Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе



Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе
Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе

 


Владельцы патента RU 2504662:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Настоящее изобретение касается вентиляции турбины высокого давления в двухкаскадном газотурбинном двигателе, такой, как авиационный турбореактивный двигатель, и в особенности, вентиляции диска турбины высокого давления.

Двухкаскадные газотурбинные двигатели содержат турбину высокого давления, размещенную на выходе камеры сгорания для извлечения энергии газового потока, выходящего из камеры сгорания, и для приведения во вращение компрессора высокого давления, расположенного на входе камеры сгорания и питающего эту камеру воздухом под давлением. Эти газотурбинные двигатели содержат также турбину низкого давления, размещенную на выходе турбины высокого давления для извлечения прироста энергии газового потока для приведения во вращение компрессора низкого давления, расположенного на входе компрессора высокого давления.

Турбина высокого давления содержит обычно диск, расположенный на выходе камеры сгорания и несущий лопатки, приводимые во вращение газовым потоком, выходящим из этой камеры сгорания, при этом диск окружен статорным элементом, таким как разделенное на сектора кольцо, для обеспечения герметичности струи потока газов в турбине.

Вследствие повышенных температур отработанных газов герметизирующее статорное кольцо и роторный диск подвергаются значительным температурным напряжениям, вызывающим расширения этих компонентов.

Диск имеет относительно повышенную массу и реагирует поэтому медленнее, чем, герметизирующее кольцо, на изменения температуры газов, вызванных изменениями режима работы газотурбинного двигателя, что вызывает различные температурные расширения, и это тем более, что диск менее подвержен влиянию отработанных газов, чем лопатки, которые он несет, и чем герметизирующее статорное кольцо.

Эти различные тепловые расширения приводят к изменениям зазоров в вершине лопатки в процессе различных фаз работы газотурбинного двигателя, что заставляет предусматривать довольно значительные зазоры в ущерб рабочим характеристикам турбины.

Кроме того, температура диска не равномерна, в частности, между его радиально внешней периферией, несущей лопатки, находящиеся в контакте с отработанными газами, и его ступицей, на которую отработанные газы не воздействуют.

Температурные градиенты в диске уменьшают срок его службы и требуют использования относительно толстого и массивного диска, что ведет к увеличению массы, которую стремятся уменьшить для конструкции этих газотурбинных двигателей.

Для уменьшения этих недостатков диск обычно вентилируется частью изымаемого на входе воздуха для его нагрева в течение усиления режима для ускорения его термического расширения и для его охлаждения в течение снижений режима для ускорения его сжатия.

Лопатки диска обычно участвуют в упомянутом вентиляционном потоке, отбирая воздух у днища камеры сгорания для его подачи через инжекторы в кольцевую полость, выполненную непосредственно на входе диска и сообщающуюся с вентиляционными каналами, выполненными внутри лопаток.

Ступица диска получает отобранный вентиляционный воздух, обычно, на уровне ступени компрессора высокого давления, который циркулирует к выходу, например, вдоль цилиндрической оболочки или кожуха, аксиально-вытянутого от упомянутой ступени компрессора и ограничивающего кольцевую полость, радиально внутреннюю относительно упомянутой полости, до выхода из диска турбины высокого давления.

Воздух, отобранный из компрессора высокого давления для вентиляции ступицы диска, имеет не ту же температуру и следует по значительно более длинному пути, чем воздух, который отобран у днища камеры сгорания для вентиляции лопаток этого диска. В процессе изменения режима воздух для вентиляции ступицы диска имеет, таким образом, температуру, изменяющуюся с задержкой относительно воздуха для вентиляции лопаток и относительно отработанных газов.

Это затрудняет контроль зазоров в вершине лопатки и заставляет предусматривать относительно большие зазоры, ухудшающие рабочие характеристики турбины, для ограничения рисков преждевременного износа лопаток и окружающего их герметизирующего кольца.

