and impellers, on offer, supply about the high-pressure air supply system, the low-pressure air supply system, a valve located in the high-pressure air supply system, an additional valve located in the low-pressure air supply system, an air duct made in the inner path of the turbine nozzle vanes, a stator swirl device, a bezelless diffuser , high pressure air supply channels, low pressure air supply channels, and rotor blades having an internal cavity divided along the midline of fillet with a partition forming a channel adjacent to the profile trough, and a channel adjacent to the profile back, while the channel adjacent to the profile trough is successively communicated through high pressure air supply channels, a bladeless diffuser, a stator swirl apparatus, an air duct, and with a supply system high-pressure air and with an auxiliary power unit, and the channel adjacent to the back of the profile is communicated through low-pressure air supply channels to the low-pressure air supply system, the channels adjacent to the back and the back of the profile, through the perforations on the trough and the back, respectively, are connected with the flow part of the turbine, and the channels of the stator spinning apparatus are directed towards the rotation of the impeller.

Снабжение устройства системой подвода воздуха высокого давления и системы подвода воздуха низкого давления позволяет иметь два автономных источника подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины с требуемым уровнем давления.Providing the device with a high-pressure air supply system and a low-pressure air supply system allows two autonomous sources of cooling air supply to the working blades of the turbine with the required pressure level.

Снабжение клапаном, размещенным в системе подвода воздуха высокого давления, позволяет перекрывать воздух, идущий в систему охлаждения турбины на режимах запуска, а на стационарных режимах при открытии клапана обеспечивать подачу охлаждающего воздуха к сопловым и рабочим лопаткам турбины.Providing a valve located in the high-pressure air supply system allows you to block the air flowing into the turbine cooling system in start-up modes, and in stationary modes, when the valve is opened, to provide cooling air to the nozzle and working blades of the turbine.

Снабжение дополнительным клапаном, размещенным в системе подвода воздуха низкого давления, позволяет перекрывать воздух, идущий на рабочие лопатки турбины на режимах запуска, а на стационарных режимах при открытии дополнительного клапана обеспечивать подачу охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины.Providing an additional valve located in the low-pressure air supply system makes it possible to block the air flowing to the turbine blades in start-up modes, and in stationary modes, when the additional valve is opened, it can provide cooling air to the turbine blades.

Снабжение рабочими лопатками, имеющими внутреннюю полость, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой, образующей канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля и сообщение канала, примыкающего к корыту профиля, через каналы подвода воздуха высокого давления, безлопаточный диффузор, аппарат закрутки статора, воздуховод, с системой подвода воздуха высокого давления, а канала, примыкающего к спинке профиля, через каналы подвода воздуха низкого давления с системой подвода воздуха низкого давления позволяет запитать канал, примыкающий к спинке профиля, более «дешевым» с точки зрения термодинамики двигателя воздухом низкого давления, поскольку на спинке профиля рабочей лопатки турбины происходит разгон воздушного потока, в результате которого давление вдоль спинки профиля падает, а канал, примыкающий к корыту профиля, воздухом высокого давления, поскольку на корыте профиля рабочей лопатки турбины разгон воздушного потока происходит медленнее, чем на спинке профиля, поэтому давление вдоль корыта профиля значительно выше, чем на спинке профиля, таким образом, требуется источник воздуха высокого давления.Supply of working blades having an internal cavity, divided along the midline of the profile by a partition forming a channel adjacent to the profile trough, and a channel adjacent to the profile back and communication of the channel adjacent to the profile trough, through high-pressure air supply channels, bezoplatochny diffuser, apparatus stator swirls, duct, with a high pressure air supply system, and a channel adjacent to the back of the profile through low pressure air supply channels with a low pressure air supply system It makes it difficult to feed the channel adjacent to the back of the profile, which is “cheaper” from the point of view of engine thermodynamics with low pressure air, since the air stream accelerates on the back of the turbine blade profile, as a result of which the pressure along the back of the profile drops, and the channel adjacent to the profile trough , high-pressure air, since on the trough of the profile of the turbine blade, the acceleration of the air flow is slower than on the back of the profile, so the pressure along the trough of the profile is much higher than on the back Profile thus requires a source of high pressure air.

