Устройство охлаждения картера турбины турбомашины



Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
Устройство охлаждения картера турбины турбомашины

 


Владельцы патента RU 2416028:

СНЕКМА (FR)

Устройство охлаждения картера турбины в турбомашине, в частности в турбореактивном двигателе или в турбовинтовом двигателе самолета, в которых турбина содержит несколько ступеней и колесо, установленное с возможностью вращения в картере внутри цилиндрической оболочки, состоящей из секторов кольца, закрепленных на картере по окружности. Каждая из ступеней турбины содержит распределительный механизм, образованный установленным по кольцу рядом неподвижных лопаток, закрепленных на картере турбины. Контур охлаждения лопаток распределительного механизма входной ступени содержит контуры подвода охлаждающего воздуха во внутренние полости, предусмотренные в лопатках распределительного механизма, и средства подвода воздуха к входным скобам картера, служащим для подвески секторов кольца, окружающих колесо входной ступени. Средства подвода воздуха соединяют внутренние полости лопаток распределительного механизма входной ступени с расположенным по кольцу пространством, в котором расположены входные скобы. Внутренние полости лопаток закрыты пластинами, которые установлены на стенке и закреплены на ней. Отверстия, сформированные в пластинах, служат выходами из полостей лопаток и открываются в кольцевой проход, соединенный через отверстия, выполненные в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, с кольцевым пространством. Отверстия средств подвода воздуха сформированы в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, который расположен в радиальном направлении между радиальными наружными стенками полостей лопаток, и входными скобами, служащими для подвески секторов кольца. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности охлаждения. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение касается устройства охлаждения картера турбомашины и, в частности, турбовинтового двигателя самолета.

Турбина этого типа включает в себя несколько ступеней, каждая из которых содержит распределительный механизм, образованный расположенным по кольцу рядом неподвижных лопаток, прикрепленных к картеру турбины, и колесо, смонтированное с возможностью вращения на выходе распределительного механизма внутри цилиндрической оболочки, состоящей из секторов кольца, прикрепленных вдоль окружности к зацепным скобам турбины посредством запоров в виде буквы C или U.

Лопатки распределительного механизма первой ступени или входной ступени подвержены воздействию высоких температур и содержат внутренние полости, служащие для прохождения охлаждающего воздуха, отбираемого в зоне, расположенной перед компрессором турбомашины и подводимого по соответствующим каналам в камеру, образованную в картере вокруг входного распределительного механизма турбины. Внутри камеры установлены соединительные цилиндрические трубы, каждая из которых соединяет камеру с внутренней полостью соответствующей лопатки входного распределительного механизма. Охлаждающий воздух покидает указанную внутреннюю полость лопатки с ее внутреннего в радиальном направлении конца, причем задняя кромка лопатки также может быть снабжена выходящими в полость отверстиями, служащими для выхода охлаждающего воздуха.

Фиксирующие скобы секторов кольца и, в частности, те из них, которые расположены непосредственно за лопатками распределительного механизма входной ступени, защищены от воздействия высоких температур за счет установки уплотняющего металлического листа, согнутого кольцом между секторами кольца и наружными концами лопаток распределительного механизма, для ограничения утечек газа из основного потока в радиальном направлении наружу в сторону кольцевого пространства, в котором размещены зацепные скобы картера.

Тем не менее, в рассматриваемом случае не удается обеспечить идеальную герметизацию и часть горячих газов, которой удается оторваться от основного потока, циркулирующего в турбине, способна поднять температуру зацепных скоб и вызвать образование на них трещин, способных в свою очередь привести к разрушению указанных скоб.

Впрочем, в связи с повышением сложности конструкции, увеличением ее габаритов и стоимости всего узла невозможно установить в турбине дополнительный контур охлаждения турбины за счет подвода к указанным выше скобам подвески секторов кольца холодного воздуха, отобранного из зоны, расположенной перед камерой сгорания.

Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение простого, эффективного и экономически выгодного решения.

Согласно изобретению предложено устройство охлаждения картера турбины, предназначенное для установки в турбомашине, в частности в турбореактивном двигателе или в турбовинтовом двигателе самолета, причем указанная турбина включает в себя несколько ступеней, каждая из которых содержит распределительный механизм, образованный расположенным по кольцу рядом неподвижных лопаток, закрепленных на картере турбины, и колесо, установленное с возможностью вращения в картере внутри цилиндрической оболочки, состоящей из секторов кольца, закрепленных по окружности на картере, а также контур охлаждения лопаток распределительного механизма входной ступени, включающий в себя контуры подвода охлаждающего воздуха в полости, сформированные внутри лопаток распределительного механизма, а также средства подвода воздуха к входным зацепным скобам картера, служащим для подвески секторов кольца, окружающего колесо входной ступени, причем указанные средства подвода воздуха соединяют внутренние полости лопаток распределительного механизма входной ступени с расположенным по кольцу пространством, внутри которого расположены входные скобы, характеризующееся тем, что наружные в радиальном направлении торцы внутренних полостей лопаток закрыты пластинками, наложенными на распределительный механизм, при этом средства подвода воздуха содержат отверстия, сформированные в указанных пластинках, а также отверстия в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, которая расположена в радиальном направлении между наружными в радиальном направлении стенками полостей охлаждения лопаток и входными скобами, служащими для подвески секторов кольца.

Воздух, отбираемый в полостях лопаток распределительного механизма входной ступени картера, подводится к кольцевому пространству, в котором расположены входные зацепные скобы картера, и обеспечивает снижение их температуры, что позволяет в свою очередь значительно снизить риск образования надрывов или трещин на скобах, причем все это без необходимости установки дополнительных каналов подвода холодного воздуха к картеру турбины. Указанный воздух позволяет также поддерживать внутри кольцевого пространства, в котором расположены указанные скобы, давление, превышающее давление газообразных продуктов горения, проходящих через турбину, что препятствует проникновению указанных газов в кольцевое пространство, предназначенное для размещения скоб.

Величина расхода воздуха, отбираемого для охлаждения входных скоб, составляет лишь небольшую долю от величины всего расхода охлаждающего воздуха, подаваемого к лопаткам распределительного механизма, в силу чего эта величина расхода не оказывает сколько-нибудь значительного влияния на охлаждение лопаток распределительного механизма входной ступени и на производительность всей турбомашины.

В соответствии с другой характеристикой изобретения, средства подвода воздуха к входным скобам распределены по периферии распределительного механизма и ими снабжена каждая неподвижная лопатка.

Средства подвода воздуха включают в себя отверстия, сформированные в пластинках, которыми прикрыты наружные в радиальном направлении концы лопаток для герметичного закрытия полостей охлаждения лопаток распределительного механизма входной ступени, а также отверстия, предусмотренные в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, которая располагается в радиальном направлении между наружными, в радиальном направлении, стенками полостей охлаждения лопаток и входными скобами, служащими для подвески секторов кольца.

Отверстия, которые могут быть образованы методом электрической эрозии, имеют диаметр, находящийся приблизительно в пределах от 0,1 до 5 мм.

Согласно одному из возможных вариантов реализации рассматриваемого изобретения отверстия, предусмотренные в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, формируются под углом к указанной реборде и оси вращения.

Указанные отверстия могут выходить своими выходными концами непосредственно в то кольцевое пространство, в котором расположены входные скобы картера.

Согласно одному из вариантов рассматриваемого изобретения отверстия формируются вдоль внутренней периферии кольцевой наружной реборды и выходят своими выходными концами в кольцевой проход, предусмотренный между кольцевой наружной ребордой распределительного механизма и отклоняющим устройством, установленным и закрепленным на части выходного конца распределительного механизма.

Отверстия могут быть в этом случае предусмотрены в наружной реборде распределительного механизма в непосредственной близости от наружной стенки вращения распределительного механизма, что позволяет избежать возникновения теплового градиента в наружной реборде распределительного механизма, способного вызвать тепловое дифференциальное расширение указанной реборды в радиальном направлении, а также появление значительных напряжений в лопатках распределительного механизма.

Так, например, кольцевое отклоняющее устройство вставлено и закреплено в наружной кольцевой канавке распределительного механизма, и опирается в осевом направлении на входные концы секторов кольца для ограничения возможных утечек газа из основного газового потока турбины в радиальном направлении наружу в сторону кольцевого прохода, предназначенного для размещения зацепных скоб картера.

Кольцевое отклоняющее устройство разбито на секторы, что является преимуществом предлагаемого изобретения, и состоит из нескольких деталей, собранных встык вдоль окружности посредством специально предусмотренных уплотняющих язычков.

Согласно другому варианту предлагаемого изобретения отверстия предусмотренные в наружной кольцевой реборде распределительного механизма, практически перпендикулярны по отношению к указанной реборде и снабжаются охлаждающим воздухом через пазы, предусмотренные в зонах подвешивания указанной реборды к картеру турбины.

Настоящее изобретение касается также турбины турбомашины, например, какой является турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, характеризующейся тем, что она включает в себя устройство охлаждения, подобное вышеописанному.

Настоящее изобретение касается также входного распределительного механизма турбины турбомашины, включающего в себя расположенный по кольцу ряд лопаток, у которых внутренние концы присоединены в радиальном направлении к внутренней стенке вращения, а наружные концы присоединены в радиальном направлении к наружной стенке вращения, причем лопатки содержат внутренние полости, служащие для циркуляции охлаждающего воздуха, и наружную стенку, содержащую на своем выходном конце кольцевую наружную реборду со средствами соединения с картером турбомашины, характеризующегося тем, что наружные в радиальном направлении концы внутренних полостей лопаток закрыты пластинками, насаженными на наружную стенку распределительного механизма, а также тем, что указанные пластинки и кольцевая реборда распределительного механизма содержат отверстия для прохода охлаждающего воздуха.

Отверстия могут располагаться вдоль внутренней периферии кольцевой реборды. Они могут располагаться и под углом или перпендикулярно по отношению к кольцевой реборде.

Кроме того, отклоняющее устройство может быть закреплено на наружной стенке вращения распределительного механизма за зоной расположения его кольцевой реборды.

Предлагаемое изобретение станет более понятным, а другие его характеристики, детали и преимущества станут более очевидными из нижеследующего описания, приведенного в качестве одного из возможных примеров воплощения, не носящего ограничительного характера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает разрез по оси турбомашины, снабженной устройством, согласно изобретению;

фиг.2 - распределительный механизм входной ступени турбины, согласно изобретению;

фиг.2a - вид детали I2 на фиг.2, согласно изобретению;

фиг.3 - общий вид распределительного механизма входной ступени турбины со стороны входа и с боковой стороны, согласно изобретению;

фиг.4 - вариант реализации устройства, согласно изобретению;

фиг.4a - вид детали I4 на фиг.4, согласно изобретению;

фиг.5 - частичное изображение разреза по оси другого варианта реализации устройства, согласно изобретению;

фиг.6 и 7 - общие виды кольцевой наружной реборды распределительного механизма на фиг.5, согласно изобретению.

На фиг.1, цифрой 10 обозначена турбина турбомашины, состоящая из модуля 12 высокого давления, расположенного на выходе из камеры 14 сгорания и из модуля 16 низкого давления, расположенного на выходе из модуля 12 высокого давления и содержащая четыре ступени, каждая из которых содержит распределительный механизм 18, образованный расположенным по кольцу рядом неподвижных лопаток 20, установленных на наружном картере 22 турбины, и колесо 24, расположенное на выходе распределительного механизма 18.

Колеса 24 включают в себя диски 26, собранные один за другим на одной оси посредством кольцеобразных фланцев 28 и несущие на себе радиально направленные лопатки 30. Лопатки 24 прикреплены к валу турбины (не показан) посредством приводного конуса 32, прикрепленного к кольцеобразным фланцам 28 дисков 26.

Каждое колесо 24 окружено снаружи цилиндрической оболочкой, установленной с небольшим зазором и состоящей из секторов кольца 34, расположенных по окружности на картере 22 турбины посредством блокирующих деталей в форме буквы C или U, как это подробно описано ниже.

Распределительные механизмы 18 включают в себя соответственно стенки внутреннего 36 и наружного 38 вращения, которые разграничивают между собой циркулирующий в турбине по кольцу поток газов, между которыми располагаются в радиальном направлении лопатки 20.

Наружная стенка 38 распределительного механизма 18 входной ступени (фиг.2), содержащая расположенные в радиальном направлении наружные входную 40 и выходную 42 кольцеобразные реборды, снабженные кольцеобразными аксиальными лапками 44, ориентированными в направлении входа в турбину и предназначенными для размещения внутри соответствующих аксиальных кольцевых канавок 45 картера 22 турбины.

Лопатки 20 указанного распределительного механизма 18 имеют внутренние полости 46, предназначенные для обеспечения циркуляции охлаждающего воздуха, поступающего из камеры питания 48 (показано стрелками 43), которая в радиальном направлении является наружной по отношению к стенке 38 распределительного механизма, причем указанный воздух частично поступает в выходящий из турбины газовый поток через отверстия 50, предусмотренные вблизи задней кромки лопаток 20 и выходящие в их внутренние полости 46 (стрелки 51), а частично попадает в камеру 52, которая в радиальном направлении является внутренней по отношению к стенке 36 распределительного механизма (стрелки 53). Охлаждающий воздух отбирается с входа компрессора турбомашины и подается в камеру питания по не представленным на фигуре каналам.

Полости 46 лопаток соединены с наружной 48 и внутренней 52 камерами посредством цилиндрических труб соответственно 54 и 55. Каждая труба 54, обеспечивающая прохождение воздуха из наружной камеры 48 в полость 46 лопатки, имеет один конец, входящий вплоть до обеспечения необходимой герметичности внутрь втулки 56, закрепленной внутри отверстия, предусмотренного в стенке 38 распределительного механизма между наружными кольцеобразными ребордами 40, 42 и выходящего во внутреннюю полость 46 лопатки. Другой конец указанной трубы входит вплоть до обеспечения необходимой герметичности во втулку 57, закрепленную внутри отверстия, предусмотренного в картере 22 турбины. Концы труб 55 обеспечивающих прохождение воздуха из полостей 46 лопаток во внутреннюю камеру 52, входят вплоть до обеспечения необходимой герметичности в отверстия 58, 59 стенки 36 распределительного механизма и кольцевой реборды картера 60 камеры 52, соответственно.

В полости 46 каждой лопатки распределительного механизма 18 имеется отверстие, сформированное в наружной стенке 38 распределительного механизма вблизи отверстия, в котором закреплена втулка 56. Пластинка 64 установлена на стенке 38 и закреплена на ней, как это показано на фиг.3, таким образом, чтобы обеспечивалась герметизация полости 46 лопатки.

Каждый из секторов кольца 34, расположенных непосредственно на выходе распределительного механизма 18 входной ступени (фиг.2 и 2a) имеет на своем входном конце расположенную по окружности и на части цилиндрической поверхности скобу 70, также расположенную на части цилиндрической поверхности, которая прижата к соответствующей расположенной по окружности и на части цилиндрической поверхности скобе 72 картера 22, и которая удерживается на месте с помощью запора 74 в форме буквы C или U, входящего своим входным концом в расположенные по окружности скобы 70 и 72.

Запоры 74 и скобы 70, 72 размещены в кольцевом пространстве 76, охватывающем сектора кольца 34 между картером и распределительным механизмом 18, причем запоры 74 опираются своими входными концами на выходную сторону кольцевой реборды 42 наружной стенки 38 распределительного механизма.

Запоры 74 и расположенные по окружности скобы 70 и 72 секторов кольца 34 и картера 22 защищены от воздействия высоких температур уплотняющим согнутым кольцом листом 78, который установлен между секторами кольца 34 и выходной стороной кольцевой реборды 42 распределительного механизма с целью ограничения утечек газа из основного газового потока, циркулирующего по турбине, в радиальном направлении наружу в сторону кольцевого пространства 76, в котором расположены скобы картера 72.

Скобы картера 72 подвергаются в процессе работы агрегата воздействию значительных температур, которые способны привести к образованию на их поверхности надрывов или трещин, которые в свою очередь способны вызвать их разрушение.

Предлагаемое изобретение позволяет найти простое решение за счет использования средств подвода к скобам охлаждающего воздуха.

В соответствии с первым способом реализации предлагаемого изобретения, представленного на фиг.2 и 3, указанные средства включают в себя отверстия 80, предусмотренные в пластинках 64 каждой лопатки и отверстия 82, выполненные под углом в выходной наружной реборде 42 наружной стенки 38 распределительного механизма, предназначенные для соединения внутренних полостей 46 лопаток с расположенным по кольцу пространством 76, предназначенным для размещения зацепных скоб 70, 72, причем отверстия 80 и 82 равномерно распределены вокруг оси турбины.

В представленном примере каждая пластинка 64 включает в себя расположенное практически посередине цилиндрическое отверстие 80 (фиг.3), ориентированное практически в радиальном направлении по отношению к оси турбины и выходящее своим одним концом в полость 46 соответствующей лопатки, а другим своим концом - в кольцевой проход 79, расположенный в радиальном направлении наружно по отношению к стенке 38 распределительного механизма и ограниченный в осевом направлении наружными кольцеобразными ребордами 40, 42 распределительного механизма. Согласно варианту предлагаемого изобретения только часть пластинок может иметь отверстия 80 или же пластинки могут иметь по два отверстия 80 или большее их количество. Кроме того, отверстия могут быть также наклонены по отношению к оси турбины и, например, ориентированы в сторону выхода и наружу.

Отверстия 82, выполненные в кольцевой наружной реборде 42 распределительного механизма 18, наклонены по отношению к оси турбины и ориентированы в направлении выхода и наружу. Указанные отверстия выходят своими входными концами в кольцевой проход 79, а своими выходными концами на внутреннюю цилиндрическую сторону запоров 74, входящих внутрь зацепных скоб 70, 72.

Незначительная часть воздуха, циркулирующего в полостях 46 лопаток распределительного механизма 18, проходит сначала через отверстия 80, выполненные в пластинках 64, в кольцевой проход 79, а затем попадает, как это представлено стрелками 84, через отверстия 82, выполненные в кольцевой реборде 42 распределительного механизма, в кольцевое пространство 76, служащее для размещения зацепных скоб 70, 72. Скобы 72 оказываются таким образом достаточно охлажденными с точки зрения исключения опасности образования на их поверхности надрывов или трещин.

Указанный подвод воздуха позволяет помимо прочего поддерживать в кольцевом пространстве 76, предназначенном для расположения скоб, давление, превышающее давление горячих газов, циркулирующих в турбине, которое препятствует прохождению указанных газов в пространство между секторами кольца 34 и кольцевой ребордой 42 распределительного механизма 18 на уровне уплотняющего согнутого кольцом листа 78.

Количество отверстий 80, предусмотренных в пластинках 64, превышает в рассматриваемом примере количество отверстий 82, предусмотренных в кольцевой реборде 42 распределительного механизма 18. Количество отверстий 80 равно, например, “96”, а количество отверстий 82 равно, например, “72”.

В качестве возможного варианта может быть рассмотрен случай, когда количество отверстий 80, предусмотренных в пластинках 64 будет равно или меньше того количества отверстий 82, которое предусмотрено в кольцевой реборде 42 распределительного механизма 18.

В варианте реализации предлагаемого изобретения, представленном на фиг.4 и 4a, отверстия 80, предусмотренные в пластинках 64 распределительного механизма идентичны тем, которые описаны в разделах, проиллюстрированных фиг.2, 2a и 3, а кольцевой проход 79 соединен с расположенным по кольцу пространством 76, предназначенным для размещения скоб, посредством соосно расположенных отверстий 90, сформированных в наружной кольцевой реборде 42 распределительного механизма и аксиальных пазов 92, выполненных в кольцеобразной лапке 44 указанной наружной реборды 42. Отверстия 90 и пазы 92 равномерно распределены по оси турбины.

Отверстия 90, предусмотренные в кольцевой наружной реборде 42 распределительного механизма 18 практически параллельны оси турбины, перпендикулярны реборде 42 и выходят своими входными концами на входную сторону кольцевой реборды 42, располагающейся в радиальном направлении снаружи кольцевой лапки зацепления 44, а своими выходными концами выходят на выходную сторону кольцевой реборды 42, расположенную в кольцевом пространстве 76, предназначенном для размещения зацепных скоб 70, 72.

Пазы 92 предусмотрены во внутренних 94 и наружных 96 цилиндрических поверхностях кольцевой лапки, входящей в кольцевую канавку 45 картера 22.

Выходные концы пазов 92 наружной цилиндрической поверхности 96 располагаются вблизи входных концов отверстий 90, а их входные концы располагаются на уровне дна кольцевой канавки 45, что же касается пазов, проточенных во внутренней цилиндрической поверхности 94, то их входные концы располагаются на уровне дна кольцевой канавки 45, а их выходные концы выходят в кольцевой проход 79.

В рассматриваемом примере каждое отверстие 90 соединено с двумя пазами 92, проточенными соответственно во внутренней 94 и наружной 96 цилиндрических поверхностях кольцевой лапки 44, причем указанные пазы могут как располагаться, так и не располагаться в одной и той же радиальной плоскости с отверстием 90.

Воздух, поступивший в кольцевой проход 79 из внутренних полостей 46 лопаток, подводится в кольцевое пространство 76, предназначенное для размещения скоб, сначала по пазам 92, расположенным сначала на внутренней, а затем на наружной поверхностях кольцевой лапки 44 наружной реборды 42 распределительного механизма, а затем через отверстия 90, предусмотренные в наружной реборде 42, как это представлено стрелками 98.

В качестве возможного варианта может быть рассмотрен случай, когда пазы 92 будут не параллельны оси турбины. Указанные пазы 92 могут также выполняться и на цилиндрических поверхностях кольцевой канавки 45, на которые опираются цилиндрические поверхности 94, 96 кольцевой лапки 44, причем указанные пазы будут выходить в кольцевой проход 79 и в зону, расположенную поблизости от отверстий 90, как это было описано выше.

В варианте, представленном на фиг. с 5 по 7, отверстия 100, расположенные в кольцевой наружной реборде 42 распределительного механизма 18, выполнены не в средней или в радиально наружной части реборды 42, а в непосредственной близости от наружной стенки 38 распределительного механизма и располагаются практически параллельно указанной стенке.

Отверстия 100 выходят своими входными концами в кольцевой проход 79, а своими выходными концами во второй кольцевой проход 102, который простирается в поперечном относительно оси турбины направлении и соединяется своим наружным периферийным участком с расположенным по кольцу пространством 76, предназначенным для размещения зацепных скоб 72.

Кольцевой проход 102 окружает собой наружную стенку 38 распределительного механизма, причем он ограничен в осевом направлении ребордой 42 распределительного механизма и отклоняющим устройством 104, установленным на наружной стенке 38 распределительного механизма и закрепленным на ней, в зоне, расположенной за наружной ребордой 42.

В рассматриваемом примере отверстия 100 выходят своими выходными концами в кольцевую канавку 106, выполненную в наружной стенке 38 распределительного механизма, выходящую наружу в зоне, расположенной за ребордой 42, и содержащую радиально расположенную стенку 108, к которой приложена и прикреплена пайкой или сваркой часть радиально расположенного внутреннего конца отклоняющего устройства 104.

Отклоняющее устройство 104 предварительно напряжено в осевом направлении за счет того, что своей частью радиально расположенного наружного конца оно опирается на уплотняющий согнутый кольцом лист 78, установленный на входных концах секторов кольца 34 с целью ограничения утечек основного потока газа, циркулирующего в турбине, в радиальном направлении наружу в сторону кольцевого пространства 76, предназначенного для размещения зацепных скоб 70, 72.

В качестве возможного варианта может быть рассмотрен также и такой случай, когда отклоняющее устройство 104 будет непосредственно опираться в осевом направлении на выходные концы секторов кольца 34.

Воздух из первого кольцевого прохода 79 проходит по отверстиям 100 во второй кольцевой проход 102, затем подается в кольцевое пространство 76, предназначенное для размещения скоб, как это представлено стрелками 110. В рассматриваемом примере, иллюстрируемом фиг.6, количество отверстий 100 превышает количество отверстий 80, которые имеются в пластинках 64 (фиг.3). Количество отверстий 100 может находиться, например, в диапазоне от 360 до 504 штук.

Отклоняющее устройство 104 предпочтительно разделено на сектора и состоит из большого количества деталей 112, собранных встык друг к другу посредством уплотняющих язычков.

В рассматриваемом примере, представленном на фиг.7, указанные детали 112 присоединены каждым своим концом к средствам 114, на которые может насаживаться герметизирующий язычок (не показан), причем каждый язычок входит одним своим концом в средства 114 детали 112, а противоположным концом - в средства 112 примыкающей детали 114.

Запоры 74 и скобы 70 секторов кольца 34 могут также иметь отверстия 116 и 118 для пропускания воздуха, необходимого для охлаждения скоб 72 картера 22 (фиг.5).

Отверстия 80, 82, 90, 100, 116 и 118 имеют диаметр приблизительно в диапазоне от 0,1 до 5 мм и могут быть образованы методом электрической эрозии или любым другим подходящим методом.

Реализация конструкций, представленных на фиг. с 5 по 7, позволяет избежать возникновения теплового градиента в кольцевой наружной реборде 42 распределительного механизма, вызывающего тепловое дифференциальное расширение указанной реборды вдоль всего ее радиального направления и возникновение напряжений в лопатках распределительного механизма 18. Наличие большого количества отверстий 100 позволяет упорядочить температуру на внутренней периферии реборды 42 и значительно снизить температуру.

Наличие отклоняющих устройств 104 позволяет повторно использовать воздух охлаждения реборды 42 и охлаждать им скобы картера 72. Небольшое увеличение расхода охлаждающего воздуха позволяет компенсировать нагрев воздуха, обусловленный охлаждением кольцевой реборды 42, причем все это без ухудшения рабочих характеристик двигателя.

1. Устройство охлаждения картера турбины в турбомашине, в частности в турбореактивном двигателе или в турбовинтовом двигателе самолета, причем указанная турбина (16) содержит несколько ступеней, каждая из которых содержит распределительный механизм (18), образованный установленным по кольцу рядом неподвижных лопаток (20), закрепленных на картере (22) турбины, и колесо (24), установленное с возможностью вращения в картере внутри цилиндрической оболочки, состоящей из секторов кольца (24), закрепленных на картере по окружности, при этом контур охлаждения лопаток (20) распределительного механизма входной ступени включает в себя контуры подвода охлаждающего воздуха во внутренние полости (46), предусмотренные в лопатках (20) распределительного механизма (18), и средства подвода воздуха к входным скобам картера (72), служащим для подвески секторов кольца (34), окружающих колесо (24) входной ступени, причем указанные средства подвода воздуха соединяют внутренние полости (46) лопаток распределительного механизма (18) входной ступени с расположенным по кольцу пространством (76), в котором расположены входные скобы (72), отличающееся тем, что внутренние полости (46) лопаток (20) закрыты пластинами (64), которые установлены на стенке (38) и закреплены на ней, при этом отверстия (80), сформированные в указанных пластинах (64), служат выходами из полостей (46) лопаток и открываются в кольцевой проход (79), соединенный через отверстия (82), выполненные в кольцевой наружной реборде (42) распределительного механизма, с кольцевым пространством (76), при этом отверстия (82, 90, 100) средств подвода воздуха сформированы в кольцевой наружной реборде (42) распределительного механизма, который расположен в радиальном направлении между радиальными наружными стенками полостей (46) лопаток и входными скобами (72), служащими для подвески секторов кольца (34).

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что средства подвода воздуха к входным скобам картера (72) распределены воль периферии распределительного механизма (18) и предусмотрены в каждой неподвижной лопатке (20).

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что отверстия (80, 82, 90, 100) выполнены способом электрической эрозии.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что отверстия (82, 100), предусмотренные в кольцевой наружной реборде (42) распределительного механизма (18), сформированы под углом к указанной реборде и оси вращения.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что отверстия (82) выходят своими выходными концами непосредственно в кольцевое пространство (76), в котором расположены входные скобы (72).

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что отверстия (100) расположены вдоль внутренней периферии наружной кольцевой реборды (42) и выходят своими выходными концами в кольцевой проход (102), расположенный между кольцевой наружной ребордой (42) распределительного механизма (18) и отклоняющим устройством (104), установленным на части выходного конца распределительного механизма и закрепленным на этой части.

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что кольцевое отклоняющее устройство (104) входит внутрь наружной кольцевой канавки распределительного механизма (18), закреплено в ней и опирается в осевом направлении на входные концы секторов кольца (34).

8. Устройство по п.6, отличающееся тем, что кольцевое отклоняющее устройство (104) разделено на сектора и состоит из нескольких деталей (112), соединенных друг с другом встык посредством уплотняющих язычков.

9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что отверстия (90), предусмотренные в наружной кольцевой реборде (42) распределительного механизма (18), расположены практически перпендикулярно указанной реборде и снабжаются охлаждающим воздухом, поступающим по пазам (92), предусмотренным в зонах подвески указанной реборды к картеру (22) турбины.

10. Турбина турбомашины, например, турбореактивного двигателя или турбовинтового двигателя самолета, отличающаяся тем, что содержит устройство охлаждения согласно одному из пп.1-9.

11. Входной распределительный механизм турбины турбомашины, содержащий расположенный по кольцу ряд лопаток, внутренние радиальные концы которых соединены с внутренней стенкой вращения, а внешние радиальные концы которых соединены с наружной стенкой вращения, причем указанные лопатки имеют внутренние полости, служащие для истечения охлаждающего воздуха, и наружную стенку (38), снабженную кольцевой наружной ребордой (42), выходной торец которой снабжен средствами (44) подвески к картеру турбомашины, отличающийся тем, что внутренние полости (46) лопаток (20) закрыты пластинами (64), которые установлены на стенке (38) и закреплены на ней, при этом отверстия (80), сформированные в указанных пластинах (64), служат выходами из полостей (46) лопаток и открываются в кольцевой проход (79), соединенный через отверстия (82), выполненные в кольцевой наружной реборде (42) распределительного механизма, с кольцевым пространством (76), при этом отверстия (82, 90, 100) средств подвода воздуха сформированы в кольцевой наружной реборде (42) распределительного механизма, который расположен в радиальном направлении между радиальными наружными стенками полостей (46) лопаток, и входными скобами (72), служащими для подвески секторов кольца (34).

12. Распределительный механизм по п.11, отличающийся тем, что отверстия (100) расположены вдоль внутренней периферии кольцевой реборды (42).

13. Распределительный механизм по п.11, отличающийся тем, что отверстия (82, 90) сформированы под углом или перпендикулярно по отношению к кольцевой реборде (42).

14. Распределительный механизм по п.11, отличающийся тем, что кольцеобразное отклоняющее устройство (104) закреплено на наружной стенке (38) вращения в зоне, расположенной за кольцевой ребордой (42).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к паровой турбине с корпусом, причем внутри корпуса с возможностью вращения установлен вал, содержащий компенсирующий сдвиг поршень и направленный вдоль оси вращения, между корпусом и валом выполнен проточный канал, вал содержит внутри охлаждающую линию для ведения охлаждающего пара в направлении оси вращения, и охлаждающая линия связана, по меньшей мере, с одной подающей линией для подачи охлаждающего пара из проточного канала в охлаждающую линию.

Изобретение относится к газовой турбине в соответствии с ограничительной частью п.1 формулы. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. .

Изобретение относится к конструкциям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к роторам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области теплоэнергетического машиностроения и может быть использовано при модернизации действующего оборудования и создании новых турбин.

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. .

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к многоступенчатым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области теплоэнергетического машиностроения и может быть использовано при модернизации действующего оборудования и создании новых турбин

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к области газотурбиностроения и может быть использовано для охлаждения роторов и рабочих колес с охлаждаемыми лопатки, преимущественно высокотемпературных газовых турбин

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения

Изобретение относится к элементам турбины с охлаждаемыми рабочими лопатками и с противовибрационными средствами на роторе

Изобретение относится к устройству для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины
Наверх