Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя



Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя
Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2518766:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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

 

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с кольцевой воздушной полостью между корпусом турбины и разрезным секторным кольцом (патент US №6902371, F01D 25/14, 25/24, F02C 7/18, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за низкой термостойкости сотовых уплотнителей элементов, установленных на внутренней поверхности разрезного кольца, которые интенсивно окисляются при повышенной температуре газа перед турбиной.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, у которой внутренняя поверхность разрезного кольца, ответная уплотнительным гребешкам верхней полки рабочей лопатки турбины, выполнена профилированной (патент RU №2261350, F02C 7/06, 7/12, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее пониженная экономичность из-за повышенных паразитных утечек газа между разрезным кольцом и верхней полкой рабочей лопатки, а также низкая надежность из-за повышенной температуры верхней полки рабочей лопатки.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и экономичности турбины путем снижения температуры наружного корпуса и верхней полки рабочей лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка, согласно изобретению, между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом, при этом разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, причем щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, при этом отношение ; ; ; , где:

δ1 - радиальный зазор между передним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом;

t - шаг кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца;

Н - высота кольцевых микрогребешков;

L - длина торцевой поверхности кольцевого микрогребешка;

δ2 - радиальный зазор между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом.

Размещение между наружным корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки ленты с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом существенно снижает температуру наружного корпуса и способствует повышению его ресурса.

Выполнение разрезного кольца с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, с размещением щелевой полости с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, позволяет снизить температуру верхней полки рабочей лопатки путем разбавления газового потока потоком холодного воздуха как с внутренней, так и с внешней стороны полки рабочей лопатки, так как повышенная температура газа, обтекающего верхнюю полку рабочей лопатки высокотемпературной турбины, приводит к ускоренному окислению и разрушению уплотнительных сотовых вставок, которые выполняются из тонкостенного листового материала.

Выполнение на рабочей поверхности разрезного кольца вместо сотовых вставок кольцевых уплотнительных микрогребешков, выполненных за одно целое с разрезным кольцом, позволяет за счет улучшенной передачи тепла от гребешка в разрезное кольцо обеспечить повышенный ресурс конструкции и обеспечить возможность приработки (врезания) уплотнительных гребешков верхней полки в микрогребешки на рабочей поверхности разрезного кольца без лавинообразного износа соприкасающихся поверхностей ротора и статора.

При - возможен повышенный износ при контакте ротора со статором.

При - увеличиваются паразитные утечки газа через лабиринтное уплотнение по верхней полке рабочей лопатки.

При - ухудшается прирабатываемость лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки.

При - ухудшается надежность лабиринтного уплотнения из-за ухудшения теплоотдачи от вершины микрогребешка в его основания и повышается температура микрогребешка.

При - снижается надежность из-за повышения температуры и окисления микрогребешков.

При - ухудшается прирабатываемость уплотнительных гребешков верхней полки с микрогребешками.

Снижению температуры пера и верхней полки рабочей лопатки способствует повышение расхода охлаждающего воздуха через рабочую лопатку турбины, что достигается увеличением радиального зазора δ2 по заднему уплотнительному гребешку верхней полки по сравнению с радиальным зазором δ1 по переднему гребешку с соответствующим снижением давления в месте выхода охлаждающего воздуха из пера рабочей лопатки и повышением расхода охлаждающего воздуха.

При - повышается давление в месте выхода охлаждающего воздуха и снижается его расход через рабочую лопатку турбины.

При - увеличиваются утечки через лабиринтное уплотнение верхней рабочей лопатки турбины по разрезному кольцу.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Высокотемпературная турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с наружным корпусом 3, в котором установлена сопловая лопатка 4 и ниже по потоку газа 5 в проточной части 6 - разрезное секторное кольцо 7, а также из ротора 8 с рабочей лопаткой 9, передний 10 и задний 11 уплотнительные гребешки на верхней полке 12 которой образуют с внутренней поверхностью 13 разрезного кольца 7 лабиринтное уплотнение 14.

Сопловая лопатка 4 зафиксирована в осевом положении стопорным кольцом 15, между осевым кольцевым выступом 16 которого и наружным корпусом 3 установлена лента 17 с образованием кольцевых замкнутых полостей 18 и 19 между лентой 17 и корпусом 3.

Разрезное секторное кольцо 7 выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке 4 ребром 20 с образованием кольцевой воздушной полости 21, на входе соединенной с воздушной полостью 22 охлаждения сопловой лопатки 4, а на выходе - с проточной частью 6 турбины 1 через щелевую кольцевую полость 23, образованную верхней полкой 24 сопловой лопатки 4 и коническим ребром 20. Щелевая полость 23 расположена с внутренней стороны от верхней полки 12 рабочей лопатки 9.

Для обеспечения прирабатываемости разрезного кольца 7 в случае его касания об уплотнительные гребешки 10 и 11, рабочая поверхность 13 кольца 7, ответная гребешкам 10 и 11, образована торцами 25 кольцевых микрогребешков 26, которые выполнены за одно целое с разрезным кольцом 7.

Внутренняя воздушная полость 27 рабочей лопатки 9 сообщается с межлабиринтной полостью 28 между уплотнительными гребешками 10 и 11 ниже по потоку переднего гребешка 10, что способствует при увеличенном радиальном зазоре 62 по заднему гребешку 11 увеличению расхода охлаждающего воздуха через воздушную полость 27 рабочей лопатки 9.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной турбины 1 газотурбинного двигателя поток охлаждающего воздуха, истекающий из щелевой кольцевой полости 23, способствует снижению температуры переднего уплотнительного гребешка 10 и ответной ему рабочей поверхности 13 разрезного кольца 7, а также передней по потоку части верхней полки 12 рабочей лопатки 9.

Повышенный расход охлаждающего воздуха, истекающий из внутренней полости 27 рабочей лопатки 9 в межлабиринтную полость 28, способствует снижению температуры заднего уплотнительного гребешка 11 и ответной ему рабочей поверхности 13 кольца 7.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с установленными в наружном корпусе сопловой лопаткой и ниже по потоку газа - разрезным секторным кольцом, а также с рабочей лопаткой, уплотнительными гребешками на верхней полке образующей с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение, отличающаяся тем, что между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом; разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, причем щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, и ; ; ; , где:
δ1 - радиальный зазор между передним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом;
t - шаг кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца;
Н - высота кольцевых микрогребешков;
L - длина торцевой поверхности кольцевого микрогребешка;
δ2 - радиальный зазор между задним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе.

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, в том числе корпусов.

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.

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.

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.

Газотурбинная установка содержит газотурбинный двигатель с компрессором, устройство воздухоподготовки газотурбинного двигателя, топливную систему с камерами сгорания, устройством подачи и регулирования топлива, масляную систему узлов трения газотурбинного двигателя и исполнительных агрегатов с теплообменником охлаждения масла, нагнетающим насосом, теплообменником подогрева топлива, выполненными в отдельном регулируемом циркуляционном контуре.

Изобретение относится к упругодемпферным опорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя содержит расположенные внутри корпуса шарикоподшипник с упругим элементом, имеющим прорези, и роликоподшипник.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к газотурбинному двигателю со свободной турбиной. Газосборник газотурбинного двигателя содержит корпус с двумя внешними кольцевыми фланцами, соединенными между собой продольными и радиальными ребрами, цилиндрической оболочкой, конической мембраной с поддерживающими ребрами и криволинейной оболочкой, образующими контур отвода горячих газов, и корпус подшипников турбины, размещенный во внутренней части корпуса газосборника с магистралью маслоподачи на форсунки охлаждения и смазки подшипников турбины, магистралью маслоудаления, полостью подачи холодного воздуха от компрессора для охлаждения стенок корпуса подшипников турбины, масла в магистралях маслоподачи и маслоудаления, для подачи холодного воздуха к лабиринтным уплотнениям подшипников турбины и штуцерами магистралей маслоподачи и маслоудаления, при этом корпус газосборника снабжен внутренним фланцем, корпус подшипников турбины выполнен в виде ступенчатой втулки с упорным и цилиндрическим фланцами, втулка запрессована в газосборник по двум разнесенным цилиндрическим поясам, с упором по фланцам, между ступенями втулки установлена дополнительная цилиндрическая оболочка, герметизирующая полость подачи холодного воздуха, а магистраль маслоподачи выполнена в виде каналов, образованных в теле втулки.

Турбомашина включает статор, ротор, вращающийся в одном заданном направлении, и узел подшипника. Узел подшипника содержит первую часть, присоединенную к статору турбомашины при помощи набора болтов и гаек, вторую часть, присоединенную к ротору, и подшипник качения, расположенный между первой и второй частями узла подшипника.

Коренная шейка содержит средство удержания уплотнительной втулки (200), охватывающей упомянутый вал. Средство удержания содержит сплошной радиальный кольцевой фланец, выполненный с входной стороны на аксиальной цилиндрической части шейки, и средства тангенциального блокирования.

Изобретение относится к способу и к системе смазки, имеющей в своем составе по меньшей мере три различные камеры, каждая из которых заключает в себе по меньшей мере один подшипник качения.

Турбинная установка, содержащая, по меньшей мере, одно первое и одно второе рабочие колеса, вал и систему подшипников. Задние поверхности рабочих колес обращены друг к другу.

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3).

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

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к маслосистеме авиационных газотурбинных двигателей. При экстремальных условиях работы двигателя (например, при фигурных полетах самолета) вследствие роста гидравлического сопротивления в магистралях откачки, увеличения перемешивания масла с воздухом и интенсификации процесса растворения воздуха в масле, на входе откачивающих насосов образуется масловоздушная эмульсия с большим процентным содержанием в ней воздуха, что может привести к снижению напора и падению производительности откачивающего насоса, являющегося наименее надежным звеном маслосистемы. Баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой проблемным насосом, нарушается, и она начинает переполняться маслом, которое быстро перегревается. Переполнение масляной полости маслом сопровождается его уходом из маслобака, что грозит потерей масла и появлению на двигателе режима «масляное голодание». Технический результат изобретения - возможность корректировки гидравлического сопротивления магистрали откачки масла проблемного откачивающего насоса, что позволяет восстановить баланс подачи и откачки масла в масляной полости, обслуживаемой этим насосом, и избежать появления дефектов на двигателе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх