Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке



Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке
Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке
Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке
Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке

 


Владельцы патента RU 2487256:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) (RU)

Изобретение может быть использовано в машиностроении, в частности в авиационном двигателестроении. Способ детонационного сжигания топливной смеси, непрерывно поступающей в прямоточную камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью, заключается в том, что в качестве топлива используется водородовоздушная смесь постоянного во времени состава, направляемая в осесимметричный конвергентно-дивергентный сопловой канал параллельно оси и сжигаемая в стационарной самоподдерживающейся волне детонации. Волна детонации формируется в расширяющейся части канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков при выполнении следующего условия: скорость газа на входе в канал превосходит скорость детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси. Изобретение направлено на создание сверхзвуковой прямоточной камеры непрерывного сгорания водородовоздушных смесей в самоподдерживающейся стационарной волне детонации и представляет собой один из способов получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока, используемого при движении тел в воздухе. 4 ил.

 

Заявляемое изобретение может быть использовано в машиностроении, в частности в авиационном двигателестроении.

Наиболее близким к заявляемому способу является способ сжигания топлива в пульсирующей волне детонационного горения, которая со сверхзвуковой скоростью поступает в рабочую часть соплового конвергентно-дивергентного канала плоской конфигурации [1]. Основным недостатком прототипа является отказ от реализации стационарных режимов детонационного сжигания топливных смесей, наиболее выгодных с энергетической точки зрения при создании прямоточного сверхзвукового детонационного двигателя.

Заявляемое изобретение направлено на создание сверхзвуковой прямоточной камеры непрерывного сгорания топливно-воздушных смесей (ТВС) в стационарной самоподдерживающейся волне детонации и представляет собой один из способов получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока, используемого при движении тел в воздухе.

Указанный результат достигается тем, что сверхзвуковой поток ТВС направляется в конвергентно-дивергентный сопловой канал, где в детонационной волне, стационарно расположенной и самоподдерживающейся в расширяющейся части осесимметричного соплового канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков, сгорает смесь водорода с воздухом постоянного во времени состава, поступающая параллельно оси канала со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.

Отличительными признаками заявляемого изобретения являются

- использование в качестве топлива водородовоздушной смеси постоянного во времени состава,

- наличие осесимметричного конвергентно-дивергентного соплового канала,

- монотонно меняющаяся по длине форма сужающегося и расширяющегося участков канала,

- сверхзвуковой поток водорода с воздухом, направленный параллельно оси симметрии соплового канала,

- наличие самоподдерживающегося стационарного фронта детонационного горения в расширяющейся части соплового канала при выполнении следующего условия:

- значение скорости газа на входе в канал превосходит значение скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.

Водород выбран в качестве топлива из-за его сравнительно высокой детонационной способности. Минимальная энергия инициирования детонационного горения водорода в воздухе при нормальных условиях равна 4.2 МДж в открытом пространстве [2]. Метан, являющийся основным компонентом природного газа, как и широко используемый в авиации керосин, вообще не детонируют в воздухе при нормальных условиях. Теплота сгорания водорода в расчете на один моль кислорода Q=480 кДж, в то время как для метана Q=400 кДж/моль, для ацетилена Q=500 кДж/моль [3]. Таким образом, водородовоздушная смесь по теплотворной и детонационной способности не уступает газообразным углеводородам, но предпочтительнее в экологическом плане, поскольку его сжигание происходит без образования сажи и различных окислов углерода. Постоянный во времени состав является необходимым условием генерации стационарного детонационного горения смеси.

Воспламенение газообразного топлива может быть принудительным, то есть в результате подвода внешней энергии к газу, либо самопроизвольным, или спонтанным, например, при адиабатическом сжатии газа поршнем в теплоизолированном сосуде или за ударной волной. В предлагаемом способе детонационного сжигания сверхзвуковой поток водородовоздушной смеси адиабатически сжимается в конвергентной (сужающейся) части соплового канала и цилиндре минимального радиуса при его наличии. Достаточно высокая степень сжатия ведет к самовоспламенению, то есть спонтанному воспламенению газа. Если этого сжатия недостаточно, повышение температуры и давления уменьшает энергию, необходимую для вынужденного воспламенения смеси.

Наличие дивергентного (расширяющегося) участка соплового канала обусловлено двумя причинами. Во-первых, на этом участке происходит рост скорости заторможенного в конвергентной части канала сверхзвукового потока до значений, отвечающих условиям формирования самоподдерживающегося стационарного фронта детонации, в каждой точке которого должны выполняться условия Чепмена-Жуге для скорости газа, направленной по нормали к криволинейному, в общем случае, детонационному фронту. Во-вторых, этот участок необходим для создания тяги, которая представляет собой продольную составляющую сил давления, направленных вдоль оси соплового канала навстречу потоку. Она растет с ростом давления за детонационным фронтом и площади поперечного сечения дивергентного сопла, поскольку в этой части давление действует на стенки соплового канала в сторону, противоположную направлению набегающего потока. Осевая симметрия позволяет осуществить заданное сжатие сверхзвукового потока на более коротком расстоянии, чем в случае плоского соплового канала.

Монотонность профиля сужающегося и расширяющегося участков канала уменьшает вероятность формирования косых скачков уплотнения, которые приводят к дополнительным потерям полного давления и, как следствие, к снижению тяги, а в конвергентной секции способны инициировать преждевременное воспламенению газа.

Поступление смеси параллельно оси симметрии канала, во-первых, также снижает вероятность формирования косых скачков уплотнения на входе в канал или их интенсивность в случае неудачно выполненной обечайки сопла, а во-вторых, имитирует движение соплового канала со сверхзвуковой скоростью в покоящемся газе.

Стационарное детонационное горение может существовать только в режиме самоподдерживающейся детонационной волны Чепмена-Жуге (см., например, [4]). Сжатие сверхзвукового потока ведет к падению его скорости. При скорости потока на входе, близкой к скорости детонации Чепмена-Жуге на участке сужения канала и в некоторой начальной части его расширения инициирование детонации происходит в потоке со скоростью, меньшей скорости Чепмена-Жуге, что приводит к распространению волны навстречу потоку, выходу детонации в сужающуюся часть и срыву тяги. Поэтому скорость поступающей в сопловой канал водородовоздушной смеси ограничена снизу.

Заявляемое изобретение поясняется фиг.1-4 и нижеследующим описанием. На фиг.1-3 представлен результат сжатия газа (формирование области EF с повышенной температурой газа, фиг.1) в конвергентной части соплового канала одной из возможных конфигураций, фронт самоподдерживающегося детонационного горения CD в дивергентной части канала (фиг.2) и силовое воздействие продуктов горения на внутреннюю поверхность канала (фиг.3) в установившемся потоке после принудительного инициирования детонации водородовоздушной смеси, поступающей в сопло со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси. На фиг.4 показано поле температур установившегося течения в сопловом канале с укороченной конвергентной частью, которая обеспечивает спонтанное инициирование самоподдерживающегося детонационного горения водородовоздушной смеси.

Сущность заявляемого изобретения поясняется нижеследующим описанием. В современных камерах сгорания сжигание ТВС происходит после торможения потока до дозвуковых скоростей с тем, чтобы снизить потери полного давления. При высоких скоростях полета такое торможение приводит к прогреву газа до температуры термического разложения топлива, что снижает эффективность тепловыделения. Детонационное горение происходит без торможения сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей и поэтому может обеспечить более высокую эффективность тепловыделения несмотря на некоторые потери полного давления в ударном фронте детонационной волны.

В [1] предложено осуществлять сжигание топлива в детонационной волне, пульсирующей в плоской рабочей части соплового канала. Теоретические исследования, проведенные в одномерном приближении на основе модели бесконечно тонкой детонации, позволили рассчитать оптимальные параметры детонационной камеры сгорания, в которой пульсации обеспечены периодическим изменением состава смеси. В работе отмечено, что максимум удельного импульса и тяги достигается при использовании детонационных режимов, близких к стационарным.

Заявляемое изобретение позволяет в непрерывном самоподдерживающемся стационарном режиме преобразовать тепловую энергию химических реакций в дополнительную кинетическую энергию сверхзвукового газового потока. Водородовоздушная смесь, поступающая в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси, направляется в сужающейся части к оси симметрии канала. В ограниченной области EF (фиг.1), локализованной у оси симметрии в окрестности минимального сечения, повышаются давление и температура газа. Складываются условия, которые приводят к самовоспламенению или способствуют вынужденному воспламенению смеси и, как следствие, формированию, вообще говоря, криволинейного фронта самоподдерживающегося детонационного горения CD в дивергентной части канала (фиг.2). Положение и форма детонационного фронта обеспечивают выполнение условий Чепмена-Жуге в каждой точке его поверхности, то есть стационарность детонационного горения, постоянство и непрерывность тепловыделения. Положение и форма этого самоподдерживающегося детонационного фронта, в свою очередь, определяются параметрами набегающего потока, компонентным составом газа и геометрией соплового канала.

Принципиальная возможность реализации заявляемого изобретения может быть проиллюстрирована на примере использования конвергентно-дивергентного осесимметричного соплового канала с центральной цилиндрической частью (фиг.1). На рисунке длины отнесены к радиусу центрального цилиндра r0=0.1 м. Радиус входного сечения R1=1.6r0, радиус сопла на выходе R2=5r0, входной и центральный цилиндры имеют одинаковую длину Le=L0, равную r0, длины сужающейся и расширяющейся частей канала равны Lc=5r0 и Ld=13r0 соответственно. Профиль конвергентной части задается участком синусоиды, монотонно убывающим при изменении x от -Lc до 0: y=r0-(R1-r0)sin(0.5πx/Lc), контур дивергентной части задается синусоидой, монотонно возрастающей на отрезке от L0 до L0+Ld: y=r0+(R2-r0)sin(0.5π(x-L0)/Ld). Геометрия канала и параметры набегающего потока удовлетворяют изложенным выше условиям. В [5] численно показано, что вынужденное воспламенение позволяет реализовать стационарное самоподдерживающееся детонационное горение водородовоздушных смесей и получить высокоэнтальпийный сверхзвуковой поток на выходе из соплового канала.

В [6] доказана устойчивость полученных стационарных самоподдерживающихся режимов детонационного горения к периодическим возмущениям концентрации водорода в поступающей смеси в широком диапазоне изменения параметров течения. Срыв стационарного детонационного горения происходит из-за длительного отсутствия достаточного количества водорода в зоне воспламенения в случае низкочастотных длинноволновых возмущений с высокой амплитудой. К потере устойчивости приводит также выход детонации в конвергентную часть сопла, обусловленный неоптимальным выбором состава смеси. Все это говорит не столько о неустойчивости рассматриваемых стационарных режимов детонационного горения, сколько о трудностях реализации пульсирующих режимов в рассматриваемом сопловом канале.

Инициирование детонационного горения предварительно нагретой водородовоздушной смеси в сверхзвуковом потоке экспериментально реализовано в [7] путем импульсной фокусировки лазерного излучения.

Стационарное самоподдерживающееся детонационное горение водородовоздушных смесей при спонтанном воспламенении численно получено в сопловом канале с укороченным конвергентным участком Lc=-3r0 (фиг.4).

Численное моделирование и эксперименты подтверждает возможность реализации заявляемого изобретения. Заявляемый способ позволяет в непрерывном самоподдерживающемся режиме преобразовывать тепловую энергию химических реакций в дополнительную кинетическую энергию газового потока, избегая контрпродуктивного термического разложения топлива путем детонационного сжигания водородовоздушной смеси, направляемой с высокой сверхзвуковой скоростью в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло. Предлагаемый способ допускает оптимизацию формы соплового канала для уменьшения энергии инициирования детонации и получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока с заданными параметрами.

Источник информации

1. Крайко А.Н. Теоретическое и экспериментальное обоснование концепции пульсирующего двигателя с детонационной волной, движущейся против сверхзвукового потока // Импульсные детонационные двигатели / Под ред. С.М.Фролова. М.: Торус Пресс, 2006. С.569-590.

2. Нетлетон М. Детонация в газах. М.: Мир. 1989. - 280 с.

3. Гурвич Л.В., Вейц И.В., Медведев В.А. и др. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочное издание. Т.1. Кн.2. М.: Наука, 1978. 327 с.

4. Черный Г.Г. Газовая динамика. М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1988. - 424 с.

5. Туник Ю.В. Численное моделирование детонационного горения водородовоздушных смесей в сопле Лаваля // Изв. РАН. МЖГ. 2010. №2. С.107-114.

6. Туник Ю.В. Устойчивость детонационного горения к изменению концентрации водорода на входе в сверхзвуковое сопло // Изв. РАН. МЖГ. 2011. №1. С.128-135 (в печати).

7. V.A.Pavlov, O.P.Shatalov, Yu.V.Tunik. Laser-based ignition of supersonic hydrogenous flows in a shock tube. Technical Program and Abstracts. 7th International Colloquim on Pulsed and Continuous Detonations. St. Petersburg, 2010, p 10.

Способ детонационного сжигания топливной смеси, непрерывно поступающей в прямоточную камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью, отличающийся тем, что в качестве топлива используется водородовоздушная смесь постоянного во времени состава, направляемая в осесимметричный конвергентно-дивергентный сопловой канал параллельно оси и сжигаемая в стационарной самоподдерживающейся волне детонации, формирующейся в расширяющейся части канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков, при выполнении следующего условия: скорость газа на входе в канал превосходит скорость детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к опоре роторов турбин высокого и низкого давления высокотемпературного газотурбинного двигателя, интегрированной с сопловым аппаратом турбины низкого давления.

Изобретение относится к смазке подшипников скольжения и, в частности, к распределению холодной смазки на опорной поверхности подшипника скольжения и отводу горячей смазки от опорной поверхности и может быть использовано в компрессорах, турбинах, насосах и других устройствах с вращающимися валами.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к размещению опор для вращающихся с большой частотой вращения роторов турбомашин, и может использоваться в наиболее напряженных опорах.

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к маслосистеме энергетической газотурбинной установки, применяемой на газоперекачивающих и электрических станциях для привода различных агрегатов (насосов, газовых и воздушных компрессоров, электрогенераторов и т.п.).

Изобретение относится к устройству возврата масла, содержащего промежуточный корпус турбины, на котором установлены верхняя по потоку подшипниковая опора, в которой образовано первое отверстие, и нижняя по потоку подшипниковая опора, в которой образовано второе отверстие, причем в каждой опоре установлен подшипник.

Изобретение относится к центробежному маслоотделителю с переменным проходным сечением, содержащему полый вращающийся вал. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и, в частности, к маслосистемам авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) маневренных самолетов. .

Изобретение относится к способу, устройству аварийной смазки двигателя, двигателю и транспортному средству, содержащим устройство аварийной смазки. .

Изобретение относится к турбомашинам, а именно к смазочным устройствам подшипников опор роторов турбин газотурбинных двигателей

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3). Для всех винтов предусмотрен зазор (4) между каждым передним отверстием (10) и проходящим через него предохранительным винтом (3), позволяющий избежать за счет указанного зазора любого контакта между передним отверстием (10) и предохранительным винтом (3). Передняя часть (1) и задняя часть (2) опоры подшипника контактируют друг с другом, по меньшей мере, двумя параллельными поверхностями боковин различных диаметров, формирующими наружные и внутренние средства центровки, образующими средство двойной центровки и взаимодействующими друг с другом для обеспечения осевого выравнивания одной из указанных частей относительно другой части. Обеспечивается лучший контроль за функцией разъединения за счет устранения усилий сдвига на предохранительном винте, а также возможность устранить овальную деформацию опоры подшипника. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Турбинная установка, содержащая, по меньшей мере, одно первое и одно второе рабочие колеса, вал и систему подшипников. Задние поверхности рабочих колес обращены друг к другу. На валу ротора установлены радиальные рабочие колеса. В области обоих радиальных рабочих колес установлены упорные подшипники, соответственно, с одной половиной подшипника ротора и одной половиной подшипника статора. Половина подшипника ротора расположена на задней поверхности сопряженного радиального рабочего колеса. Первое радиальное рабочее колесо выполнено неразъемным. Второе радиальное рабочее колесо с возможностью демонтажа соединено с валом ротора. Вал ротора на выходе из первого радиального рабочего колеса в направлении второго рабочего колеса сужается или имеет постоянный диаметр. Изобретение позволяет упростить монтаж и демонтаж рабочих колес, а также улучшить возможности технического обслуживания. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу и к системе смазки, имеющей в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения. Способ состоит в создании избыточного давления в камерах путем вдувания в эти камеры расхода сжатого воздуха через уплотнительные прокладки герметизации, причем в двух так называемых главных камерах создается давление, превышающее давление в оставшейся так называемой вторичной камере, в смазке подшипника качения в главных камерах, в смазке подшипника качения во вторичной камере только путем впрыскивания масляного тумана, поступающего из по меньшей мере одной из главных камер, причем упомянутый масляный туман направляется в результате разности давлений между главными камерами и вторичной камерой, в извлечении оставшейся части смазочного масла, впрыскиваемого в главные камеры, для его направления к масляному резервуару и в направлении воздушно-масляной смеси, поступающей из вторичной камеры, к масляному сепаратору. Технический результат изобретения - повышение эффективности смазки подшипников без использования сложного оборудования. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Коренная шейка содержит средство удержания уплотнительной втулки (200), охватывающей упомянутый вал. Средство удержания содержит сплошной радиальный кольцевой фланец, выполненный с входной стороны на аксиальной цилиндрической части шейки, и средства тангенциального блокирования. Сплошной фланец предназначен для аксиального упора в кольцевой радиальный фланец уплотнительной втулки. Средства тангенциального блокирования выполнены на выходной стороне аксиальной цилиндрической части шейки и предназначены для тангенциального блокирования уплотнительной втулки относительно коренной шейки. Узел включает в себя кольцевой радиальный фланец, содержащий смазочное кольцо, смазочное кольцо находится в поверхностном контакте с внутренней поверхностью шейки, которое своим входным краем аксиально упирается в радиальный кольцевой фланец аксиального упора, выполненный в шейке. Достигается ограничение износов за счет разнесения тангенциальных и аксиальных напряжений в коренной шейке. 4 н. и 18 з.п. ф-лы, 25 ил.

Турбомашина включает статор, ротор, вращающийся в одном заданном направлении, и узел подшипника. Узел подшипника содержит первую часть, присоединенную к статору турбомашины при помощи набора болтов и гаек, вторую часть, присоединенную к ротору, и подшипник качения, расположенный между первой и второй частями узла подшипника. Болты, присоединяющие первую часть узла подшипника к статору турбомашины, имеют направление завинчивания, противоположное направлению вращения ротора турбомашины. Изобретение позволяет исключить вывинчивание болтов при разбалансировке ротора турбомашины. 5 з.п. ф-лы, 6 ил., 1 табл.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной. Газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки. Одно из поддерживающих ребер газосборника может быть установлено между штуцерами магистрали маслоудаления а ступенчатая втулка может быть изготовлена из монолитного стального прутка. Технический результат - повышение надежности газосборника и за счет этого увеличение эксплуатационной надежности двигателя, увеличение ресурса, упрощение и улучшение качества его ремонта. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник. Роликоподшипник снабжен зигзагообразным упругим элементом с прорезями. Длина прорезей, выполненных на зигзагообразном упругом элементе роликоподшипника, меньше в 1,5…5 раз длины прорезей, выполненных на упругом элементе шарикоподшипника. Изобретение позволяет повысить надежность опоры газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре. Газотурбинная установка дополнительно снабжена тепловым насосом, содержащим последовательно соединенные, по меньшей мере, один испарительный теплообменник, одно устройство повышения давления, один конденсаторный теплообменник, одно устройство понижения давления. Вход испарительного теплообменника подключен к выходу устройства воздухоподготовки газотурбинного двигателя. Выход испарительного теплообменника соединен с входом компрессора. Вход конденсаторного теплообменника соединен с устройством подачи топлива, а выход - с теплообменником подогрева топлива. Изобретение направлено на повышение экономичности газотурбинной установки с различными газовыми и жидкими топливами, на снижение влияния параметров атмосферного воздуха на параметры ее работы, а также на повышение безопасности системы подогрева топлива газотурбинной установки. 1 ил.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение. Между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом. Разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости. На входе полость соединена с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость образована верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром. Щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки. Отношение шага кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом составляет 1…2. Отношение высоты кольцевых микрогребешков к радиальному зазору 0,8…1,8. Отношение длины торцевой поверхности кольцевого микрогребешка к радиальному зазору 0,3…0,8. Отношение радиального зазора между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом 1,5…2,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 2 ил.
Наверх