Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель



Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Ротор компрессора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2500892:

СНЕКМА (FR)

Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха. Средства забора воздуха содержат воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в камеру, образованную внутри стенки вращения между двумя дисками. Направляющая стенка для воздуха установлена в камере и содержит, по существу, цилиндрическую часть. Цилиндрическая часть проходит вдоль стенки вращения на малом радиальном расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода для осевого течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора. Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, например турбореактивный или турбовинтовой самолетный двигатель, содержащий описанный выше ротор компрессора. Изобретение позволяет снизить расход воздуха и уменьшить потребление турбомашины. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к средствам центробежного забора воздуха в роторе компрессора газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель или турбовинтовой самолетный двигатель.

Диски системы лопаток ротора компрессора соединены между собой коаксиальной стенкой вращения, выполненной, по существу, цилиндрической или в виде усеченного конуса, которая проходит между этими дисками. Эта соединительная стенка дисков может быть образована как одна деталь с первым диском или может быть соединена и зафиксирована, например, пайкой или сваркой, одним из своих осевых концов на боковой поверхности этого первого диска, а ее осевой противоположный конец может содержать один кольцевой фланец, закрепленный при помощи средств типа гайка/болт на втором диске.

Известны средства забора воздуха с центробежным течением, которыми оборудованы роторы, для подачи воздуха в вентиляционные системы и/или в системы охлаждения выходной ступени компрессора и обода турбины газотурбинного двигателя, а также для обеспечения прочистки турбины.

В современной технике эти средства забора содержат пересекающие проходы, образованные в соединительных стенках дисков компрессора и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенок между двумя дисками ротора.

Часть воздуха, циркулирующего в тракте компрессора, отбирается в проходы, пересекающие стенку ротора, и проходит в кольцевую камеру, где эта часть циркулирует центробежно вдоль дисков ротора, а затем перетекает в направлении с входа на выход газотурбинного двигателя внутри осевой цилиндрической втулки для поступления в турбину. Однако турбулентность и потеря напора в центре кольцевой камеры между дисками ротора являются значительными, что приводит к забору воздуха на выходной ступени компрессора и выражается в повышении потребления газотурбинного двигателя.

Кроме этого, забранный воздух нагревается из-за повышенной скорости вращения относительно скорости вращения дисков. Когда коэффициент Ке зацепления воздуха (который равен соотношению тангенциальной скорости забранного воздуха и циркулирующего в компрессоре при скорости вращения ротора компрессора газотурбинного двигателя) превышает 1, необходимо увеличить расход забираемого воздуха для обеспечения надлежащего охлаждения составляющих турбины. Тем не менее, в современной технике в некоторых зонах, в частности в междисковой камере и вблизи от цилиндрической втулки, значение коэффициента Ке может достигать 2,5.

Чтобы устранить этот недостаток, было предложено устанавливать в камере между дисками кольцевой ряд радиальных трубок, которые фиксируются на этих дисках вокруг втулки соответствующими средствами (см. документ ЕР-А1-1 262630). Забранный в проходы, пересекающие соединительную стенку, воздух вынужден проходить в радиальные трубки, которые вращаются с той же скоростью, что и диски. Воздух на выходе из этих трубок поступает на уровне цилиндрической втулки со скоростью эквивалентной скорости дисков (Ке=1), что позволяет уменьшить потери напора и увеличить температуру забранного воздуха.

Однако, потери напора на входе в кольцевую камеру остаются значительными. Более того, крепежные средства этих радиальных трубок являются сложными, так как они должны ограничивать вибрацию этих трубок при работе, что соответственно значительно повышает стоимость и приводит к увеличению массы.

Задачей изобретения является более простое, эффективное и экономичное решение проблем современной техники.

Для решения поставленной задачи предлагается ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в кольцевую камеру, образованную внутри стенки между дисками, отличающийся тем, что стенка направления воздуха установлена в камере и содержит по существу цилиндрическую часть, которая проходит вдоль стенки вращения и на небольшом расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода для аксиального течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора.

Таким образом, согласно настоящему изобретению, воздух, выходящий из проходов, пересекающих стенку вращения, отводится вдоль этой стенки до одного из дисков ротора и не может достичь центрального пространства камеры между дисками. Таким образом, избегают расслоения струи воздуха на выходе из пересекающих проходов и образования турбулентности, вызывающей потери напора. Воздух, направляемый вдоль стенки вращения, затем естественным образом протекает вдоль дисков в направлении оси вращения, образуя на дисках слои, где скорость воздуха является по существу радиальной. Эти слои приближены к атмосферным или океаническим явлениям и называются слоями Экмана.

Радиальное расстояние между направляющей стенкой и стенкой вращения, связывающей диски, определяется, в частности, в зависимости от объема воздуха, забранного в указанные проходы. Необходимо достичь компромиссного решения для того, чтобы наилучшим образом направлять забранный воздух, не создавая ни турбулентности, ни повторной циркуляции, а также не препятствовать течению воздуха. Для вычисления этого радиального расстояния могут быть использованы цифровые вычисления динамики этой текучей среды. Оно может быть порядка нескольких миллиметров, и даже нескольких сантиметров.

В одном из примеров осуществления, уменьшение потерь напора потока забранного воздуха может достигать 50% относительно предшествующего уровня техники. Исходя из этого факта уменьшения потери напора, целесообразно отбирать воздух на ступени компрессора, находящейся ближе к входу, что позволяет сократить потребление газотурбинного двигателя, а также температуру забранного воздуха.

Воздушные проходы в стенке могут быть наклонены относительно оси вращения ротора. Эти воздушные проходы могут, например, быть выполнены наклонными с входа на выход в направлении внутрь или в направлении наружу, чтобы образовать осевую составляющую для текучей среды на выходе из воздушных проходов и, таким образом, облегчить протекание этой текучей среды вдоль стенки вращения. Эти воздушные проходы могут быть образованы на части выходного конца стенки вращения, на выходе из лабиринтного уплотнения, предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным на одном из дисков ротора.

Согласно одному из признаков изобретения направляющая стенка соединена и закреплена на одном из дисков внутри кольцевой камеры.

Эта направляющая стенка может быть поделена на сектора для упрощения ее установки, и выполнена, например, из легкого металла или из композитного материала. Она может быть спроектирована с возможностью интегрирования в существующие окружающие условия, и может, например, содержать на одном конце кольцевой фланец для сборки на крепежном кольцевом фланце стенки вращения на одном из дисков.

Направляющая стенка согласно настоящему изобретению является менее дорогостоящей и более простой для установки по сравнению с радиальными трубами, применяемыми в предшествующем уровне техники. Она также является более компактной и более простой, что приводит, в частности, к выигрышу в массе и продолжительности срока службы средств забора воздуха согласно настоящему изобретению.

Осевой кольцевой проход течения потока воздуха, образованный между направляющей стенкой и стенкой вращения может иметь по существу постоянное сечение. Цилиндрическая часть направляющей стенки может быть соединена на одном конце с, по существу, радиальной кольцевой ребордой, проходящей по существу параллельно в направлении оси вращения и на малом расстоянии от одного из дисков для того, чтобы образовать с этим диском кольцевой радиальной проход для потока воздуха в направлении указанной втулки. Эта реборда предпочтительно проходит по части радиального размера камеры. Направляющая стенка имеет, таким образом, по существу L-образную форму.

Радиальное расстояние между направляющей стенкой и стенкой вращения и осевое расстояние между радиальной кольцевой ребордой и диском, в частности, задаются таким образом, чтобы препятствовать повторной циркуляции и турбулентности воздуха в междисковой камере. Благодаря такому контролю течения воздуха в камере, потери напора могут быть значительно сокращены.

Предпочтительно, чтобы цилиндрическая часть направляющей стенки включала в себя опорные подкладки для опоры на стенку вращения с целью ограничить вибрации и изгибы направляющей стенки при работе.

На радиальной реборде направляющей стенки могут быть расположены направляющие ребра и/или спрямляющий аппарат для потока воздуха в радиальных проходах. Ребра позволяют увлечь воздух вдоль диска, так чтобы его скорость была близка к скорости диска (Ке=1). Ребра могут быть наклонены так, чтобы при работе производить эффект всасывания потока воздуха. Эти ребра предпочтительно применяются на одном из дисков.

Предпочтительно, чтобы конец направляющей стенки, противоположный радиальной реборде, накладывался на стенку вращения и препятствовал течению воздуха, выходящего из пересекающих проходов, вдоль другого диска.

Настоящее изобретение относится также к газотурбинному двигателю, такому как турбореактивный двигатель или турбовинтовой самолетный двигатель и отличается тем, что включает в себя описанный выше ротор компрессора.

Другие признаки и преимущества изобретения будут понятны из нижеследующего описания, приведенного только в рамках иллюстративного, не ограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 показывает схематичный частичный половинчатый вид газотурбинного двигателя в осевом разрезе, содержащей в частности компрессор, камеру сгорания и турбину;

Фиг.2 показывает схематичный частичный половинчатый вид в осевом разрезе ротора компрессора, снабженного средствами центробежного забора воздуха согласно настоящему изобретению, в большем масштабе по сравнению с фиг 1;

Фиг.3 показывает схематичный вид в изометрии цилиндрической направляющей стенки для средств забора воздуха по фиг.2;

Фиг.4 показывает вид, соответствующий фиг.2 и представляющей один из вариантов осуществления средств забора воздуха согласно настоящему изобретению;

Фиг.5 показывает вид в разрезе по линии А-А на фиг.4.

На фиг.1 показана часть газотурбинного двигателя 10, снабженная средствами 12 центробежного забора воздуха, согласно предшествующему уровню техники.

Газотурбинный двигатель содержит, в частности, компрессор, камеру сгорания и турбину. Компрессор, представленный частично, содержит входной модуль, содержащий несколько осевых ступеней 14 сжатия и выходной модуль, содержащий центробежную ступень 16 сжатия. Каждая осевая ступень 14 компрессора содержит колесо ротора, образованное диском 18, 20, по наружной периферии которого расположены лопатки 22 и спрямляющий аппарат 24, расположенный на выходе колеса и образованный кольцевым рядом неподвижных спрямляющих лопаток.

Диски роторов 18, 20 коаксиально соединены друг с другом и с колесом 26 центробежной ступени 16, которая сама закреплена посредством внутреннего цилиндрического картера 28 камеры сгорания с колесом ротора турбины. Это колесо турбины образовано ободом 30, по наружной периферии которого расположены лопатки 32.

Диски 18, 20 ротора компрессора соединены между собой и с колесом 26 стенками 34, 36 и 38 вращения, по существу, цилиндрическими или в виде усеченного конуса, проходящими вокруг оси вращения ротора.

На фиг.1 показаны только два диска 18, 20 ротора компрессора. Выходной диск 20 образован как одна деталь с входной, по существу, цилиндрической стенкой 36 крепления на входном диске 18, и с выходной стенкой 38 крепления в виде, по существу, усеченного конуса на колесе 26. На входном конце стенки 36 расположен кольцевой фланец 40, который устанавливается на радиальной выходной стороне диска 18 и крепится на этом диске при помощи средств 42 типа гайка/болт.

Стенки 36, 38 могут быть также соединены и закреплены, например, пайкой или сваркой, на диске 20.

Входной диск 18 сам крепится на диске (не показан), расположенным больше на входе, посредством другой цилиндрической стенки 34. Эта стенка 34 проходит в выходном направлении от непоказанного диска, а его выходной конец содержит кольцевой фланец 44 крепления на диске 18. Этот фланец 44 расположен на входной радиальной поверхности диска 18 и закреплен на этом диске посредством указанных средств 42.

Как известно, стенки 34, 36 и 38 ротора компрессора содержат наружные кольцевые выступы 4 6, которые взаимодействуют трением с элементами из абразивного материала, расположенными на спрямляющем аппарате 24 для образования герметичного соединения лабиринтного типа.

Средства центробежного забора. воздуха установлены между дисками ротора двух последовательных ступеней компрессора газотурбинного двигателя. В представленном примере эти средства 12 предусмотрены между дисками 18 и 20, содержат радиальные проходы 48, образованные в стенке 36 диска 20, и открываются в кольцевую камеру 50, образованную дисками 18, 20 и соединительной стенкой 36 этих дисков. Средства 12 забора содержат также кольцевой ряд радиальных трубок 51, которые выполнены в камере 50 и которые закреплены соответствующими подходящими средствами на дисках 18 и 20.

Часть воздуха, циркулирующего по тракту компрессора, проходит радиально в направлении снаружи внутрь через проходы 4 8 стенки 36 и проникает в кольцевую камеру 50. Этот воздух затем вынужден проходить через радиальные трубки 51, чтобы выйти из камеры 50. Воздух, выходящий из трубок, течет в осевом направлении к выходу вокруг цилиндрической втулки 52, которая проходит коаксиально внутри дисков 18, 20, трубок 51 и колеса 26 компрессора, и обода 30 турбины. Воздух течет в осевом направлении до турбины и может питать системы охлаждения и/или вентиляционные системы, составляющие часть этой турбины.

Однако эти радиальные трубки 51 имеют описанные выше недостатки и не позволяют уменьшить потерю напора потока воздуха на выходе из проходов 48 стенки 36 и в кольцевой камере 50.

Настоящее изобретение позволяет устранить, по меньшей мере, часть этих проблем благодаря средствам направления потока воздуха до одного из дисков ротора компрессора, расположенного на входе или на выходе проходов стенки 36.

Изобретение позволяет значительно сократить потери напора забранного воздушного потока и предусмотреть забор воздуха больше на входе в компрессор для ограничения удельного потребления газотурбинного двигателя.

В примере, представленном на фиг.2, уже описанные элементы со ссылкой на фиг.1 имеют те же ссылочные номера, увеличенные на сто. Средства забора воздуха здесь расположены на входе диска 118 (соответствует диску 18 на фиг.1), между диском 118 и диском 117 на входной ступени компрессора.

Средства направления потока воздуха согласно настоящему изобретению содержат стенку 154 с, по существу, L-образным сечением, которая соединена и закреплена в камере 150 вдоль стенки 134 соединения дисков 117 и 118, причем эта стенка 154 показана на общем виде на фиг.3.

Направляющая стенка 154 выполнена из листового железа и проходит непрерывным образом на 360°. В качестве варианта, она может быть разделена на сектора для упрощения ее установки в камере 150.

Эта направляющая стенка 154 содержит медианную часть 156, по существу цилиндрическую, которая проходит параллельно стенке 134 и на небольшом радиальном расстоянии от нее по большей части ее осевого размера. Эта цилиндрическая часть 156 образует вместе с внутренней цилиндрической поверхностью стенки 134 кольцевой цилиндрический проход 158 для осевого течения потока забранного воздуха, по существу с постоянным сечением. В представленном примере поток забранного воздуха циркулирует в осевом направлении с выхода на вход в проходе 158 (стрелка 159).

Проходы 148 для забора воздуха образованы на части выходного конца стенки 134, на выходе выступов 14 6, и открываются в часть выходного конца кольцевого прохода 158. Эти проходы 148 наклонены относительно оси вращения ротора, с входа на выход в наружном направлении. Воздух, который проходит через проходы 148, также ориентирован в осевом направлении к входу для облегчения его протекания в осевом направлении с выхода на вход в проходе 158.

Выходной конец цилиндрической части 156 направляющей стенки соединен цилиндрическим участком 161 наибольшего диаметра с кольцевым крепежным фланцем 160 на выходном диске 118. Этот фланец 160 расположен на входной стороне фланца 144 стенки 134, который аксиально зажат при помощи крепежных средств 142 между фланцем 160 и диском 118. Выходной цилиндрический участок 161 направляющей стенки 154 радиально опирается на внутреннюю цилиндрическую поверхность стенки 134 на выходе из проходов 14 8 этой стенки, чтобы помешать воздуху, выходящему из этих проходов, протекать вдоль дисков 118.

Цилиндрическая часть 156 направляющей стенки 154 дополнительно соединена своим входным концом с кольцевой ребордой 162, которая проходит от цилиндрической части по существу радиально внутрь. Эта реборда 162 проходит параллельно диску 117 и на небольшом осевом расстоянии от него образует радиальный проход 164 для центростремительного течения потока забранного воздуха (стрелка 165). Реборда 162 проходит радиально только по радиально наружной части диска 117, так как при функционировании поток забранного воздуха естественно протекает вдоль диска 117 и до втулки 152 с образованием слоев Экмана (стрелка 166). Эта втулка 152 имеет осевой размер, превышающий осевой размер втулки на фиг.1, и проходит в осевом направлении внутрь дисков 117 и 118.

В представленном примере средства, образующие упор, соединены с наружной поверхностью цилиндрической части 156 направляющей стенки 154 и закреплены на ней. Эти средства упора содержат прокладки 163, равномерно распределенные вокруг оси вращения ротора. Радиально наружные концы прокладок 163 находятся в радиальном упоре на внутреннюю цилиндрическую поверхность стенки 134 так, чтобы ограничить вибрацию и деформацию при изгибе направляющей стенки 154 при функционировании.

В варианте, представленном на фиг.4 и 5, элементы, уже описанные на фиг.2, обозначены теми же ссылочными номерами, увеличенными на сто. Направляющая стенка 254 здесь содержит дополнительные ребра 268, которые соединены с входной кольцевой стороной реборды 262 стенки и закреплены на ней.

Эти ребра 268 равномерно распределены вокруг оси вращения ротора и их входные концы находятся в осевом упоре на диск 117.

Как видно из фиг.5, эти ребра наклонены, чтобы направлять воздух, циркулирующий через радиальный проход 264, и чтобы уменьшить скорость этого воздуха так, чтобы она не превышала скорость диска 217 (Ке=1). Наклон ребер здесь таков, что возникает явление всасывания воздуха при его центростремительном течении.

Согласно еще одному не представленному варианту осуществления, проходы 148, 248 для забора воздуха образованы на части входного конца стенки 134, 234, а забранный воздух направляется цилиндрической стенкой 154, 254 в осевом направлении с входа на выход до диска 118, 218, расположенного на выходе из проходов. Направляющие стенки 154, 254 в этом случае установлены в междисковой камере 150, 250 так, чтобы крепежный фланец 160, 260 был расположен на входе, а не на выходе, а проходы 148, 248 стенки 134, 234 могли проходить с входа на выход в направлении внутрь.

Температура забранного воздуха равна порядка 500К, а расход забранного воздуха равен порядка 100 г/с.

1. Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, два коаксиальных диска (117, 118), на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения (134), и средства центробежного забора воздуха, содержащие воздушные проходы (148), пересекающие стенку и открывающиеся в камеру (150), образованную внутри стенки вращения между двумя дисками, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) для воздуха установлена в камере и содержит, по существу, цилиндрическую часть (156), которая проходит вдоль стенки вращения (134) на малом радиальном расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода (158) для осевого течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что воздушные проходы (148) стенки наклонены относительно оси ротора.

3. Ротор по п.1, отличающийся тем, что воздушные проходы (148) образованы на части выходного конца стенки (134), на выходе лабиринтного уплотнения (146), предназначенного для взаимодействия со спрямляющим аппаратом, установленным между двумя дисками (117, 118) ротора.

4. Ротор по п.1, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) соединена внутри камеры (150) с одним из дисков (117, 118) и закреплена на нем.

5. Ротор по п.4, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) разделена на сектора.

6. Ротор по п.4, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) содержит на одном конце кольцевой фланец (160) крепления на кольцевом фланце (144) стенки вращения (134) и на одном из дисков (117, 118).

7. Ротор по п.1, отличающийся тем, что кольцевой осевой проход (158) для течения потока воздуха имеет по существу постоянное сечение.

8. Ротор по п.1, отличающийся тем, что на цилиндрической части (156) направляющей стенки расположены прокладки (163) опоры на стенку вращения (134) для ограничения вибраций и изгиба направляющей стенки (154) при работе.

9. Ротор по п.1, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) содержит на одном конце радиальную реборду (162), проходящую вдоль одного из дисков (117) в направлении оси вращения по части радиального размера камеры (150).

10. Ротор по п.9, отличающийся тем, что на радиальной реборде (262) расположены ребра (268) спрямления и/или замедления потока воздуха, приложенные к диску (217).

11. Ротор по п.10, отличающийся тем, что ребра (268) наклонены таким образом, чтобы при работе возникал эффект всасывания потока воздуха.

12. Ротор по п.9, отличающийся тем, что конец направляющей стенки (154), противоположный радиальной реборде (162), приложен к стенке вращения (134) и препятствует течению воздуха, выходящего из пересекающих проходов (148), вдоль другого диска (118).

13. Ротор по п.1, отличающийся тем, что направляющая стенка (154) выполнена из легкого металлического материала или из композитного материала.

14. Газотурбинный двигатель, например, турбореактивный или турбовинтовой самолетный двигатель, отличающийся тем, что он содержит ротор компрессора согласно одному из предыдущих пунктов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам ГТД. .

Изобретение относится к нанесению алюминиевого покрытия на металлическую деталь, а именно на полую деталь, содержащую внутреннюю рубашку, а также к рубашке для циркуляции охлаждающего воздуха, алюминированной полой лопатке газотурбинного двигателя и направляющему сопловому аппарату газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к системам регулирования расхода воздуха на охлаждение турбины одноконтурных и двухконтурных двигателей. .

Изобретение относится к устройству для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины. .

Лопатка турбины охлаждается внутренним потоком охлаждающей текучей среды, поступающей через отверстия, расположенные внизу хвостовой части лопатки. Лопатка включает в себя регулирующую пластину, снабженную отверстиями, расположенными в соответствии с отверстиями внизу хвостовой части лопатки. Регулирующая пластина выполнена из материала, имеющего коэффициент расширения, отличающийся от коэффициента расширения материала, из которого выполнена хвостовая часть лопатки. Регулирующая пластина установлена внизу хвостовой части лопатки с продольным направлением и закреплена с сохранением возможности относительного перемещения между отверстиями в регулирующей пластине и отверстиями в хвостовой части лопатки так, что сечение потока текучей среды увеличивается вместе с температурой. Изобретение направлено на уменьшение расхода охлаждающего воздуха во время полета на крейсерском режиме посредством пассивного регулирования расхода. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Объектом настоящего изобретения является узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника. Диск турбины содержит радиальный кольцевой крепежный фланец, неподвижно соединенный с радиальной кольцевой частью цапфы при помощи болтов. Болты последовательно проходят через крепежные отверстия, выполненные в радиальном кольцевом крепежном фланце диска турбины и в радиальной кольцевой части цапфы. Радиальная кольцевая часть цапфы содержит сквозные отверстия для циркуляции воздуха между входом и выходом цапфы. Отверстия выполнены между крепежными отверстиями цапфы. Другим объектом настоящего изобретения является контур охлаждения диска турбины в газотурбинном двигателе, содержащий канал удаления на выходе диска турбины, проходящий через упомянутые отверстия, описанные выше. Изобретение позволяет пропускание вентиляционного воздуха между входом и выходом цапфы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск, две кольцевых радиально внешних полости. Одна из полостей расположена на входе диска и получает поток вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания. Вторая из полостей расположена на выходе диска. Лопаточный роторный диск включает в себя входной и выходной кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость, в которой размещена ступица диска. Входной фланец диска содержит средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости для вентиляции ступицы диска. Средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости содержат радиальные пазы, выполненные на входной поверхности входного фланца диска. Пазы образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем и вращающейся деталью газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец. Изобретение позволяет уменьшить тепловые градиенты в диске ротора турбины высокого давления и уменьшить время теплового отклика этого диска. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ступень турбины газотурбинного двигателя, выполненного с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения, содержит рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, аппарат закрутки с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины. В аппарате закрутки дополнительно имеется, по меньшей мере, одно отверстие отвода пылевого концентрата, которое выполнено под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°<β<60° от оси двигателя. Отверстие отвода пылевого концентрата находится выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха. Изобретение направлено на предотвращение загрязнения системы охлаждения турбины и как следствие повышение надежности работы турбины. 3 ил.

Двухпоточный цилиндр паротурбинной установки включает наружный и внутренний цилиндры, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, трубопровод подвода охлаждающего пара к турбине. Во внутреннем цилиндре установлены корпусы с уплотнениями вала ротора. В пространстве между дисками первых ступеней прямого и обратного потоков устанавливаются перегородки, соединенные по торцу с поверхностью внутреннего цилиндра и корпусов уплотнений, образующие две кольцевые камеры, ограниченные поверхностями внутреннего цилиндра, корпусов уплотнений и перегородок, а также боковыми поверхностями дисков первых ступеней. Каждая из кольцевых камер соединена через осевой зазор между диском первой ступени примыкающего к этой камере потока и торцевой поверхностью внутреннего цилиндра с камерой подвода пара на рабочую лопатку первой ступени. Через радиальный зазор между валом ротора и гребнями уплотнений кольцевые камеры соединены между собой. Достигается эффективное охлаждение центральной части ротора при минимальном расходе охлаждающего пара, исключаются непроизводительные перетоки пара, что повышает надежность и КПД цилиндра, увеличивает ресурс ротора. 1 ил.

Лопатка турбины, продолжающаяся вдоль продольной оси (А), содержит крепежный участок, снабженный базовой поверхностью, платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком, основной продолговатый корпус, охлаждающий контур и регулировочную пластину. Основной продолговатый корпус продолжается от платформы на противоположной стороне по отношению к крепежному участку и содержит заднюю кромку. Охлаждающий контур содержит первую охлаждающую линию для охлаждения задней кромки и снабжен первым входным отверстием, расположенным на базовой поверхности крепежного участка лопатки. Регулировочная пластина соединена с базовой поверхностью у первого входного отверстия и содержит первый и второй участки, выполненные с возможностью соединения друг с другом и имеющие такую форму, чтобы образовывать вместе отверстие, имеющее переменное сечение. Изобретение направлено на снижение себестоимости лопатки и на корректирование скорости потока охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора с расположенными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений. В ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки выполнены каналы для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток. Диск ротора снабжен кольцевым посадочным выступом, выполненным на ободе диска, а покрывной диск оснащен канавкой, выполненной ответной посадочному выступу. Каналы в ободе диска выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска и наклонными со стороны основания хвостовой части каждой лопатки. Разъемное соединение выполнено в виде радиально центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки покрывного диска и посадочного выступа диска ротора и штифтов, установленных в эти отверстия. Ротор содержит не менее трех разъемных соединений. Изобретение позволяет повысить надежность и технологичность ротора турбины газотурбинного двигателя, а также уменьшить его вес. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и может быть использовано преимущественно в турбомашинах, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные на диске, и покрывной диск. Покрывной диск установлен на диске ротора с образованием кольцевой полости и закреплен байонетными соединениями и штифтами. Кольцевая полость соединена каналами в диске с каналами в основании хвостовой части каждой лопатки. Ротор снабжен также, по меньшей мере, тремя выступами с пазами, выполненными над байонетными соединениями. Байонетные соединения образованы зацепами диска ротора и зацепами покрывного диска. В покрывном диске выполнено не менее трех отверстий, сопрягаемых с пазами. Штифты жестко закреплены в отверстиях покрывного диска и установлены в пазы диска ротора с радиальным зазором. Каждый зацеп покрывного диска установлен по радиусу на расстоянии, равном 1,4-1,8 внутреннего радиуса ступицы покрывного диска. Изобретение позволяет улучшить охлаждение рабочих лопаток, повысить надежность ротора турбины и повысить ресурс газотурбинного двигателя. 2 ил.

Газовая турбина с ротором, в котором установлена лопатка, содержит перо с входной кромкой и выходной кромкой, расположенное вдоль продольной оси указанной лопатки от корневой части до концевой части лопатки. В корневой части пера выполнен хвостовик, установленный съемно в гнезде ротора. В пере выполнена центральная полость, расположенная вдоль продольной оси от хвостовика лопатки до концевой части лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в центральную полость лопатки через входное отверстие в хвостовике лопатки и выходит из центральной полости лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в концевой части лопатки. Поток охлаждающей текучей среды подается по каналу ротора, который проходит через ротор и сообщается с входным отверстием лопатки. По меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения входного отверстия лопатки больше области поперечного сечения указанного канала ротора. Выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора и на границе раздела выходного отверстия канала ротора и входного отверстия лопатки область поперечного сечения выходного отверстия канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия лопатки. На границе раздела указанного входного отверстия лопатки и выходного отверстия канала ротора расположена полость повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика лопатки и гнездом ротора, в котором расположен хвостовик лопатки. Полость высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока охлаждающей текучей среды наружу хвостовика лопатки либо к входной кромке пера лопатки, либо к выходной кромке пера лопатки. Изобретение направлено на создание охлаждаемой лопатки, в которой предусмотрена гибкая конфигурация охлаждающих каналов и гибкие режимы на их работы. 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением. Турбореактивный двигатель содержит каналы, сообщающиеся с впускным каналом и открывающиеся через неподвижную часть первого лабиринтного уплотнения между двумя ребрами этого уплотнения для обеспечения пропускания между этими ребрами потока воздуха, поступающего из впускного канала. Изобретение направлено на повышение экономичности охлаждения, уменьшение номинальной величины расхода воздушного потока охлаждения входного колеса компрессора высокого давления в турбореактивном двигателе. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх