Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя



Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя
Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя
Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2465466:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки и расположенные ниже по потоку газа рабочие лопатки. С внешней стороны от рабочих лопаток установлены секторы основного разрезного кольца и наружный корпус турбины с радиальным усиливающим ребром. Сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток. Между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом расположено N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо, закрепленное с внутренней стороны от радиального усиливающего ребра. Секторы основного разрезного кольца выполнены с трехкамерной системой охлаждения, отделенной от внутренней воздушной полости N-образного промежуточного кольца лентой с подводящими воздух каналами. Каналы в каждой из камер охлаждения смещены вперед по потоку газа относительно входа в охлаждающее отверстие сектора, и отношение числа секторов основного разрезного кольца к числу секторов промежуточного разрезного кольца равно 2. Изобретение позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя. 3 ил.

 

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

Известна высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, содержащая сопловые лопатки и наружный корпус турбины с разрезным кольцом с внешней стороны от рабочих лопаток (Патент РФ №2386816, F01D 5/08, 2008 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за возможного повреждения наружного корпуса турбины с образованием в нем разрывов и пробоин в случае обрыва рабочей лопатки турбины.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками и расположенными ниже по потоку газа рабочими лопатками, с внешней стороны от которых установлено секторное разрезное кольцо и наружный корпус турбины, усиленный радиальным ребром, расположенным с внешней стороны от рабочей лопатки (Патент РФ №2211926, F01D 5/18, 2001 г.).

Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются низкая надежность высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя из-за повышенной температуры разрезного кольца и наружного корпуса турбины и низкая экономичность из-за повышенных утечек охлаждающего воздуха между верхними полками сопловых лопаток.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя путем снижения температуры разрезного кольца и наружного корпуса турбины, а также уплотнения верхних полок сопловых лопаток на выходе из соплового аппарата.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками и расположенными ниже по потоку газа рабочими лопатками, с внешней стороны от которых установлены секторы основного разрезного кольца и наружный корпус турбины с радиальным усиливающим ребром, согласно изобретению сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток; между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом расположено N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо, закрепленное с внутренней стороны от радиального усиливающего ребра, а секторы основного разрезного кольца выполнены с трехкамерной системой охлаждения, отделенной от внутренней воздушной полости N-образного промежуточного кольца лентой с подводящими воздух каналами, причем каналы в каждой из камер охлаждения смещены вперед по потоку газа относительно входа в охлаждающее отверстие сектора, и , где:

m - число секторов основного разрезного кольца;

n - число секторов промежуточного разрезного кольца.

Фиксация сопловых лопаток турбины в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток, позволяет снизить паразитные утечки охлаждающего воздуха, протекающие по стыкам боковых стенок верхних полок сопловых лопаток, за счет уплотнения этих стыков радиальным ребром стопорного кольца, что повышает экономичность высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.

Размещение между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом турбины N-образного в поперечном сечении промежуточного разрезного кольца позволяет увеличить расстояние между проточной частью турбины и ее наружным корпусом, снизив таким образом теплоотдачу в корпус и понизив температуру наружного корпуса как на рабочих режимах, так и после остановки турбины, что важно для режимов повторной приемистости.

Установка N-образного в поперечном сечении промежуточного разрезного кольца, закрепленного с внутренней стороны от усиливающего радиального ребра, позволяет за счет повышенной радиальной жесткости ребра точнее выдержать необходимую геометрию внутренней поверхности установленного на промежуточном основного разрезного кольца, что способствует уменьшению радиальных зазоров между рабочей лопаткой и трактовой поверхностью основного разрезного кольца, уплотняя верхние полки сопловых лопаток на выходе из соплового аппарата, снижая паразитные утечки воздуха и повышая таким образом экономичность турбины.

Давление газа в проточной части турбины от входной к выходной кромкам рабочей лопатки существенно уменьшается, и выполнение системы охлаждения секторов основного разрезного кольца трехкамерной, т.е. в виде трех расположенных последовательно в осевом направлении камер, соединенных на входе через каналы в ленте с внутренней кольцевой воздушной полостью промежуточного разрезного кольца, а на выходе через отверстия в основном разрезном кольце - с проточной частью турбины, позволяет путем изменения проходной площади в каналах или отверстиях получать необходимое давление охлаждающего воздуха в каждой из камер и организовывать эффективное конвективно-пленочное охлаждение основного разрезного кольца со стороны проточной части турбины.

Смещение вперед по потоку газа каналов подвода охлаждающего воздуха в ленте относительно входа в охлаждающие отверстия секторов разрезного кольца позволяет интенсифицировать конвективное охлаждение внутренней поверхности секторов основного разрезного кольца, что повышает надежность турбины.

Секторы основного разрезного кольца, омываемые со стороны проточной части турбины газом, а со стороны наружного корпуса турбины - воздухом, испытывают при работе значительные термические напряжения, что приводит, особенно при значительных ресурсах работы, к изменению их геометрии и к увеличению радиального зазора между рабочей лопаткой и основным разрезным кольцом. Для снижения указанного отрицательного эффекта основное разрезное кольцо выполняется из большого количества секторов, что минимизирует искажение их геометрии.

Промежуточное разрезное кольцо, которое при работе турбины находится целиком в воздушной полости и нагревается более равномерно, испытывает значительно меньшие термические напряжения, искажения его геометрии при работе минимальны, и поэтому оно выполняется из меньшего количества секторов.

При увеличивается искажение геометрии основного разрезного кольца; при увеличиваются паразитные утечки газа между секторами основного разрезного кольца.

На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 представлено сечение A-A на фиг.2.

Высокотемпературная турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с сопловыми лопатками 3 и расположенного ниже по потоку газа 4 ротора 5 с рабочими лопатками 6, расположенными в проточной части 7.

Сопловые лопатки 3 в сопловом аппарате 8 зафиксированы по верхним полкам 9 от смещения под действием газовых сил в осевом направлении стопорным кольцом 10 с радиальным ребром 11, контактирующим с наружной поверхностью 12 выходного торца 13 полки 9, уплотняя таким образом стыки 14 между боковыми стенками 15 и 16 соседних сопловых лопаток 3 и снижая тем самым паразитные утечки охлаждающего воздуха из соплового аппарата 8 в проточную часть 7 турбины 1.

Наружный корпус 17 турбины 1 выполнен с внешним радиальным усиливающим ребром 18, обеспечивающим непробиваемость корпуса 1 и локализацию фрагментов 37 лопатки 3 в случае ее обрыва. С внутренней стороны на корпусе 17 под ребром 18 с помощью соединения шип-паз 19 зафиксировано N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо 20, на котором в свою очередь установлено основное разрезное кольцо 21, ограничивающее своей трактовой поверхностью 22 проточную часть 7 турбины 1 со стороны рабочей лопатки 6.

Секторы 23 основного разрезного кольца 21 выполнены с трехкамерной системой охлаждения 24, отделенной от внутренней воздушной полости 25 промежуточного разрезного кольца 20 лентой 26 с каналами 27 подвода охлаждающего воздуха 28 в расположенные в осевом направлении переднюю 29, среднюю 30 и заднюю 31 камеры охлаждения, которые разделены между собой радиальными перегородками 32. Каждая из камер 29, 30 и 31 соединена с проточной частью 7 турбины 1 охлаждающими отверстиями 33, выполненными в секторах 23 основного разрезного кольца 21, причем каналы 27 в ленте 26 смещены вперед по потоку газа 4 относительно входа 34 в охлаждающие отверстия 33, что позволяет интенсифицировать конвективное охлаждение в каждой из камер 29, 30 и 31. Позицией 35 обозначена входная кромка рабочей лопатки 6, позицией 36 - выходная. Поз.37 - фрагменты лопатки 6, расположенные в полости 38 при разрушении указанных лопаток 6.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе турбины 1 давление газа 4 в проточной части 7 от входной кромки 35 рабочей лопатки 6 к выходной кромке 36 уменьшается, что могло бы ухудшить охлаждение передней по потоку 4 части основного разрезного кольца 21. Однако этого не происходит, так как трехкамерная система охлаждения кольца 21 позволяет обеспечить необходимое давление охлаждающего воздуха 28 в каждой из камер 29, 30 и 31, достаточное для обеспечения эффективного заградительного охлаждения трактовой поверхности 22 секторов 23 основного разрезного кольца 21.

Увеличенное радиальное расстояние между наружным корпусом 17 турбины 1 и основным разрезным кольцом 21 с воздушной полостью 25 позволяет в случае обрыва рабочей лопатки 6 локализовать фрагменты 37 лопатки 6 в полости 38 между корпусом 17 и проточной частью 7 турбины 1, не допуская тем самым дальнейшего лавинообразного разрушения турбины 1.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками и расположенными ниже по потоку газа рабочими лопатками, с внешней стороны от которых установлены секторы основного разрезного кольца и наружный корпус турбины с радиальным усиливающим ребром, отличающаяся тем, что сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток; между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом расположено N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо, закрепленное с внутренней стороны от радиального усиливающего ребра, а секторы основного разрезного кольца выполнены с трехкамерной системой охлаждения, отделенной от внутренней воздушной полости N-образного промежуточного кольца лентой с подводящими воздух каналами, причем каналы в каждой из камер охлаждения смещены вперед по потоку газа относительно входа в охлаждающее отверстие сектора, и , где m - число секторов основного разрезного кольца; n - число секторов промежуточного разрезного кольца.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, а точнее касается способа защиты корпуса лопаточных машин и корпуса защищенного от пробиваемости при обрыве лопаток лопаточных машин.

Турбина // 2459090

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 выпускному картеру в газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к герметизации полости ступицы в выпускном картере

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения

Изобретение относится к выхлопному кожуху газотурбинного двигателя

Турбина // 2483218
Наверх