Турбина газотурбинного двигателя

Турбина газотурбинного двигателя включает кольцевой входной канал, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени. Радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, выполненными трапециевидными в поперечном сечении. Осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки. Коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз». Передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения.

Известна газовая турбина двигателя энергетической установки, в которой отсутствует переходный канал между турбиной высокого давления и силовой свободной турбиной (Патент РФ №2269006, F01D 3/02, F02C 7/36, 2006 г.).

Недостатком такой конструкции является низкий коэффициент полезного действия силовой свободной турбины в случае прямого безредукторного привода электрогенератора из-за низкой окружной скорости ротора силовой турбины.

Наиболее близкой к заявляемой является газовая турбина газотурбинного двигателя с переходным каналом на входе в силовую свободную турбину, причем образующая внутреннюю стенку канала коническая обечайка совместно с закрепленной на ней болтовым соединением задней крышкой телескопически установлена на радиальных цилиндрических выступах нижних полок первых сопловых лопаток силовой турбины (Патент РФ №2263809, F02C 7/28, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за малой площади контакта в телескопическом соединении на цилиндрических выступах нижней полки лопатки с конической обечайкой, а также из-за значительных взаимных температурных деформаций конической обечайки и задней крышки, что приводит к значительному износу и поломке деталей в процессе эксплуатации.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины путем обеспечения свободного радиального перемещения конической обечайки относительно переднего фланца, исключения контакта и взаимной деформации осевых выступов обечайки входного канала и задней крышки, а также уменьшения износа по контактирующим поверхностям обечайки, задней крышки и сопловых лопаток турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с кольцевым входным каналом, внутренний конус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени, согласно изобретению радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».

Кроме того, передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта.

Выполнение радиальных выступов полок сопловых лопаток первой ступени прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, обеспечивает контакт обечайки с лопаткой, а также контакт крышки с лопаткой по плоскости, а не по линии, как при цилиндрических выступах, что повышает надежность турбины за счет уменьшения износа по контактирующим поверхностям деталей.

Размещение осевых выступов конической обечайки с внешней стороны от осевых выступов задней крышки исключает взаимный контакт выступов обечайки и крышки вследствие более высокой температуры обечайки на всех режимах работы по сравнению с температурой крышки, что исключает их контакт и взаимную деформацию и повышает надежность газовой турбины.

Фиксация конической обечайки в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз» обеспечивает передачу осевых усилий от действия газовых сил с конической обечайки на сопловые лопатки, а также свободное радиальное перемещение обечайки относительно переднего фланца.

Для обеспечения сборки передний фланец выполнен разрезным и состоит из секторов.

Выполнение болтового соединения переднего фланца с крышкой с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта исключает срезание и поломку стержня болта при взаимных температурных радиальных деформациях фланца и крышки.

На фиг.1 показан продольный разрез газовой турбины газотурбинного двигателя с газовым каналом на входе в турбину, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен вид А на фиг.2, а на фиг.4 показано сечение Б-Б на фиг.3. Фиг.5 представляет элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из статора 2 с первыми сопловыми лопатками 3 и ротора 4 с рабочими колесами 5.

На входе 6 в турбину 1 выполнен входной канал 7, внутренний конус 8 которого образован внутренней конической обечайкой 9, телескопически в радиальном направлении установленной с помощью осевых, трапециевидных в поперечном сечении выступов 10 на радиальных, прямоугольных в поперечном сечении выступах 11 нижних полок 12 первых сопловых лопаток 3.

Задняя крышка 13, состоящая из крышки 14 и заднего фланца 15, также телескопически в радиальном направлении установлена на радиальных прямоугольных в поперечном сечении выступах 11 нижних полок 12 первых сопловых лопаток 3 с помощью осевых трапециевидных в поперечном сечении выступов 16, выполненных на заднем фланце 15 с внутренней стороны от выступов 10 обечайки 9. Выступы 16 фланца 15 расположены навстречу выступам 10 обечайки 9, между выступами 16 и расположенными с внешней стороны выступами 10 выполнен радиальный зазор δ. Радиальные выступы 11 полок 12 контактируют боковыми поверхностями 17 и 18 с осевыми выступами 10 обечайки 9 и с осевыми выступами 16 заднего фланца 15.

В осевом направлении задний фланец 15 зафиксирован относительно радиального кольцевого ребра 19 нижней полки 12 первой сопловой лопатки 3 с помощью радиального телескопического соединения 20, позволяющего фланцу 15 перемещаться в радиальном направлении относительно полки 12 при температурных деформациях.

Коническая обечайка 9 зафиксирована в осевом направлении относительно заднего фланца 15 с помощью переднего фланца 21, радиальное ребро 22 которого образует с кольцевой радиальной внутренней канавкой 23 обечайки 9 кольцевое радиальное соединение 24 типа «шип-паз». Для обеспечения сборки передний фланец 21 выполнен разрезным, состоящим из секторов 25 и 26.

Передний фланец 21 установлен на задней крышке 13 с помощью болтового соединения 27, которое выполнено с кольцевой канавкой 28 на стыке 29 фланца 21 и крышки 13 - вокруг хвостовика 30 болта 31. Позицией 32 обозначен поток газа, проходящий через входной канал 7 в сторону ротора 4.

Работает данное устройство следующим образом.

При запуске газовой турбины газотурбинного двигателя 1 в первую очередь нагревается коническая обечайка 9, непосредственно контактирующая с потоком газа 32, что приводит к увеличению ее радиальных размеров. Так как обечайка 9 телескопически в радиальном направлении установлена на радиальных выступах 11 полок 12 сопловых лопаток 3, то ее температурная радиальная деформация происходит без появления дополнительных напряжений. Радиальный зазор δ между центрирующими осевыми выступами 10 обечайки 9 и выступами 16 заднего фланца 15 при этом увеличивается.

Далее прогревается задняя крышка 13, состоящая из крышки 14 и заднего фланца 15. Так как задний фланец 15 установлен телескопически в радиальном направлении на радиальных выступах 11 лопаток 3 с помощью осевых выступов 16, то и его радиальная температурная деформация происходит свободно, без появления дополнительных напряжений. Радиальный зазор δ при этом начинает уменьшаться.

Так как передний фланец 21 расположен с внутренней стороны от конической обечайки 9 и задней крышки 13, то его повышение температуры происходит с отставанием от повышения температуры обечайки 9 и заднего фланца 15, что могло бы привести к поломке болтового соединения 27 фланца 21 и крышки 13. Однако этого не происходит, так как болтовое соединение переднего фланца 21 с крышкой 13 выполнено с кольцевой канавкой 28 вокруг хвостовика 30 болта 31, а передний фланец 21 является разрезным и состоит из секторов 25, 26.

1. Турбина газотурбинного двигателя с кольцевым входным каналом, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени, отличающаяся тем, что
радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».

2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта.



 

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

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

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 турбинам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения

Наверх