Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя



Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя
Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя
Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя
Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2472003:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. Средние линии выходных участков профилей стоек направлены вдоль продольной оси турбины. В поперечном сечении турбины в окружном направлении выходная кромка каждой профильной стойки размещена напротив входной кромки предыдущей профильной стойки. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°. Изобретение позволяет снизить инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины в сторону выхода из двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к элементам конструктивной силовой связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины.

Известно выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащее профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси (см. патент Канады №2647058, МПК F01D 25/30, опубл. 14.06.2009 г.). В этом решении профилированные стойки выполняют две основные функции: функцию силовой связи между корпусом турбины и внутренними элементами опоры ротора турбины и коммуникационную функцию для обслуживания внутренних полостей турбины, ввиду чего эти стойки выполняют полыми. Из-за того что эти стойки находятся в проточной части турбины для уменьшения гидравлических потерь, они обязательно выполняются профилированными.

Такое решение несколько уменьшает инфракрасное излучение от турбины, но это уменьшение незначительно, ввиду того, что входная и выходная кромки каждой профилированной стойки расположены друг за другом вдоль продольной оси турбины и инфракрасное свечение рабочих лопаток турбины очень заметно сзади двигателя. Поэтому в двигателе приходится применять различные технические решения, уменьшающие инфракрасное излучение двигателя, уже в конструкции реактивного сопла. А это технически довольно сложно и связано с большими потерями не только на кратковременных режимах минимальной инфракрасной заметности самолета, когда самолет находится в опасной зоне и может быть атакован противником, но и на всех остальных режимах полета.

Задача изобретения - используя то, что стойки выполнены профилированными, так спрофилировать стойки, чтобы развести входную и выходную кромки в окружном направлении каждой силовой стойки так, чтобы при взгляде на турбину сзади просветы между входной кромкой каждой следующей профильной стойки и выходной кромкой предыдущей профильной стойки были минимальными или отсутствовали вовсе.

Дополнительная задача изобретения - повернуть входную кромку силовой стойки в сторону вращения рабочего колеса турбины для повышения КПД рабочего колеса.

Указанная задача достигается тем, что в выходном устройстве турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащем профилированные стойки корпуса турбины, размещенные в проточной части вслед за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, в поперечном сечении турбины у каждой профильной стойки ее входная кромка смещена относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины так, что входная кромка каждой последующей профилированной стойки расположена напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки.

Дополнительная задача достигается тем, что средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.

Размещение в поперечном сечении турбины в окружном направлении входной кромки каждой следующей профилированной стойки напротив выходной кромки предыдущей профилированной стойки позволяет при взгляде на турбину со стороны выхода двигателя свести к минимуму или ликвидировать полностью просветы между входной кромкой каждой следующей профилированной стойки и выходной кромкой предыдущей профилированной стойки, что сводит к минимуму инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины в сторону выхода из двигателя, а значит летательный аппарат с таким двигателем становится менее заметным для средств его обнаружения, работающих на регистрации инфракрасного излучения.

Смещение входных кромок профильных стоек относительно ее выходной кромки в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет свести к минимуму гидравлические потери от поворота потока газа на профильных стойках.

Поворот средних линий входных участков профилей стоек на угол 20-40° к продольной оси позволяет увеличить КПД рабочего колеса последней ступени турбины.

На фиг 1 показан продольный разрез выходного устройства турбины.

На фиг.2 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных и выходных участков профилей стоек направлены вдоль продольной оси турбины.

На фиг.3 показан поперечный разрез по профилированным стойкам и рабочему колесу последней ступени турбины для случая, когда средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.

На фиг.4 показан вид сзади на выходное устройство турбины.

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит профилированные стойки 1 корпуса 2, размещенные в проточной части 3 турбины 4 за рабочим колесом 5 последней ступени турбины 4. В поперечном сечении турбины 4 в окружном направлении входная кромка 6 каждой следующей профилированной стойки 1 размещена напротив выходной кромки 7 предыдущей профилированной стойки 1, при этом входная кромка 6 профилированной стойки 1 в окружном направлении смещена в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 относительно ее выходной кромки 7. Средние линии 8 входных и выходных участков профилированных стоек 1 направлены вдоль продольной оси 9 турбины 4 (фиг.2). Средние линии 8 входных участков профилей стоек 1 могут быть повернуты к продольной оси 9 турбины 4 в сторону вращения рабочего колеса 5 последней ступени турбины 4 на угол 20-40° (фиг.3).

При работе турбины поток горячего газа с рабочего колеса последней ступени турбины поступает на выходное устройство турбины. При этом инфракрасное излучение от рабочих лопаток последней ступени турбины на выходе из двигателя загораживается выходным устройством и самолет становится со стороны сопла двигателя малозаметным для датчиков инфракрасного излучения.

Поворот средней линии входных участков профилей стоек к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет иметь возможность увеличить закрутку потока за рабочим колесом последней ступени турбины с обеспечением осевого выхода газа из турбины, что повышает КПД турбины в целом.

К достоинствам изобретения следует отнести и его применимость как для одноконтурных авиационных газотурбинных двигателях, так и для двухконтурных.

Выходное устройство турбины, содержащее полые профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, отличающееся тем, что в поперечном сечении турбины в окружном направлении выходная кромка каждой профильной стойки размещена напротив входной кромки предыдущей профильной стойки, а средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40°.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к паровым машинам объемного расширения, а именно к пароводяным винтовым детандерам, предназначенным для преобразования энергии пара в механическую энергию.

Изобретение относится к области энергетики, к турбиностроению, и может быть использовано в цилиндрах высокого давления паровых турбин. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в выхлопном тракте газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой. .

Изобретение относится к области энергетики, к паротурбинным установкам, и может быть использовано для паровых турбин средней и большой мощности. .

Изобретение относится к конструкции выходного устройства турбины, а именно к элементам связи между корпусом турбины и ее внутренними элементами

Изобретение относится к ступице в сборе, входящей в состав задней опоры турбины низкого давления

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя

Изобретение относится к турбомашиностроению, а именно, к устройствам для предотвращения утечек рабочего тела, и может быть использовано в авиационных газотурбинных двигателях (ГТД)

Изобретение относится к конструктивным элементам турбины, взаимосвязям между корпусом турбины и ее внутренними элементами, в частности, к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно для сбросных систем пара тепловых электрических станций, например, выбросам пара при срабатывании главных предохранительных клапанов котлов, продувок пароперегревателей, растолок котлов и котлов-утилизаторов при расходах сбрасываемого пара более 30 т/ч и степени нерасчетности недорасширенной струи пара n=pa/pc>1, где pa - давление атмосферного воздуха, pc - статическое давление пара на срезе выхлопного трубопровода

Выхлопное устройство турбомашины содержит корпус с входным отверстием, расположенным вокруг оси вращения турбины, диффузор, расположенное в наружной стенке корпуса выходное отверстие и дополнительную перегородку. Диффузор включает осевую и радиальную части, образованные соответственно внутренней и наружной трактовыми стенками, расположенными внутри корпуса вокруг оси вращения турбины. Дополнительная перегородка выполнена внутри корпуса устройства в плоскости, перпендикулярной оси вращения турбины, с периметром равным периметру параллельных ей стенок корпуса устройства. В дополнительной перегородке выполнено коаксиально оси вращения турбины отверстие, диаметр которого равен максимальному диаметру наружной трактовой стенки радиальной части диффузора. В нижней части дополнительной перегородки выполнены симметрично и «зеркально», относительно вертикальной оси указанной перегородки сквозные пазы. По периметру сквозных пазов неподвижно и герметично установлены полые короба, выполненные в виде усеченных пирамид с двумя криволинейными гранями. Меньшие по площади основания указанных усеченных пирамид направлены в сторону турбины устройства, пространство от верхней кромки дополнительной перегородки до верхней кромки стенки корпуса, содержащей входное отверстие устройства, закрыто герметичной плоской стенкой. Изобретение позволяет повысить эффективность устройства и к.п.д. газотурбинной установки. 3 ил.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура. Контура образованы передними и задними лопатками, размещенными между стойками со смещением относительно друг друга. Средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси. Средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины. Лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное 0,03÷0,15 длины хорды передней лопатки. По длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него. Количество контуров установленных между стойками определено зависимостью защищаемой настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия последней ступени турбины, а также уменьшить закрутку выходящего потока. 3 ил.
Наверх