Кроме того, это ухудшает достаточное уменьшение температурных градиентов в диске турбины.

Кроме того, воздух, отобранный у днища камеры сгорания для вентиляции лопаток турбины высокого давления, имеет повышенное давление по сравнению с воздухом, отобранным от компрессора высокого давления для вентиляции ступицы диска этой турбины.

Таким образом, воздух для вентиляции лопаток проходит по кольцевой полости, связывающей внутренние вентиляционные каналы лопаток, и выходит на радиально внешнюю часть входной стороны диска, тогда как воздух для вентиляции ступицы поступает в радиально внутреннюю полость с обеих сторон ступицы диска.

Отсюда следует неравенство давлений, прикладываемых к диску, вызывающее осевой сдвиг диска в сторону выхода, затрудняющий контроль газотурбинного двигателя.

Целью изобретения является, в частности, предложение простого, экономичного и эффективного решения этих проблем, позволяющего исключить недостатки известной техники.

В частности, его целью является уменьшение тепловых градиентов в диске ротора турбины высокого давления и уменьшение времени теплового отклика этого диска.

Оно также имеет целью выравнивание давлений, прикладываемых с обеих сторон диска для уменьшения аксиальных напряжений, прикладываемых к диску.

Для этого в изобретении предлагается турбина высокого давления газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск, включающий входной и выходной кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость, в которой размещена ступица диска, от двух радиально внешних кольцевых полостей, одна из которых размещена на входе диска и принимает поток воздуха, вентилирующего лопатки диска, выходящего от днища камеры сгорания, а второй размещен на выходе диска, отличающаяся тем, что входной фланец диска содержит средства, обеспечивающие сообщение радиально внешней входной камеры и радиально внутренней камеры для вентиляции ступицы диска.

Вентиляция ступицы диска турбины высокого давления обеспечивается таким образом не воздухом, отбираемым от ступени компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, а частью воздуха, отбираемого от днища камеры сгорания, и подаваемого в радиально внешнюю полость, размещенную на входе диска, при этом другая часть этого воздуха используется для вентиляции лопаток, которые несет диск.

Следовательно, воздух для вентиляции ступицы диска имеет относительно короткий путь следования наподобие воздуха для вентиляции лопаток, так что его температура следует за изменениями режима работы газотурбинного двигателя практически без задержки.

Это позволяет уменьшить дифференциальные термические расширения между ротором турбины высокого давления и герметизирующим кольцом, которое окружает этот ротор, так что зазоры в вершинах лопаток могут быть уменьшены в процессе расчета размеров турбины без риска преждевременного износа лопаток и герметизирующего кольца.

Изобретение позволяет также уменьшить температурные градиенты в диске турбины высокого давления, что увеличивает срок службы этого диска и обеспечивает возможность использования диска с относительно меньшей толщиной, что уменьшает массу газотурбинного двигателя, и является преимущественным в случае авиационного турбореактивного двигателя. Использование диска уменьшенной толщины позволяет, кроме того, улучшить время температурного отклика этого диска и также ограничить упомянутые выше дифференциальные термические расширения.

Кроме того, воздух для вентиляции ступицы диска имеет то же давление, что и воздух для вентиляции лопаток этого диска, так что вентиляционный воздух на входе и на выходе вентиляционного диска имеет одно и то же давление, что позволяет уменьшить аксиальный напор вентиляционного воздуха на диск. Это создает преимущества, в частности, при расчете подшипников качения опоры ротора турбины высокого давления.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения средства, обеспечивающие сообщение радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости, содержат радиальные пазы, образованные на входной поверхности входного фланца диска, причем эти пазы образуют каналы циркуляции воздуха между входным фланцем и вращающейся деталью газотурбинного двигателя, с которой связан этот фланец.

Пазы входного фланца, иногда называемые лунками, позволяют воздуху перейти из радиально внешней полости в радиально внутреннюю полость без отрицательного влияния на механическую прочность этого фланца.

