Переходной канал между двумя ступенями турбины и газотурбинный двигатель



Переходной канал между двумя ступенями турбины и газотурбинный двигатель
Переходной канал между двумя ступенями турбины и газотурбинный двигатель
Переходной канал между двумя ступенями турбины и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2455498:

СНЕКМА (FR)

Переходной канал между первой ступенью турбины и второй ступенью турбины газотурбинного двигателя содержит первую внешнюю и вторую внутреннюю кольцевые стенки, при этом первая стенка содержит впускные отверстия впрыска газа внутрь канала для подпитки пограничного слоя. Первая стенка содержит элементы в виде кольцевых секторов, располагаемых внутри кольцеобразного звена, образующего вместе с элементом картера турбины, внешним относительно указанного звена, кольцевое пространство распределения газа. Между внешним относительно кольцеобразного звена пространством и впускными отверстиями установлены средства подачи газа без утечки, включающие отверстия, выполненные в кольцеобразном звене, а также полости, предусмотренные в образующих первую стенку кольцевых секторах и соединенные с впускными отверстиями. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему вышеуказанный переходный канал и в котором предусмотрен отбор газа из зоны, расположенной на уровне компрессора выше по потоку переходного канала, при этом отбираемый воздух образует холодный слой, обеспечивающий защиту первой стенки. Изобретения позволяют повысить коэффициент полезного действия турбины низкого давления, а также обеспечить снижение утечки газообразной текучей среды, подаваемой во впускные отверстия. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к переходному каналу между двумя ступенями турбины.

Многороторный газотурбинный двигатель включает в себя агрегаты, вращающиеся независимо друг от друга, как правило, вокруг единой оси. Например, двухроторный двигатель содержит два агрегата, один так называемый агрегат высокого давления, другой - агрегат низкого давления. Ступень высокого давления состоит из компрессора и одной турбины, которые устанавливаются на одном валу. Компрессор высокого давления обеспечивает подачу воздуха (газа или газообразной среды) в камеру сгорания, из которой топочный газ, в свою очередь, подается на турбину высокого давления. Ступень низкого давления включает в себя турбину низкого давления, снабжаемую газом по так называемому переходному каналу, и, в случае необходимости, распределительное устройство газов, которые были подвержены расширению в турбине высокого давления.

Одним из вариантов, позволяющих повысить коэффициент полезного действия турбины низкого давления, является уменьшение аэродинамической нагрузки путем увеличения среднего радиуса последней. При этом радиус турбины высокого давления остается неизменным. Из этого следует, что форма переходного канала, устанавливаемого между турбиной высокого давления (HP) и турбиной низкого давления (ВР), должна, следовательно, совпадать с сечением впускного отверстия газов, поступающих из турбины высокого давления, и сечением выходного отверстия, которое открывается в распределительное устройство, обеспечивающее питание турбины низкого давления. Для авиационных двигателей, с учетом предъявляемых требований по габаритам и массе, не представляется возможным удлинять переходной канал, из чего следует, что стенки последнего должны иметь значительный угол наклона и создавать сильный диффузионный эффект. Вместе с тем имеются определенные ограничения, обусловленные характером попадания на стенки, которые необходимо сохранить, потока, поскольку следует исключить возможность утолщения и тем более нарушения целостности пограничного слоя.

Нарушение пределов угла наклона и рассеяния в S-образной части, образуемой переходным каналом, приводит к нарушению целостности пограничного слоя, что негативно сказывается на технических характеристиках турбины. Это сводит на нет преимущества, которые достигаются в результате увеличения среднего радиуса турбины низкого давления.

Данная проблема может быть устранена путем подпитки имеющегося на стенках пограничного слоя с целью недопущения нарушения его целостности путем впрыска определенного количества газа в пограничный слой.

Такое решение позволяет использовать переходной канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления:

- при значительном угле наклона для увеличения среднего радиуса турбины и, следовательно, коэффициента полезного действия;

- в случае сильного рассеяния для уменьшения потерь, возникающих во время работы распределительного устройства турбины низкого давления, и, соответственно, увеличения коэффициента полезного действия турбины низкого давления.

Такое решение применимо для всех переходных каналов, устанавливаемых между двумя турбинными секциями, а не только между секцией высокого давления и непосредственно следующей за нею секцией низкого давления.

В заявке на патент US 2005/0279100 приводится описание подобного переходного канала внутри турбины, снабженного средством сдувания жидким веществом. Трубка отбора газа устанавливается в трубе тока в передней части турбины высокого давления. Данная трубка обходит турбину высокого давления и открывается в задней ее части (практически параллельно внешней стенке переходного канала) в зону, где возможно возникновение нарушения целостности пограничного слоя. Как отмечалось в данном патенте, впрыск газа позволяет изготовить канал, внешняя стенка которого имеет большой угол наклона.

Вместе с тем с учетом термических и механических нагрузок при осуществлении впрыска газа в переходной канал возникают определенные сложности.

Технической задачей настоящего изобретения является разработка структуры переходного канала, позволяющего осуществлять эффективный впрыск газа, обеспечивающего склеивание пограничного слоя.

Согласно изобретению переходной канал между первой ступенью турбины и второй ступенью турбины в газотурбинных двигателях, содержащий первую внешнюю кольцевую, радиально расположенную стенку, вторую внутреннюю кольцевую, радиально расположенную стенку, при этом первая стенка содержит отверстия, имеющие форму прорезей, углублений и т.д. для впрыска газа внутрь канала для производства повторной подпитки пограничного слоя, отличается тем, что первая стенка образована элементами в виде кольцевых секторов, располагаемых внутри кольцеобразного звена трубопровода, средств подачи газа, которые устанавливаются между внешней стороной звена трубопровода и вышеупомянутыми впускными отверстиями.

В соответствии с первым способом осуществления изобретения средства, обеспечивающие подачу, содержат выполненные в кольцеобразном звене трубопровода отверстия, предусмотренные в сегментах и соединяющиеся с впускными отверстиями полости, а также соединительные трубки, устанавливаемые между вышеупомянутыми отверстиями и данными полостями.

Целесообразно, чтобы средства, обеспечивающие подачу, содержали выполненные в кольцеобразном звене трубопровода отверстия, предусматриваемые в кольцевых сегментах и соединяющиеся с впускными отверстиями полости, а также кольцевой канал, границами которого являются кольцевые уплотнительные прокладки, размещаемые между отверстиями и полостями и соединяющие их между собой.

Целесообразно также, чтобы отверстия впрыска газа в элементы кольцевых сегментов выполнялись путем механической обработки резанием кольцевых секторов.

Целесообразно также, чтобы отверстия впрыска газа располагались между отверстиями, выполненными путем механической обработки резанием секторов, и дополнительными направляющими элементами на секторах. Предпочтительно, чтобы впускные отверстия располагались таким образом, чтобы передать газовому потоку касательную составляющую скорости.

Изобретение относится также к газотурбинному двигателю, который включает в себя первую ступень турбины и вторую ступень турбины, соединяемые посредством переходного канала, звено трубопровода которого образует вместе с элементом картера турбины полость распределения газа; при этом данный элемент картера содержит отверстие подачи газа, которое соединяется с зоной отбора в передней части переходного канала. Отбор преимущественно осуществляется на уровне компрессора таким образом, что нагнетаемый воздух образует защитный слой стенки.

В частности, кольцевые секторы, формирующие радиально внешнюю кольцевую стенку переходного канала, устанавливаются на элементах, которые образуют распределительное устройство на входе второй ступени турбины. Предпочтительно, чтобы кольцевые секторы вместе с элементами распределительного устройства образовывали моноблочные детали.

Ниже приводится более детальное описание изобретения со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:

фиг.1 изображает выполненный по оси разрез турбинного отсека газотурбинного двигателя, известного из уровня техники и включающего в себя первую турбину, вторую турбину и переходной канал;

фиг.2 - частичный вид внешней радиальной части переходного канала с компоновкой согласно первому варианту осуществления предлагаемого изобретения;

фиг.3 - частичный вид внешней радиальной части переходного канала с компоновкой согласно другому варианту осуществления предлагаемого изобретения.

На фиг.1 представлен известный из уровня техники вариант компоновки ступеней турбины газотурбинного двигателя. Внутри картера 1 размещается первый ротор турбины 2. В данном случае речь идет о турбине высокого давления двигателя. Данная турбина движется одновременно с первым валом. Во вторую турбину 4 (в данном случае низкого давления) поступают газы, которые подверглись первичному расширению в турбине 2. Процесс расширения происходит на уровне каждой из ступеней, монтируемых на одном роторе. Указанный ротор движется одновременно с валом, который монтируется соосно с первым валом, оставаясь вместе с тем независимым от него. Переходной канал 6 устанавливается между двумя ступенями а именно между ротором турбины высокого давления и впускным распределительным устройством турбины низкого давления. В связи с расширением газов, происходящим на участке между их подачей на ступень высокого давления и выходом из ступени низкого давления, происходит увеличение объема, а также среднего диаметра. Вместе с тем такое увеличение по-прежнему продолжает соответствовать условиям беспрепятственного истечения потока.

В рамках изучения возможностей повышения производительности турбины низкого давления проведена оптимизация профиля поперечного сечения аэродинамического канала, а именно увеличен угол наклона входа турбины низкого давления в переходной канал, что позволяет быстро увеличить средний радиус турбины низкого давления. Одновременно такое увеличение площади сечения на входе распределительного устройства низкого давления, обусловленное более сильным рассеянием в канал, приводит к повышению КПД первой ступени и одновременно к обеспечению более хорошего ускорения в распределительном устройстве. На фиг.1 тонкими линиями (D) обозначены контуры такого оптимального профиля поперечного сечения.

Однако слишком большой угол наклона на входе турбины низкого давления создает опасность нарушения целостности пограничного слоя вдоль внешней стенки движения основного потока, поступающего из турбины высокого давления. Такое нарушение целостности существенно ухудшает технические характеристики турбины низкого давления.

Предлагаемое решение предполагает, что на выходе из турбины высокого давления на уровне стенки нагнетается значительный газовый поток, который удерживается на стенке. Такое нагнетание воздуха обычно называется сдуванием.

На фиг.2 изображено технологическое включение сдувания, являющегося технической задачей настоящего изобретения, в число операций эксплуатации двигателя. На фигуре показано осевое сечение части переходного канала 10. Данный канал 10 располагается между турбиной высокого давления 12 (видна только часть лопатки) и входным распределительным устройством 14 турбинного отсека низкого давления (видна также часть лопатки). Система лопаток турбины высокого давления 12 перемещается внутри кольцевого канала, который ограничен с внешней стороны относительно оси двигателя уплотнительным кольцом 121 турбины. Данное кольцо устанавливается в элементе внутреннего картера 123 (так называемого картера турбины высокого давления). В свою очередь этот картер размещается во внешнем картере 20. Кольцо 121 турбины формируется множеством кольцевых секторов и удерживается в элементе картера 123 вставляемой деталью 124 при помощи скоб 121A.

Переходной кольцевой канал 10 размещается между первой внешней, радиально расположенной стенкой 102 и второй внутренней, радиально расположенной стенкой (на фиг.2 не показана). Первая стенка 102 образована площадками в виде кольцевых секторов, вытянутых вдоль оси между кольцом 121 турбины высокого давления и распределительным устройством 14 первой ступени турбины низкого давления. Как это показано на фиг.2, представляющей собой выполненное по оси сечение, задняя часть первой стенки 102 прочно крепится к распределительному устройству 14 методом соединения в паз 14A и гребень 102A. В передней части первая стенка 102 упирается в уплотнительное кольцо 121 посредством прокладки 121B. В передней части стенки выполнены полости 102B. Эти полости 102B в радиальном направлении открыты наружу относительно оси двигателя. Они соединяются с впускными отверстиями 102C, которые сообщаются с переходным каналом 10. Впускные отверстия 102C ориентированы практически параллельно поверхности стенки 102. В случае, если газовый поток, истекающий из турбины высокого давления, имеет касательную составляющую в плоскости, имеющей поперечное относительно оси двигателя расположение, то считается предпочтительным придать этим отверстиям в поперечной плоскости также касательную направленность.

В кольцевом звене трубопровода 104, имеющем с каналом одну и ту же ось, содержится стенка 102, которая имеет по существу форму усеченного конуса. Это звено трубопровода 104, изготовленное, в частности, из листового металла, располагается по оси между уплотнительным кольцом 121 и распределительным устройством. Передняя часть звена трубопровода упирается уплотнительной прокладкой 104A в радиальный стяжной хомут 123A картера турбины высокого давления 123, расположенный по краю кольца 121 или в данном случае в одной и той же с кольцом поперечной плоскости. Задняя часть звена трубопровода 104 методом соединения в паз и гребень прочно крепится к картеру высокого давления 123. Аксиальный стяжной хомут 102D образует опору для звена трубопровода 104.

Звено трубопровода 104 содержит радиально расположенные отверстия 104B, которые соединены с плоскостями 102B первой стенки посредством соединительных трубок 106. Данные трубки имеют цилиндрическую форму, их края - осевую площадь сечения в виде круговой арки, при этом эти трубки соединены со стенками отверстий 104B, с одной стороны, и полостями 102B. Их диаметр определяется из условия обеспечения плотного соединения трубок с цилиндрическими стенками отверстий 104B и полостей 102B. С учетом этого газовый поток перемещается по соединительной трубке без утечки газа. В связи с этим допускается ограниченное вращательное движение трубок в местах их посадок, однако это не должно привести к иммобилизации первой стенки относительно звена трубопровода.

Звено трубопровода 104 образует кольцевое пространство 110 со стенкой картера турбины 123, расположенной сзади радиального зажима 123A. Уплотнительная прокладка 104C обеспечивает герметичность в задней части между звеном трубопровода 104 и стенкой 123 картера. Отверстия 123B, выполненные в стенке картера турбины 123, соединяют кольцевое пространство 110 с каналом подачи жидкого вещества 112. Таким образом, кольцевое пространство 110 располагается между звеном трубопровода 104, картером 123 и уплотнительными прокладками 104A и 104C.

В процессе эксплуатации двигателя газообразная среда поступает по каналу 112 в кольцевое пространство 110 через отверстия 123B, а затем из кольцевого пространства 110 в полости 102B первой стенки канала 102, откуда она впрыскивается в канал 10 через впускные отверстия 102C для подпитки располагаемого на стенке 102 пограничного слоя.

Канал 112 соединяется с зоной, расположенной в передней части турбины высокого давления, при этом существующее в нем давление выше, чем в переходном канале 10. Выбрав вариант отбора газообразной среды из компрессора, можно, например, обеспечить дополнительную функцию термической защиты стенки.

Далее со ссылкой на фиг.3 приводится описание варианта осуществления изобретения. Части, которые были просто усовершенствованы по сравнению с описанием осуществления изобретения, которое представлено на фиг.2, имеют такие же цифровые обозначения, но со знаком «прим». В данном варианте осуществления соединительные трубки заменены трубопроводом, устанавливаемым с использованием уплотнительных прокладок.

Пространство 110' размещено между элементом картера турбины 123, звеном трубопровода 104' и двумя - передней 104А' и задней 104С - уплотнительными прокладками. В передней части звена трубопровода 104' просверлены отверстия 104B', которые соединяются с радиальными полостями 102B', выполненными в первой стенке 102'. Уплотнительные прокладки 102'F и 102'G обеспечивают перемещение без утечки газового потока между отверстиями 104B' и полостями 102B'. Уплотнительная прокладка 102'F в данном примере имеет кольцеобразную форму и располагается между звеном трубопровода и радиальным зажимом, устанавливаемым на кольцевом сегменте, образуя первую стенку. Уплотнительная прокладка 102'G в форме листового металла прочно соединена с звеном трубопровода 104' и упруго упирается в радиальный зажим кольцевого сегмента, образуя стенку 102'.

Полости 102B' соединяются с впускными отверстиями 102C' в канале 10. В соответствии с данным вариантом осуществления изобретения отверстия 102C' выполняются при помощи дополнительного направляющего элемента 102C'' на первой стенке. Полости 102B' являются сквозными и частично закрыты направляющим элементом 102''. Как и в предыдущем варианте осуществления изобретения, впускные отверстия преимущественно ориентированы с касательной составляющей в перпендикулярной оси двигателя плоскости.

Порядок функционирования аналогичен описанному в предыдущем случае.

Предлагаемое в данном изобретении решение позволяет при помощи стяжного хомута изолировать кольцевые сегменты, образующие первую стенку источника подачи газообразной среды, который представлен каналом 112, и обеспечить его эффективную подачу на впускные отверстия, исключая возможность утечки газообразной среды.

1. Переходной канал (10) между первой ступенью турбины и второй ступенью турбины в газотурбинных двигателях, содержащий первую внешнюю кольцевую радиально наружную стенку (102, 102'), вторую радиально внутреннюю кольцевую стенку, при этом первая стенка содержит впускные отверстия (102C, 102C') для впрыска газа внутрь канала для обеспечения подпитки пограничного слоя, отличающийся тем, что первая стенка (102, 102') содержит элементы в виде кольцевых секторов, располагаемых внутри кольцеобразного звена (104, 104'), причем указанное кольцеобразное звено (104, 104') вместе с элементом (123) картера турбины, внешним относительно указанного звена, образует кольцевое пространство (110, 110') распределения газа, причем между внешним относительно кольцеобразного звена пространством (110, 110') и вышеупомянутыми впускными отверстиями (102C, 102C') установлены средства, обеспечивающие подачу газа без утечки, причем вышеуказанные средства, обеспечивающие подачу газа, содержат выполненные в кольцеобразном звене (104, 104') отверстия (104B, 104B'), а также полости (102B, 102B'), предусмотренные в образующих первую стенку (102, 102') кольцевых секторах и соединяющиеся с впускными отверстиями (102C, 102C').

2. Переходной канал по п.1, в котором средства, обеспечивающие подачу газа, содержат соединительные трубки (106), устанавливаемые между вышеупомянутыми отверстиями и данными полостями.

3. Переходной канал по п.1, в котором средства, обеспечивающие подачу газа, содержат кольцевой канал, границами которого являются кольцевые уплотнительные прокладки (102'F 102'G), который проходит между отверстиями (104B') и полостями (102B') и соединяет их между собой.

4. Переходной канал по п.1, в котором впускные отверстия (102C, 102C') для впрыска газа, предусмотренные в элементах в виде кольцевых секторов, выполняются путем механической обработки резанием кольцевых секторов.

5. Переходной канал по п.2, в котором впускные отверстия (102C, 102C') для впрыска газа, предусмотренные в элементах в виде кольцевых секторов, выполняются путем механической обработки резанием кольцевых секторов.

6. Переходной канал по п.3, в котором впускные отверстия (102C, 102C') для впрыска газа, предусмотренные в элементах в виде кольцевых секторов, выполняются путем механической обработки резанием кольцевых секторов.

7. Переходной канал по п.1, в котором впускные отверстия для впрыска газа располагаются между полостями, выполненными в кольцевых секторах, образующих первую стенку, и дополнительными направляющими элементами на вышеупомянутых секторах.

8. Переходной канал по п.2, в котором впускные отверстия для впрыска газа располагаются между полостями, выполненными в кольцевых секторах, образующих первую стенку, и дополнительными направляющими элементами на вышеупомянутых секторах.

9. Переходной канал по п.3, в котором впускные отверстия для впрыска газа располагаются между полостями, выполненными в кольцевых секторах, образующих первую стенку, и дополнительными направляющими элементами на вышеупомянутых секторах.

10. Переходной канал по п.1, в котором впускные отверстия располагаются таким образом, чтобы придать газовому потоку касательную составляющую скорости в плоскости, перпендикулярной оси двигателя.

11. Газотурбинный двигатель, содержащий переходной канал по п.1, соединяющий первую и вторую турбинные ступени и в котором предусмотрен отбор газа из зоны, расположенной на уровне компрессора выше по потоку переходного канала, при этом отбираемый воздух образует холодный слой, обеспечивающий защиту первой стенки.

12. Газотурбинный двигатель по п.11, в котором кольцевые секторы, формирующие первую кольцевую радиально внешнюю стенку переходного канала, устанавливаются на элементах, которые образуют распределительное устройство на входе второй турбинной ступени.

13. Газотурбинный двигатель по п.12, в котором вышеупомянутые кольцевые секторы, образующие первую стенку, вместе с элементами распределительного устройства представляют моноблочные детали.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации, в частности к устройствам для крепления и удержания вспомогательного оборудования в турбореактивных двигателях. .

Изобретение относится к узлу для выхлопного патрубка лопастной машины, в частности паровой турбины, и расположенному в выхлопном патрубке подшипнику лопастной машины.

Изобретение относится к способам изготовления удерживающих вентилятор корпусов газотурбинных авиационных двигателей. .

Изобретение относится к охлаждению турбин турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и касается, в частности, средства для регулирования зазора между вершиной подвижных лопаток турбины и картеров.

Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации авиационных двигателей. .

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано при проектировании и модернизации цилиндров среднего давления паровых турбин ТЭС, работающих с промежуточным перегревом пара.

Изобретение относится к способу изготовления картера статора турбины, в частности, турбины авиационного турбореактивного двигателя. .

Турбина // 2459090
Наверх