Турбина газотурбинного двигателя



Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя
Турбина газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2499893:

Болотин Николай Борисович (RU)

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпуса. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Системы охлаждения турбины содержат общий клапан. Система охлаждения корпуса содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе. Система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотнения. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах и более быстрое увеличение мощности без гистерезиса на форсажном режиме. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, и том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров но меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например, турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.

Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.

Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.

Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.

Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 111/04, прототип. Эта турбина содержит содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах,

Недостатки - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является уменьшение радиальных зазоров при форсировании двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины в том числе корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, тем, что согласно изобретению система охлаждения турбины содержат общий клапан, а также основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотнения

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-7), где:

- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора, первый вариант,

- на фиг.2 приведена схема установки кольцевой вставки,

- на фиг.3 приведена кольцевая вставка с перфорацией,

- на фиг.4 приведено средство регулирования радиального зазора с турбулизаторами,

- на фиг.5 приведено средство регулирования радиального зазора с оребреием,

- на фиг.6 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.7 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений».

Конструкция турбины ГТД, представленная на чертежах фиг 1…7. Турбина ГТД содержит вал 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с одной ступенью высокого давления 2. Ступень 2 содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4 с охлаждаемыми рабочими лопатками 5. Рабочие лопатки 5 содержат замковую часть 6 с радиальными отверстиями 7. Рабочее колесо 4 имеет диск 8, с обеих сторон которого установлены передний и задний дефлекторы 9 и 10. В диске 8 выполнены отверстия 11 для подвода к рабочим лопаткам 5 охлаждающего воздуха. В переднем дефлекторе 9 выполнены отверстия 12, перед которыми установлен аппарат закрутки 13, к которому присоединена внутренняя труба 14, соединенная с нижней полость 15 соплового аппарата 3 и далее через нижнее отверстие 16, внутреннюю полость 17 соплового аппарата 3, верхнее отверстие 18 с полостью 19 и далее через втулку 20 - с основным трубопроводом 21, содержащим общий клапан 22. К основному трубопроводу 21 после общего клапана 22 присоединен дополнительный трубопровод 23, соединенный с коллектором 24, отверстиями 25, выполненным во внешнем корпусе 26. Кроме внешнего корпуса 26 турбина ГТД содержит внутренний корпус 27 и установленный между ними промежуточный корпус 28. При этом промежуточный корпус 28 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 29, соединенным с фланцем 30 внешнего корпуса 26 болтами 31. Кроме того, промежуточный корпус 28 имеет переднюю радиальную перегородку 32 и заднюю радиальную перегородку 33. В задней радиальной перегородке 33 выполнены отверстия 34, а между передней радиальной перегородкой 32 и внешним корпусом 26 выполнен кольцевой зазор 35.

К промежуточному корпусу 28 и внешнему корпусу 26 прикреплена кольцевая вставка 36. Кольцевая вставка 36 может быть выполнена разрезной из не менее, чем 3-х деталей 37 (на фиг.1…7 не показано) и закреплена на задней радиальной перегородке 33 в кольцевых пазах 38 и 39 промежуточном корпусе 28 скобами 40 (фиг.1 и 2).

Предложенное средство регулирования радиальных зазоров кроме вышеперечисленных деталей содержит четыре полости переднюю 41, среднюю 42, заднюю 43 и нижнюю 44.

Особенностью предложенной турбина является то, что для интенсификации охлаждения корпусов 26…28 отверстия 25 сообщается с передней полостью 41.

Для лучшего охлаждения промежуточного корпуса 28 с на промежуточном корпусе 28 могут быть выполнены отверстия 45, а на кольцевой вставке 36 - отверстия 46. (фиг.3).

Для более значительной интенсификации охлаждения на промежуточном корпусе 28 могут быть выполнены турбулизаторы 47 (фиг.4). Турбулизаторы 47 могут быть выполнены в виде выступов любой формы.

Для более значительной интенсификации охлаждения промежуточного корпуса 28, который фактически управляет радиальным зазором 6 может быть выполнено оребрение 48. Оребрение 48 может быть выполнено заодно с промежуточным корпусом 28 или закреплено на нем, например заклепками (фиг.5).

На внутренней поверхности кольцевых вставок 36 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 49 (фиг.6) или прикреплены вставки сотового уплотнения 50 (фиг.7.

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…7).

При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 60, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры δ в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали.

Открывают общий клапан 22 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5, но при этом наружный диаметр рабочего колеса продолжает увеличиваться по двум причинам

- из-за повышения частоты вращения вала 1 и диска 8,

- из-за повышения температуры продуктов сгорания, проходящего между рабочими лопатками 5,

- из-за относительно высокой температуры охлаждаемого воздуха, отбираемого обычно из-за последней ступени компрессора ГТД (компрессор на фиг.1-7 не показан).

Для компенсации этого охлаждающий воздух по трубопроводу 23 через коллектор 24 и отверстия 25 поступает между внешним и внутренним корпусами 26 и 27 в полость 41 и далее через зазор 35 - в полость 42, потом через отверстия 34 в полость 43. В течение нескольких секунд охлаждающий воздух снижает температуру корпусов 26…28, при этом кольцевая вставка 36 увеличивает диаметр, на позволяя рабочему колесу 4 коснуться кольцевой вставки 36, отодвигая его на больший диаметр и в то же время поддерживая минимально-возможный радиальный зазор 5.

В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на двух основных режимах, на максимальном (форсажном) и крейсерском.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах и в первую очередь на форсажном (максимальном) и на крейсерском режиме.

2. Обеспечить более быстрое (без гистерезиса) увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет одновременного воздействия охлаждающим воздухом на статор (корпус) и ротор турбины.

1. Турбина газотурбинного двигателя, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, отличающаяся тем, что системы охлаждения турбины содержат общий клапан, при этом система охлаждения корпуса содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе, кроме того, система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске.

2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое легкоистираемое покрытие.

3. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся чем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.



 

Похожие патенты:

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом, ротор и статор турбины. Сопловой аппарат выполнен с полостями над ним и под ним.

Система охлаждения турбины с первой секцией и второй секцией содержит первую линию для отведения первого потока из первой секции, имеющий первую температуру, вторую линию для отведения второго потока из первой секции, имеющий вторую температуру ниже первой температуры; и объединенную линию для направления объединенного потока, содержащего первый поток и второй поток во вторую секцию.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к системе охлаждения в газотурбинном двигателе, таком, например, как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к системе охлаждения створок реактивного сопла и, более конкретно, к заслонке с клапаном, являющейся частью этой системы охлаждения.

Изобретение относится к области двигателестроения, преимущественно к системам подачи охлаждающего воздуха к подшипниковым опорам газотурбинного двигателя. .

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом, ротор и статор турбины. Сопловой аппарат выполнен с полостями над ним и под ним.

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор и турбину, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины.

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. .

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода, с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода, с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.
Наверх