Сообщение канала, примыкающего к корыту профиля, и с системой подвода воздуха высокого давления и с вспомогательной силовой установкой, позволяет на режимах запуска подавать воздух от вспомогательной силовой установки в систему охлаждения турбины, а на режимах выше режима «малого газа» и стационарных режимах подавать охлаждающий воздух из системы подвода воздуха высокого давления, тем самым обеспечивая раскрутку на режимах запуска и охлаждение элементов турбины на стационарных режимах.The communication of the channel adjacent to the profile trough with both the high pressure air supply system and the auxiliary power unit allows air to be supplied from the auxiliary power unit to the turbine cooling system in start-up modes, and in cooling modes above the “low gas” mode and stationary modes air from the high-pressure air supply system, thereby ensuring the promotion of the starting modes and cooling of the turbine elements in stationary modes.

Сообщение каналов, примыкающих к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия с проточной частью турбины, позволяет обеспечить требуемое температурное состояние пера рабочей лопатки турбины на стационарных режимах работы двигателя, а на режимах запуска при подаче воздуха от вспомогательной силовой установки в канал, примыкающий к корыту профиля, и перекрытию подачи воздуха в канал, примыкающий к спинке профиля, обеспечить выброс струи воздуха из перфорационных отверстий на корыте профиля, создавая тем самым крутящий момент на рабочем колесе турбины.The communication of the channels adjacent to the trough and the back of the profile through perforations with the turbine flow part ensures the required temperature state of the turbine blade pen in stationary engine operation modes, and in start-up modes when air is supplied from the auxiliary power unit to the channel adjacent to the trough profile, and shutting off the air supply to the channel adjacent to the back of the profile, to ensure the ejection of a stream of air from the perforation holes on the trough of the profile, thereby creating torque on the impeller of the turbine.

Направление каналов аппарата закрутки статора в сторону вращения рабочего колеса является необходимым условием, поскольку только в этом случае при запуске поток воздуха, выходящий из каналов аппарата закрутки статора, будет раскручивать ротор.The direction of the channels of the stator spinning device in the direction of rotation of the impeller is a necessary condition, since only in this case when starting the air flow coming out of the channels of the stator spinning device will spin the rotor.

На фиг. 1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a gas turbine engine.

На фиг. 2 показано сечение профиля рабочей лопатки турбины.In FIG. 2 shows a cross section of the profile of a turbine blade.

На фиг. 3 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий канал, примыкающий к корыту профиля.In FIG. 3 is a longitudinal section through a turbine rotor blade showing a channel adjacent to a profile trough.

На фиг. 4 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий канал, примыкающий к спинке профиля.In FIG. 4 is a longitudinal section through a turbine rotor blade showing a channel adjacent to a profile back.

На фиг. 5 показан разрез по каналам аппарата закрутки статора в направлении вращения рабочего колеса.In FIG. 5 shows a section through the channels of the stator spin apparatus in the direction of rotation of the impeller.

Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор 1, образованный компрессором 2, турбиной 3 и валом 4, соединяющим их, камеру сгорания 5, вспомогательную силовую установку 6, трубопровод 7, соединяющий вспомогательную силовую установку 6 с системой охлаждения турбины 8, содержащей сопловые лопатки 9 с внутренним трактом 10, связанным с проточной частью турбины 11 через щели в выходных кромках 12 сопловых лопаток 9, и рабочее колесо 13 с диском 14 и рабочими лопатками 15.A device for starting a gas turbine engine comprises a rotor 1 formed by a compressor 2, a turbine 3 and a shaft 4 connecting them, a combustion chamber 5, an auxiliary power unit 6, a pipe 7 connecting an auxiliary power unit 6 with a cooling system of a turbine 8 containing nozzle blades 9 s the internal path 10 associated with the flow part of the turbine 11 through the slots in the output edges 12 of the nozzle blades 9, and the impeller 13 with the disk 14 and the working blades 15.

Также устройство для запуска содержит систему подвода воздуха высокого давления 16, систему подвода воздуха низкого давления 17, клапан 18, размещенный в системе подвода воздуха высокого давления 16, дополнительный клапан 19, размещенный в системе подвода воздуха низкого давления 17, воздуховод 20, выполненный во внутреннем тракте 10 сопловых лопаток 9 турбины 3, аппарат закрутки статора 21, безлопаточный диффузор 22, каналы подвода воздуха высокого давления 23 и каналы подвода воздуха низкого давления 24.The starting device also includes a high pressure air supply system 16, a low pressure air supply system 17, a valve 18 located in the high pressure air supply system 16, an additional valve 19 located in the low pressure air supply system 17, an air duct 20 made in the inner the path 10 of the nozzle blades 9 of the turbine 3, the stator spinning apparatus 21, the bladeless diffuser 22, the high pressure air supply channels 23 and the low pressure air supply channels 24.

Рабочие лопатки 15 имеют внутреннюю полость 25, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой 26, образующей канал, примыкающий к корыту профиля 27, и канал, примыкающий к спинке профиля 28.The working blades 15 have an internal cavity 25, divided along the midline of the profile by a partition 26 forming a channel adjacent to the trough of the profile 27, and a channel adjacent to the back of the profile 28.

Канал, примыкающий к корыту профиля 27, последовательно сообщен через каналы подвода воздуха высокого давления 23, безлопаточный диффузор 22, аппарат закрутки статора 21, воздуховод 20, и с системой подвода воздуха высокого давления 16 и с вспомогательной силовой установкой 6.A channel adjacent to the trough of profile 27 is successively communicated through high pressure air supply channels 23, a bezelless diffuser 22, a stator swirl apparatus 21, an air duct 20, and with a high pressure air supply system 16 and with an auxiliary power unit 6.

Канал, примыкающий к спинке профиля 28, сообщен через каналы подвода воздуха низкого давления 24 с системой подвода воздуха низкого давления 17.A channel adjacent to the back of the profile 28 is communicated through low-pressure air supply channels 24 with a low-pressure air supply system 17.

Каналы 27 и 28, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте 29 и спинке 30 соответственно сообщены с проточной частью турбины 11.Channels 27 and 28, adjacent to the trough and the back of the profile, through perforations on the trough 29 and the back 30, respectively, are connected with the flow part of the turbine 11.

Каналы аппарата закрутки статора 31 направлены в сторону вращения рабочего колеса 13.The channels of the spinning device of the stator 31 are directed in the direction of rotation of the impeller 13.

Устройство для запуска газотурбинного двигателя работает следующим образом.A device for starting a gas turbine engine operates as follows.

При запуске газотурбинного двигателя клапаном 18 и дополнительным клапаном 19 перекрывается подача охлаждающего воздуха из системы подвода воздуха высокого давления 16 в систему охлаждения турбины 8 и из системы подвода воздуха низкого давления к рабочим лопаткам 15 соответственно. Одновременно воздух от вспомогательной силовой установки 6 подается в систему охлаждения турбины 8, а именно через воздуховод 20 во внутреннем тракте 10 сопловых лопаток 9 воздух поступает в аппарат закрутки статора 21. Так как двигатель не работает, то за аппаратом закрутки статора 21 устанавливается давление, близкое к давлению окружающей среды. Поскольку современные вспомогательные силовые установки подают воздух высокого давления, то на аппарате закрутки статора 21 создается сверхзвуковой перепад, и поток воздуха выходит из каналов аппарата закрутки статора 31 и устремляется в безлопаточный диффузор 22.When starting the gas turbine engine with a valve 18 and an additional valve 19, the supply of cooling air from the high pressure air supply system 16 to the cooling system of the turbine 8 and from the low pressure air supply system to the working blades 15, respectively, is blocked. At the same time, air from the auxiliary power unit 6 is supplied to the cooling system of the turbine 8, namely, through the duct 20 in the inner path 10 of the nozzle blades 9, the air enters the spinning apparatus of the stator 21. Since the engine does not work, a pressure close to the spinning apparatus of the stator 21 is set to environmental pressure. Since modern auxiliary power plants supply high-pressure air, a supersonic drop is created on the stator spinning apparatus 21, and the air flow leaves the channels of the stator spinning apparatus 31 and rushes into the bezlopatochny diffuser 22.

Известно, что в безлопаточном диффузоре 22 в результате торможения потока воздуха происходит повышение давления на выходе из него. В случае неподвижного безлопаточного диффузора 22, когда на запуске диск 14 не вращается или имеет минимальную скорость, это условие остается справедливым.It is known that in the brushless diffuser 22, as a result of braking the air flow, there is an increase in pressure at the outlet of it. In the case of a motionless diffuser-less diffuser 22, when at start-up, the disk 14 does not rotate or has a minimum speed, this condition remains valid.

Таким образом, поток воздуха выходит из безлопаточного диффузора 22 с более высоким давлением и поступает в каналы подвода воздуха высокого давления 23. За счет большего давления на выходе из безлопаточного диффузора 22 массовый расход воздуха, поступающего в каналы подвода воздуха высокого давления 23 увеличивается. За счет сил давления увеличенного расхода воздуха на стенки каналов подвода воздуха высокого давления 23 повышается мощность раскрутки ротора 1 - это первая область подвода мощности для раскрутки ротора 1.Thus, the air flow exits from the bladeless diffuser 22 with a higher pressure and enters the channels for supplying high pressure air 23. Due to the greater pressure at the outlet of the bladeless diffuser 22, the mass flow rate of air entering the channels for supplying high pressure air 23 increases. Due to the pressure forces of increased air flow to the walls of the channels for supplying high pressure air 23, the promotion power of the rotor 1 is increased - this is the first area of supply of power for the promotion of the rotor 1.

Далее воздух поступает в канал, примыкающий к корыту профиля 27, и через перфорационные отверстия на корыте 29 истекает в проточную часть турбины 11, создавая реактивную силу в направлении вращения рабочего колеса 13 - это вторая область подвода мощности для раскрутки ротора 1.Next, air enters the channel adjacent to the trough of the profile 27, and flows through the perforations on the trough 29 into the flow part of the turbine 11, creating a reactive force in the direction of rotation of the impeller 13 - this is the second power supply area for the rotation of the rotor 1.

При увеличении скорости истечения и массового расхода воздуха, проходящего через рабочие лопатки турбины 15 на запуске, при постоянстве расхода воздуха от вспомогательной силовой установки 6, уменьшаются утечки воздуха из тракта охлаждения в проточную часть турбины 11.With an increase in the flow rate and mass flow rate of air passing through the working blades of the turbine 15 at the start, with a constant air flow from the auxiliary power unit 6, air leakages from the cooling path to the flow part of the turbine 11 are reduced.

Следует отметить, что подача воздуха из системы подвода воздуха низкого давления 17 через каналы подвода воздуха низкого давления 24 в канал, примыкающий к спинке профиля 28, перекрыта дополнительным клапаном 19, поскольку в случае истечения воздуха из перфорационных отверстий на спинке профиля 30, создается крутящий момент против вращения рабочего колеса 13, что снижает эффективность раскрутки ротора 1.It should be noted that the air supply from the low-pressure air supply system 17 through the low-pressure air supply channels 24 to the channel adjacent to the back of the profile 28 is blocked by an additional valve 19, since in case of air outflow from the perforation holes on the back of the profile 30, a torque is created against rotation of the impeller 13, which reduces the efficiency of the promotion of the rotor 1.

Одновременно с подачей воздуха от вспомогательной силовой установки 6 через воздуховод 20 к аппарату закрутки статора 21, воздух от вспомогательной силовой установки 6 поступает во внутренний тракт 10 сопловых лопаток 9, где направляется через щели в выходных кромках 12 сопловых лопаток 9 в проточную часть турбины 11 и попадает на рабочие лопатки 15, тем самым увеличивая мощность раскрутки ротора 1. Это третья область подвода мощности для раскрутки ротора 1.Simultaneously with the air supply from the auxiliary power unit 6 through the air duct 20 to the spinning device of the stator 21, the air from the auxiliary power unit 6 enters the internal path 10 of the nozzle blades 9, where it is directed through slots in the outlet edges 12 of the nozzle blades 9 into the flow part of the turbine 11 and falls on the working blades 15, thereby increasing the power of the spin of the rotor 1. This is the third area of power input for the spin of the rotor 1.