Выходной фланец диска содержит, преимущественно, средства, обеспечивающие сообщение радиально внутренней полости и радиально внешней выходной полости, причем эти средства содержат, предпочтительно, радиальные пазы, выполненные на выходной стороне выходного фланца диска. Эти пазы образуют каналы циркуляции воздуха между выходным фланцем и вращающейся деталью газотурбинного двигателя, с которой связан этот фланец.

Обеспечение сообщения радиально внешней выходной полости с радиально внутренней полостью позволяет приложить давление воздуха вентиляции ступицы диска ко всей выходной стороне этого диска так, чтобы значительнее уменьшить аксиальный напор на диск.

Пазы выходного фланца обеспечивают то же самое преимущество в плане механических свойств, что и пазы входного фланца.

В соответствии с другой характеристикой изобретения радиальная внутренняя полость ограничена радиально внутрь цилиндрической оболочкой или кожухом, входной конец которого закреплен на детали, несущей входной фланец диска, а выходной конец которого закреплен на детали, несущей выходной фланец диска.

Кожух позволяет герметично закрыть радиально внутреннюю полость, преимуществом которого являются значительное уменьшение его длины по сравнению с кожухами из известного уровня техники вследствие его крепления на небольшом расстоянии на входе и на выходе диска турбины высокого давления. Это укорочение кожуха позволяет не только обеспечить выигрыш в массе, но и уменьшить также риски вибрационных наложений при режимах изгиба этого кожуха.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения кожух образует с валом турбины низкого давления газотурбинного двигателя кольцевой проход для подачи вентиляционного воздуха, отобранного из ступени компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.

Этот вентиляционный воздух может быть, например, использован для вентиляции ротора турбины низкого давления на выходе турбины высокого давления.

Деталью, несущей входной фланец диска, является, например, роторный диск, содержащий лабиринтные уплотнения и отверстия, выполненные в продолжение инжекторов, закрепленных на внутренней перегородке камеры сгорания для прохода потока отобранного воздуха на днище камеры сгорания.

Деталью, несущей выходной фланец диска, является, например, колесо ротора.

Изобретение касается также газотурбинного двигателя, содержащего описанную выше турбину высокого давления.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг. 1 изображает схематичный частичный вид в аксиальном разрезе газотурбинного двигателя, содержащего турбину высокого давления из известного уровня техники;

фиг. 2 изображает схематичный частичный вид в аксиальном разрезе в более крупном масштабе газотурбинного двигателя, содержащего турбину высокого давления по изобретению.

Фиг. 1 изображает авиационный двухкаскадный турбореактивный двигатель 10 известного типа, содержащий, в частности, от входа к выходу компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину низкого давления.

Компрессор высокого давления содержит ротор, образованный дисками 12, 14, несущими лопатки 16, 18, между которыми встроены выпрямительные ступени 20, предназначенные для направления потока воздуха в компрессор. На выходе компрессор высокого давления содержит центробежное колесо 22, предназначенное для питания камеры сгорания воздухом под давлением.

Турбина высокого давления содержит, в основном, роторный диск 24, несущий лопатки 26, размещенные в струе потока отработанных газов, выбрасываемых камерой сгорания, и предназначенные для извлечения механической энергии из этого газового потока для привода во вращение ротора турбины высокого давления и компрессора высокого давления известным образом. Лопатки 26 диска 24 окружены секторальным герметизирующим кольцом (не изображенным на чертеже), закрепленным на кожухе турбины высокого давления и обеспечивающим герметичность струи потока отработанных газов в этой турбине.

Диск 24 турбины высокого давления связан с вращающимся диском 28, размещенным на входе диска 24 с помощью кольцевого фланца 30, вытянутого радиально к передней части цилиндрической стенки 32, которая простирается к передней части от входного фланца 34 диска 24 турбины высокого давления. Диск 28 несет лабиринтные пластинчатые уплотнения 36 и соединен с ротором компрессора высокого давления.

Диск 24 турбины высокого давления также связан с колесом 38, размещенным на выходе этого диска 24 с помощью кольцевого фланца 40, расположенного радиально к выходному краю цилиндрической стенки 42, которая проходит к выходу от выходной стороны 44 диска 24 турбины высокого давления. Колесо 38 также несет лабиринтное пластинчатое уплотнение 46.

При работе лопатки 26 диска 24 турбины высокого давления и герметизирующее кольцо, окружающее эти лопатки, подвергаются значительным термическим напряжениям вследствие прохода очень горячих отработанных газов в турбину.

Для ограничения отрицательного воздействия этих термических напряжений на срок службы лопаток 26 последние содержат внутренние каналы для прохода вентиляционного воздуха, отбираемого у днища камеры сгорания, температура которого ниже температуры отработанных газов.

Этот воздух, путь которого показан стрелкой 48, поступает в кольцевую полость 50 через инжекторы 52, распределенные по окружности вокруг оси турбореактивного двигателя и установленные на выходном конце изогнутых трубопроводов 54, соединенных с кольцевым пространством 56, окружающим камеру сгорания и ограниченным радиально внутренней стенкой 58 в форме усеченного конуса этой камеры. Вентиляционный воздух 48, выходящий из инжекторов, поступает в полость 50 через отверстия 62, выполненные в диске 28.

Полость 50 ограничена диском 28, цилиндрической стенкой 32, несущей входной фланец 30 и входным фланцем 34 диска 24, причем эта полость 50 сообщается с вентиляционными каналами, выполненными внутри лопаток 26 и открывающимися в эту полость на уровне ножек лопаток. Вентиляционный воздух 48 поступает в полость 50 радиально наружу вдоль входного фланца 34 диска до входных отверстий вентиляционных отверстий лопаток 26.

При работе повышенная температура отработанных газов вызывает тепловое расширение лопаток 26 и герметизирующего кольца, которое их окружает, а также диска 24, несущего эти лопатки.

Эта температура изменяется в зависимости от режима работы турбореактивного двигателя таким образом, что упомянутые элементы поочередно расширяются при усилении режима и сжимаются при ослаблении режима.

Ступица 64 диска вентилируется воздухом 66, отбираемым на уровне компрессора высокого давления турбореактивного двигателя, например, между дисками ротора 12 и 14, и направляется к выходу вдоль цилиндрической оболочки или кожуха 68, входной край которого связан с диском 12 компрессора высокого давления и выходной край присоединен с помощью фланца 70 к колесу 38. Воздух 66 проходит в проточку диска 24 и вокруг его ступицы 64, проходя далее в радиально внутреннюю кольцевую полость 72, ограниченную, в частности, кожухом 68 входными 32 и выходными 42 цилиндрическими стенками диска 24, этот вентиляционный воздух 66 выходит затем к выходу через отверстия, выполненные во фланце 70 кожуха и колесе 38.

Вентиляционный воздух позволяет поддерживать диск 24 на уровне температуры, ограничивающем температурный градиент внутри этого диска.

Кроме того, при усилении режима работы турбореактивного двигателя температура воздуха 66 повышается, что позволяет подогреть диск 24 и, таким образом, ускорить его тепловое расширение и ограничить увеличение зазора на вершине лопаток 26 турбины высокого давления, несмотря на более быстрое расширение герметизирующего кольца, окружающего эти лопатки.

При ослаблении режима температура воздуха 66 уменьшается, так что этот воздух охлаждает диск и ускоряет его термическое сжатие, что позволяет уменьшить риски возникновения трения между вершинами лопаток 26 и герметизирующим кольцом, которое сжимается быстрее.

Тем не менее температура воздуха, отобранного на компрессоре высокого давления, отлична от температуры воздуха 48, отобранного у днища камеры сгорания, и она реагирует на изменения режима работы турбореактивного двигателя с заметным опозданием, что ограничивает эффективность этого варианта вентиляции ступицы диска 24.

Кроме того, вентиляционный воздух 48, отобранный у днища камеры сгорания, имеет давление, превышающее давление вентиляционного воздуха 66, отобранного на компрессоре высокого давления, и это давление прикладывается к радиально внешней части входного фланца 34 диска 24, тогда как вентиляционный воздух 66 с более слабым давлением подается с обеих сторон ступицы 64 диска. Что в результате приводит к ориентированному к выходу аксиальному усилию на диск 24, затрудняющему контроль турбореактивного двигателя.

Для решения этих проблем изобретение предлагает модифицировать средства вентиляции диска 24 турбины высокого давления, и, точнее, использовать часть вентиляционного воздуха 48, отобранного у днища камеры сгорания, для вентиляции ступицы 64 диска 24.

Фиг. 2 представляет часть турбореактивного двигателя 10 по изобретению, и, точнее, диск 24 турбины высокого давления турбореактивного двигателя, а также окружающие его детали.

В соответствии с изобретением входной фланец 30 диска 24 содержит радиальные пазы 74, выполненные на входной поверхности, примыкающей к выходной стороне диска 28 таким образом, чтобы образовать каналы для сообщения кольцевой полости 50, расположенной радиально снаружи входной цилиндрической стенки 32, с кольцевой полостью 72, расположенной радиально внутри этой стенки 32.

Пазы 74, иногда называемые лунками, позволяют части 76 вентиляционного воздуха 48 проходить в радиально внутреннюю полость 72, в которой расположена ступица 64 диска 24 для вентилирования этой ступицы, тогда как остальная часть 78 вентиляционного воздуха продолжает поступать во внутренние каналы лопаток 26.

Радиально внутренняя полость 72 ограничена цилиндрическим кожухом 80, входной конец которого закреплен на диске 28, а выходной конец закреплен на колесе 82, установленным на выходе диска 24 турбины. Преимуществом этого кожуха является то, что его аксиальный размер значительно уменьшен по сравнению с кожухом 68 описанного выше известного уровня техники.

Кроме того, пазы 84, аналогичные пазам 74, образованы на выходной поверхности выходного фланца 40, примыкающего к входной радиальной перегородке 86 колеса 82 для образования каналов, обеспечивающих сообщение радиально внутренней полости 72 с выходной кольцевой полостью 88, размещенной снаружи цилиндрической стенки 42, несущей выходной фланец 40 и ограниченной выходным фланцем 44 диска 24 и статорными элементами 89.

Вентиляционный воздух 66 продолжает отбираться на уровне компрессора высокого давления как в описанном выше известном уровне техники, но этот воздух не поступает больше в радиально внутреннюю полость 72, а направляется в кольцевой проход 90, ограниченный кожухом 80 и валом 91 ротора турбины низкого давления, расположенной на выходе турбины высокого давления. Этот воздух 66 поступает к выходу и проходит через отверстия 92 колеса 82 для вентиляции элементов турбины низкого давления, таких как диски ротора. Таким образом, в противовес колесу 38 из известного уровня техники, колесо 82 не имеет отверстий, открывающихся в радиально внутреннюю полость 72.

При работе часть 78 вентиляционного воздуха 48, отобранного у днища камеры сгорания, обеспечивает вентиляцию лопаток 26, тогда как другая часть 76 этого воздуха проходит по каналам, образованным пазами 74 входного фланца 30, до радиально внутренней полости 72. Воздух 76 обеспечивает также вентиляцию диска 24 турбины высокого давления, и в особенности ее ступицы 64, перетекая с входа на выход в полость 72 так, чтобы огибать ступицу 64, как изображено стрелками 94 и 96. Вентиляционный воздух диска 24 проходит затем по каналам, образованным пазами 84 от выходного фланца 40 до радиально внешней выходной полости 88, как изображено стрелками 98, и обеспечивает вентиляцию выходного фланца 44 диска 24.

Вентиляционный воздух 76 диска 24 имеет, таким образом, ту же температуру, что и воздух 78 для вентиляции лопаток 26. Эта температура ниже температуры отработанных газов, выбрасываемых камерой сгорания, так что воздух 78 постоянно обеспечивает охлаждение лопаток, и эта температура изменяется в зависимости от режима работы турбореактивного двигателя таким образом, что воздух 76 нагревает диск 24 в процессе усиления режима и охлаждает этот диск 24 в процессе ослабления режима.

Температура вентиляционного воздуха 76, отобранного у днища камеры сгорания, быстрее откликается на изменения режима турбореактивного двигателя, чем температура вентиляционного воздуха 66, отобранного от компрессора высокого давления.

Отсюда вытекает лучшая синхронизация тепловых расширений герметизирующего кольца статора турбины высокого давления и тепловых расширений ротора этой турбины, что позволяет обеспечить лучший контроль зазора при вершине лопаток 26, которые несет диск 24.

Отсюда вытекает также лучшая равномерность температуры в диске 24, что увеличивает срок службы этого диска и дает возможность в процессе расчета размеров турбины высокого давления использовать диск толщиной, меньшей, чем в известном уровне техники, что дает выигрыш в массе и улучшает время температурного отклика этого диска.

Кроме того, вследствие циркуляции воздуха 76 в трех кольцевых полостях, соответственно радиально внешних 50 и 88 и радиально внутренней 72, на входной 34 и выходной 44 фланцы диска 24 оказывается одно и то же давление так, что аксиальный напор за счет воздействия вентиляционного воздуха на диск, является, по существу, нулевым, что облегчает контроль турбореактивного двигателя.

Наконец, уменьшение длины оболочки 80 по сравнению с оболочкой 68 из известного уровня техники обеспечивает выигрыш в массе и уменьшает риски вибрационных наложений при изгибных режимах работы этого кожуха.

В примере, проиллюстрированном фиг. 2 и описанном выше, средства обеспечения сообщений радиально внешних 50 и 88 полостей и радиально внутренней 72 выполнены в виде каналов, образованных радиальными пазами на фланцах 30 и 40. Такие пазы позволяют обеспечить сообщение упомянутых полостей при сохранении жесткости цилиндрических перегородок 32 и 42, несущих фланцы 30 и 40.

Как вариант, либо дополнительно было бы возможным предусмотреть отверстия в этих цилиндрических перегородках 32 и 42 для подачи вентиляционного воздуха в различные полости.

1. Турбина высокого давления газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск (24), включающий в себя входной (30, 32) и выходной (40, 42) кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость (72), в которой размещена ступица (64) диска (24); две кольцевых радиально внешних полости, одна из которых (50) расположена на входе диска и получает поток (48) вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания, а вторая (88) расположена на выходе диска, отличающаяся тем, что входной фланец (30, 32) диска содержит средства (74) обеспечения сообщения радиально внешней входной полости (50) и радиально внутренней полости (72) для вентиляции ступицы (64) диска (24).

2. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости (50) и радиально внутренней полости (72) содержат радиальные пазы (74), выполненные на входной поверхности входного фланца (30) диска, причем эти пазы (74) образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем (30) и вращающейся деталью (28) газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец.

3. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что выходной фланец (40) диска содержит средства (84) обеспечения сообщения радиально внутренней полости (72) и радиально внешней полости (88).

4. Турбина высокого давления по п.3, отличающаяся тем, что средства обеспечения сообщения радиально внешней полости (88) и радиально внутренней полости (72) содержат радиальные пазы (84), выполненные на выходной поверхности выходного фланца (40) диска, при этом эти пазы (84) образуют каналы циркуляции воздуха между выходным фланцем (30) и вращающейся деталью (82) газотурбинного двигателя, с которой связан этот фланец.

5. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что радиально внутренняя полость (72) ограничена радиально внутрь цилиндрической оболочкой или кожухом (80), входной конец которого закреплен на детали (28), несущей входной фланец (30) диска (24), а выходной конец закреплен на детали (82), несущей выходной фланец (40) диска.

6. Турбина высокого давления по п.5, отличающаяся тем, что кожух (80) ограничивает вместе с валом (91) турбины низкого давления газотурбинного двигателя кольцевой проход (90) для подачи вентиляционного воздуха (66), отбираемого на ступени компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.

7. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что деталью, несущей входной фланец (30) диска (24), является роторный диск (28), несущий лабиринтные уплотнения (36) и содержащий отверстия (62) для прохода потока воздуха (48), отбираемого у днища камеры сгорания.

8. Турбина высокого давления по п.7, отличающаяся тем, что отверстия (62) диска (28), несущего лабиринтные уплотнения (36), выполнены в продолжение инжекторов (52), закрепленных на внутренней стенке (58) камеры сгорания.

9. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что деталью, несущей выходной фланец (40) диска, является колесо (82) ротора.

10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит турбину высокого давления по одному из предыдущих пунктов.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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. .

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.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины включает диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами. Промежуточный диск фиксируется радиальными выступами в окружном направлении относительно осевых выступов, расположенных на полотне диска первой ступени. Осевые выступы на полотне диска первой ступени выполнены таким образом, что образуют в поперечном сечении U-образный выступ. Кольцевое ребро промежуточного диска, размещенное с внутренней стороны обода диска первой ступени, выполнено с пазами. Посредством пазов воздушные полости повышенного давления сообщаются с кольцевой воздушной полостью пониженного давления, ограниченной кольцевым ребром промежуточного диска, радиальными выступами промежуточного диска, U-образным выступом и полотном диска первой ступени. Отношение длины U-образного выступа в осевом направлении к глубине канавки U-образного выступа составляет 1,1 - 2. Изобретение позволяет повысить надежность и снизить вес ротора высокотемпературной турбины. 3 ил.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец. Фланец образует с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой полостью, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта. Лабиринт установлен на диске радиальным фланцем, соединенным с радиальным ребром упругим элементом. Внутренняя полость лабиринта соединена с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта. Воздушная полость с передней стороны обода соединена с газовой полостью через фаски в замковом соединении лопатки с диском. Отношение осевой длины заднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к осевой длине переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра составляет 2…5. Отношение осевой длины переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к радиусу поверхности упругого элемента составляет 1,5…3. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины низкого давления. 1 ил.

Осевая газовая турбина содержит ротор и статор. Статор представляет собой корпус, охватывающий ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячего газа, через который протекает горячий газ, полученный в камере сгорания. Ротор содержит вал с осевыми пазами, в частности, елочного типа для закрепления в них большого количества рабочих лопаток, которые размещены в виде последовательных рядов рабочих лопаток. Между соседними рядами рабочих лопаток установлены теплозащитные экраны ротора и в результате образуется внутренняя граница тракта течения горячего газа. Вал ротора выполнен с возможностью транспортирования основного потока охлаждающего воздуха в осевом направлении вдоль теплозащитных экранов ротора и нижних частей рабочих лопаток. Вал ротора снабжает рабочие лопатки охлаждающим воздухом, поступающим во внутреннюю полость рабочих лопаток. В осевой газовой турбине обеспечены герметичные каналы для охлаждающего воздуха, которые проходят в осевом направлении через вал ротора отдельно от основного потока охлаждающего воздуха и снабжают рабочие лопатки охлаждающим воздухом. Изобретение направлено на снижение уточек охлаждающего воздуха и повышение эффективности работы турбины. 12 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх