Турбина газотурбинного двигателя

Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса. Средство регулирования радиальных зазоров содержит кольцевую вставку, внешний, внутренний и промежуточный корпусы. Промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем. Кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах. Кольцевая вставка выполнена пустотелой и заполнена теплоаккумулирующим материалом. Система охлаждения турбины содержит трубопровод, соединенный через регулятор расхода и внутренний трубопровод с аппаратом закрутки и с отверстиями в переднем дефлекторе и в диске. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине, надежный взлет самолета с такой турбиной. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

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.

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 по 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 радиальною 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, содержащей внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, систему охлаждения турбины, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевую вставку, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, а кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, тем, что согласно изобретению кольцевая вставка выполнена пустотелой и заполнена теплоаакуумулирующим материалом при этом система охлаждения турбины содержит трубопровод, соединенный через регулятор расхода и внутренний трубопровод с аппаратом закрутки, и с отверстиями в переднем дефлекторе и в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-6), где:

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

- на фиг.2 приведен вид А,

- на фиг.3 приведен разрез Б-Б,

- на фиг.4 приведена схема установки кольцевой вставки,

- на фиг.5 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.6 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,

Конструкция турбины ГТД представленная на чертежах фиг 1…6. 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 трубопроводом 21 содержащим основной регулятор расхода 22. Турбина содержит внешний корпусе 23. Кроме внешнего корпуса 23 турбина ГТД содержит внутренний корпус 24 и установленный между ними промежуточный корпус 25. При этом промежуточный корпус 25 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 26, соединенным с фланцем 27 внешнего корпуса 23. Кроме того, промежуточный корпус 25 имеет переднюю радиальную перегородку 28 и заднюю перегородку 29 омега образной формы (фиг.3). В задней перегородке 29 выполнены прямоугольные отверстия 30 (фиг.2), а между передней радиальной перегородкой 28 и внешним корпусом 23 выполнен кольцевой зазор 31. Это сделано для уменьшения задней радиальной перегородки 29.

К промежуточному корпусу 25 и внешнему корпусу 24 прикреплена кольцевая вставка 32. Кольцевая вставка 32 которая выполнена пустотелой и заполнена теплоаккумулирующим материалом 33 например, на основе ацетата натрия, и закреплена на задней перегородке 29 в кольцевом пазе 34 (фиг.1 и 4).

Аккумулирование тепла осуществляется как правило, за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла можно сделать одинаковыми время прогрева диска и корпусов турбины и как следствие предотвратить увеличение радиального зазора.

Предложенное средство регулирования радиальных зазоров кроме вышеперечисленных деталей содержит четыре полости переднюю 35, среднюю 36 и заднюю 37.

На внутренней поверхности кольцевых вставок 32 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 38 (фиг.4) или прикреплены вставки сотового уплотнения 39, например, графит (фиг.5).

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 δ0, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры δ в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает. При этом прогреваются корпуса турбины и диск с рабочими лопатками. Но масса диска намного больше массы всех корпусов 23…25, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие пустотелой кольцевой вставки 32, заполненной теплоаккумулирующим материалом 33 замедлит прогрев вставки 32 и корпусов 23…25, что предотвратит увеличение радиального зазора.

Проходящий через регулятор расхода 22 охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить эффективное (более быстрое с меньшим временем запаздывания) регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах за счет одновременного воздействия на статор и ротор турбины.

2. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это необходимо для военных самолетов. Это достигнуто за счет более быстрого уменьшения радиального зазора с меньшим временем запаздывания).

3. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды. Это достигнуто за счет более быстрого уменьшения радиального зазора в турбине до оптимального с меньшим временем запаздывания). Кратковременная (менее 1 сек) потеря тяги даже в 1%…2% при взлете может привести к катастрофическим последствиям.

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 и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевую вставку, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, а кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, отличающаяся тем, что кольцевая вставка выполнена пустотелой и заполнена теплоаккумулирующим материалом, при этом система охлаждения турбины содержит трубопровод, соединенный через регулятор расхода и внутренний трубопровод с аппаратом закрутки и с отверстиями в переднем дефлекторе и 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 или 2, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.