По мере дальнейшей раскрутки ротора 1 увеличивается прокачка воздуха через компрессор 2, и воздух с повышенным уровнем давления поступает в камеру сгорания 5 и турбину 3. При достижении определенного уровня давления за компрессором 2 производится розжиг в камере сгорания 5. В результате чего на выходе из камеры сгорания 5 появляется горячий газ, который начинает интенсивно раскручивать турбину 3 и связанный с ней компрессор 2. Также интенсивно нарастает давление и расход воздуха в камере сгорания 5, что приводит к существенному увеличению мощности турбины 3, и двигатель выходит на режим устойчивой работы, называемый «малый газ».With the further spinning of the rotor 1, the air pumping increases through the compressor 2, and air with a higher pressure level enters the combustion chamber 5 and turbine 3. When a certain pressure level is reached, the compressor 2 is ignited in the combustion chamber 5. As a result, at the outlet of combustion 5 hot gas appears, which begins to intensively untwist the turbine 3 and the associated compressor 2. The pressure and air flow in the combustion chamber 5 also increase intensively, which leads to a significant increase in power turbine 3, and the engine enters a mode of stable operation, called "small gas".

При выходе двигателя на устойчивый режим работы, после отключения вспомогательной силовой установки 6, клапан 18 и дополнительный клапан 19 открываются, и охлаждающий воздух из системы подвода воздуха высокого давления 16 направляется в сопловые 9 и рабочие лопатки 15, а из системы подвода воздуха низкого давления 17 направляется в рабочие лопатки 15 соответственно. Реализуется штатный режим, в котором носителем основной мощности является турбина 3.When the engine reaches a stable mode of operation, after the auxiliary power unit 6 is turned off, the valve 18 and the additional valve 19 open, and cooling air from the high-pressure air supply system 16 is directed to the nozzle 9 and rotor blades 15, and from the low-pressure air supply system 17 sent to the working blades 15, respectively. A regular mode is implemented in which the main power carrier is turbine 3.

Реализация данного изобретения позволяет упростить и повысить надежность запуска, а также значительно расширить диапазон запуска двигателя, в частности, при отказе двигателя в полетных условиях, снизить вес системы запуска двигателя за счет исключения элементов дополнительной механической раскрутки ротора.The implementation of this invention allows to simplify and increase the reliability of starting, as well as significantly expand the range of engine starting, in particular, in case of engine failure in flight conditions, to reduce the weight of the engine starting system by eliminating elements of additional mechanical rotation of the rotor.

Claims (1)

Устройство для запуска газотурбинного двигателя, содержащее ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками, отличающееся тем, что оно снабжено системой подвода воздуха высокого давления, системой подвода воздуха низкого давления, клапаном, размещенным в системе подвода воздуха высокого давления, дополнительным клапаном, размещенным в системе подвода воздуха низкого давления, воздуховодом, выполненным во внутреннем тракте сопловых лопаток турбины, аппаратом закрутки статора, безлопаточным диффузором, каналами подвода воздуха высокого давления, каналами подвода воздуха низкого давления, и рабочими лопатками, имеющими внутреннюю полость, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой, образующей канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля, при этом канал, примыкающий к корыту профиля, последовательно сообщен через каналы подвода воздуха высокого давления, безлопаточный диффузор, аппарат закрутки статора, воздуховод, и с системой подвода воздуха высокого давления и с вспомогательной силовой установкой, а канал, примыкающий к спинке профиля, сообщен через каналы подвода воздуха низкого давления с системой подвода воздуха низкого давления, причем каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке соответственно сообщены с проточной частью турбины, а каналы аппарата закрутки статора направлены в сторону вращения рабочего колеса.A device for starting a gas turbine engine, comprising a rotor formed by a compressor, a turbine and a shaft connecting them, a combustion chamber, an auxiliary power unit, a pipe connecting an auxiliary power unit with a cooling system of a turbine containing nozzle blades with an internal path connected to the turbine flow path through cracks in the outlet edges of the nozzle blades and an impeller with a disk and impellers, characterized in that it is equipped with a high-pressure air supply system, low pressure air supply, a valve located in the high pressure air supply system, an additional valve located in the low pressure air supply system, an air duct made in the inner path of the turbine nozzle vanes, a stator swirl apparatus, a bladeless diffuser, high pressure air supply channels, channels low pressure air supply, and working blades having an internal cavity divided along the midline of the profile by a partition forming a channel adjacent to the core the profile, and the channel adjacent to the back of the profile, while the channel adjacent to the profile trough is successively communicated through high pressure air supply channels, a bladeless diffuser, a stator swirl apparatus, an air duct, and with a high pressure air supply system and an auxiliary power unit and the channel adjacent to the back of the profile is communicated through the low pressure air supply channels with the low pressure air supply system, and the channels adjacent to the profile trough and back, through perforations trough and back respectively communicated with the turbine flowing part and feeds spin stator unit are directed toward the impeller rotation.
RU2016148278A 2016-12-09 2016-12-09 Device for starting gas turbine engine RU2634444C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016148278A RU2634444C1 (en) 2016-12-09 2016-12-09 Device for starting gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016148278A RU2634444C1 (en) 2016-12-09 2016-12-09 Device for starting gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2634444C1 true RU2634444C1 (en) 2017-10-30

Family

ID=60263549

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016148278A RU2634444C1 (en) 2016-12-09 2016-12-09 Device for starting gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2634444C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU146136A1 (en) * 1961-01-06 1961-11-30 А.Ф. Виленский Gas turbine starting device
US3286461A (en) * 1965-07-22 1966-11-22 Gen Motors Corp Turbine starter and cooling
RU2088488C1 (en) * 1995-08-09 1997-08-27 Акционерное общество открытого типа "Пермские моторы" Device for starting gas-turbine engine
RU2241844C1 (en) * 2003-04-01 2004-12-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine engine starting method
RU130000U1 (en) * 2012-11-21 2013-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") GAS-TURBINE ENGINE START-UP SYSTEM

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU146136A1 (en) * 1961-01-06 1961-11-30 А.Ф. Виленский Gas turbine starting device
US3286461A (en) * 1965-07-22 1966-11-22 Gen Motors Corp Turbine starter and cooling
RU2088488C1 (en) * 1995-08-09 1997-08-27 Акционерное общество открытого типа "Пермские моторы" Device for starting gas-turbine engine
RU2241844C1 (en) * 2003-04-01 2004-12-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine engine starting method
RU130000U1 (en) * 2012-11-21 2013-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") GAS-TURBINE ENGINE START-UP SYSTEM

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3318743B1 (en) Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine
US10443508B2 (en) Intercooled cooling air with auxiliary compressor control
US7200999B2 (en) Arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine
US10017259B2 (en) De-icing splitter for an axial turbine engine compressor
JP5802380B2 (en) Multistage fan
US10415473B2 (en) Deicing nose of an axial turbine engine compressor
US10323571B2 (en) Method and system for inlet guide vane heating
US10100730B2 (en) Secondary air system with venturi
US9879694B2 (en) Turbo-compressor with geared turbofan
US20200141417A1 (en) Booster compressor with speed change system
EP3318742B1 (en) Intercooled cooling air heat exchanger arrangement
US10519963B2 (en) Engine bleed air system with waste gate valve for compressor surge management
CA2964125A1 (en) Turbofan assembly and method of assembling
CA2964988C (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
US10519976B2 (en) Fluid diodes with ridges to control boundary layer in axial compressor stator vane
US20160237905A1 (en) Intercooled cooling air
US10253694B2 (en) Diversion of fan air to provide cooling air for gas turbine engine
RU2733681C1 (en) Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation
US20210199056A1 (en) Assisted engine start bleed system
RU2635163C1 (en) Device for starting gas turbine engine
RU2634444C1 (en) Device for starting gas turbine engine
US9650962B2 (en) Rotor noise suppression
RU2733682C1 (en) Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation
RU2635164C1 (en) Device for starting gas turbine engine
US10934938B2 (en) Boundary layer cooling air for embedded engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner