Высокотемпературная газовая турбина

Авторы патента:

F02C7/12 - охлаждение установок (охлаждение отдельных частей см. соответствующие подклассы, например F01D; охлаждение двигателей вообще F01P)

Владельцы патента RU 2525371:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установлена в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата. Внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата. Передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку. Задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки. Угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины находится в пределах 20…40°. Отношение высоты радиальной стенки упругого элемента к толщине радиальной стенки упругого элемента находится в пределах 6…10. Изобретение уменьшает напряжение в первой сопловой лопатке и уменьшает температуры нижней полки первой сопловой лопатки, повышая тем самым надежность высокотемпературной газовой турбины. 3 ил.

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

Известна высокотемпературная газовая турбина газотурбинного двигателя, первая сопловая лопатка в которой выполнена с охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки (патент RU №2443882, МПК: F02C 7/12, 2012 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за недостаточно эффективного охлаждения нижней полки первой сопловой лопатки.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, первая сопловая лопатка в которой установлена передним и задним направленными к оси двигателя ребрами в кольцевых канавках внутреннего кольца, причем кольцо выполнено за одно целое с опорой соплового аппарата, установленной на внутреннем корпусе камеры сгорания, а сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания (патент RU №2261350, МПК: F02C 7/12, 7/06, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в первой сопловой лопатке из-за разницы температурных деформаций наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины путем уменьшения напряжений в первой сопловой лопатке и уменьшения температуры нижней полки первой сопловой лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной газовой турбине, включающей рабочую лопатку первой ступени, а также первую сопловую лопатку, верхней полкой установленную в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установленную в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата, а также установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата, согласно изобретению внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата, при этом передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку, а задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки, причем α=20…40° и H/L=6…10, где α - угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины, Н - высота радиальной стенки упругого элемента, L - толщина радиальной стенки упругого элемента.

Выполнение внутреннего кольца первого соплового аппарата с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата позволяет за счет минимальной осевой жесткости гибкого элемента минимизировать дополнительные напряжения в сопловой лопатке первой ступени как из-за разницы в температурных деформациях нижней полки и внутреннего кольца, так и из-за разницы в температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.

Выполнение в передней по потоку газа части внутреннего кольца каналов подвода охлаждающего воздуха на первую сопловую лопатку позволяет при минимальных гидравлических потерях охлаждающего воздуха организовать интенсивное конвективно-пленочное охлаждение как нижней полки сопловой лопатки, так и пера сопловой лопатки.

Выполнение задней по потоку части внутреннего кольца с осевым кольцевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки с углом наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины α=20…40° позволяет уменьшить паразитные утечки воздуха из воздушной полости между первым сопловым аппаратом и первой рабочей лопаткой в проточную часть турбины, а также увеличить осевую жесткость ближнего к рабочей лопатке радиального кольцевого ребра внутреннего кольца, что повышает надежность турбины.

При α<20° - снижается прочность задней части внутреннего кольца.

При α>40° - увеличивается вес внутреннего кольца.

При H/L<6 - излишне повышаются напряжения в упругом элементе при температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.

При H/L>10 - увеличиваются радиальные габариты внутреннего кольца.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной газовой турбины.

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

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из соплового аппарата первой ступени 2 с первой сопловой лопаткой 3, а также из расположенной ниже по потоку газа 4 в проточной части 5 турбины первой рабочей лопатки 6.

Верхней полкой 7 сопловая лопатка 3 через промежуточное кольцо 8 газосборника камеры сгорания 9 установлена в наружном корпусе 10 камеры сгорания 9, а нижней полкой 11 передним 12 и задним 13 по потоку 4 радиальными ребрами установлена в канавках 14 и 15 внутреннего кольца 16. Между канавками 14 и 15 на кольце 16 размещен U-образный в поперечном сечении упругий элемент 17, центральной своей частью 18 с помощью радиального фланца 19 и болтового соединения 20 закрепленный на конической опоре 21 соплового аппарата, которая, в свою очередь, болтовым соединением 22 зафиксирована на внутреннем корпусе 23 камеры сгорания 9.

Передняя по потоку 4 часть 24 внутреннего кольца 16 выполнена с каналами 25 подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку 3, а задняя по потоку 4 часть 26 внутреннего кольца 16 выполнена с кольцевым осевым ребром 27 лабиринтного уплотнения 28 по нижней полке 29 первой рабочей лопатки 6, причем ребро 27 выполнено с углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31.

Работает устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной газовой турбины 1 на первую сопловую лопатку 3 действует значительная по величине газовая сила Р_r, которая радиальным ребром 13 нижней полки 11 передается на заднюю часть 26 внутреннего кольца 16, усиленную осевым ребром 27, что повышает долговечность кольца 16. Радиальное ребро 27 выполнено с увеличенным углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31, что способствует более интенсивному выравниванию температуры по длине ребра 27 при смене работы турбины 1 и повышению надежности турбины.

Высокотемпературная газовая турбина, включающая рабочую лопатку первой ступени, а также первую сопловую лопатку, верхней полкой установленную в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установленную в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата, а также установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата, отличающаяся тем, что внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата, при этом передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку, а задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки, причем α=20…40° и H/L=6…10, где α - угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины; Н - высота радиальной стенки упругого элемента; L - толщина радиальной стенки упругого элемента.
.

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя // 2518766

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.

Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки // 2515581

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.

Статор турбины высокого давления // 2514987

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 и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя // 2506435

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 для газотурбинного двигателя (варианты) и способ охлаждения глушителя выхлопа (варианты) // 2505695

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 // 2500895

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 // 2499894

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 // 2499893

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 // 2499145

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.

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2529269

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок. Транзитные трубки установлены во внутренних полостях сопловых лопаток с зазором относительно их стенок и соединены входом с питающим коллектором, а выходом - с магистралью наддува междисковой полости. Питающий коллектор магистрали наддува междисковой полости сообщен с думисной полостью компрессора высокого давления, отделенной от выхода проточной части компрессора подвижным уплотнением. В качестве полости отбора охлаждающего воздуха для его подачи во внутренние полости, примыкающие к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выбрана полость камеры сгорания или полость одной из ступеней компрессора. Подсоединение полости отбора охлаждающего воздуха к внутренним полостям, примыкающим к стенкам сопловых лопаток турбины низкого давления, выполнено через соединяющую магистраль и дополнительный питающий коллектор, а на соединяющей магистрали установлен регулирующий клапан. Изобретение позволяет изменять расход охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, в зависимости от режима работы двигателя. 3 з. п. ф-лы, 2 ил.

Способ охлаждения газотурбинного двигателя // 2529989

Способ охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в понижении температуры воздуха, используемого для охлаждения ГТД. Понижение температуры воздуха осуществляется в турбохолодильной установке (ТХУ) и включает сжатие воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере. ТХУ установлена во входном канале ГТД, поперечные размеры которого больше поперечных размеров компрессора ТХУ. Степень повышения давления в компрессоре ТХУ больше степени повышения давления в компрессоре ГТД. ТХУ приводится в действие от ГТД. Давление охлажденного воздуха на выходе из ТХУ соответствует давлению воздуха за компрессором ГТД. Для повышения степени охлаждения воздуха часть этого воздуха перепускается на вход в компрессор ТХУ. Способ позволяет повысить температуру газа перед лопатками газовой турбины ГТД до 2600 K. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Структуры ударного воздействия для систем охлаждения // 2530685

Структура ударного воздействия в системе ударного охлаждения имеет отверстия для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры, через образованную между ними полость. Указанная структура имеет рифленую конфигурацию и расположена на расстоянии от целевой поверхности. Целевая поверхность содержит внешнюю поверхность жаровой трубы. Структура содержит патрубок для потока в камере сгорания газотурбинного двигателя или целевая поверхность содержит внешнюю поверхность переходного отсека. Указанная структура содержит патрубок для ударного воздействия в камере сгорания газотурбинного двигателя. Изобретение направлено на улучшение охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления // 2532479

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.

Устройство многоточечного впрыска для камеры сгорания турбомашины // 2539223

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит основную систему, постоянно питающую инжектор, открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечную систему, прерывисто питающую инжекторные отверстия. Инжекторные отверстия выполнены во фронтальной поверхности кольцевого обода, установленного в кольцевой камере, образованной на входе второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури и окружающей последнюю. Устройство впрыска топлива содержит средства тепловой изоляции фронтальной поверхности кольцевого обода, содержащего кольцевую полость, образованную вокруг инжекторных отверстий между фронтальной поверхностью кольцевого обода и фронтальной стенкой кольцевой камеры и предназначенную для заполнения при работе воздухом или коксованным топливом. Изобретение направлено на упрощение устройства впрыска топлива с повышением экономичности и эффективности его. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Многоточечный инжектор для камеры сгорания турбомашины // 2543097

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур. Многоточечный контур периодически питает инжекционные отверстия, выполненные на фронтальной поверхности передней кольцевой камеры второй трубки Вентури, коаксиальной первой трубке Вентури и окружающей ее. Кольцевой венец смонтирован в кольцевой камере для образования в ней контура подачи топлива к инжекционным отверстиям и охлаждающего контура посредством прохождения топлива, поступающего на инжектор контура управления. Охлаждающий контур проходит по фронтальной поверхности камеры в непосредственной близи от инжекционных отверстий. Изобретение направлено на уменьшение коксования топлива, циркулирующего на уровне фронтальной плоскости кольцевой камеры. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Охлаждаемая турбина // 2546371

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник. Кольцевые диффузорные каналы образованы на поверхности рабочего колеса, соединены с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе. Каждая из сопловых лопаток выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки - с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором и раздаточной полостью. Охлаждающая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами, установленными в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направлен стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки. В верхней и нижней полках сопловой лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Воздушный коллектор соединен с входом транзитных дефлекторов, а раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения турбины, а также повысить ее экономичность. 6 з.п. ф-лы, 5 ил. .

Способ эксплуатации газовой турбины, система охлаждения газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую систему // 2550371

Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии. Осуществляют далее подачу сжатой рабочей текучей среды из компрессора в первую полость для охлаждения расширительной турбины из первого отбора сжатой рабочей текучей среды, подачу сжатой рабочей текучей среды из компрессора во вторую полость для охлаждения расширительной турбины из второго отбора сжатой рабочей текучей среды, причем указанная вторая полость расположена перед указанной первой полостью. Второй отбор сжатой рабочей текучей среды выполняют ниже по потоку относительно первого отбора. Во время работы в режиме частичной нагрузки для поддержания температуры первой полости в допустимых пределах с учетом сопротивления материалов осуществляют проточное соединение первого и второго отборов и избирательную подачу части сжатой рабочей текучей среды второго отбора в первый отбор. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство сегмента горячих газов // 2567479

Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха. Изобретение позволяет улучшить эффективность охлаждения, увеличить продолжительность срока службы, а также улучшить процесс сборки и разборки сегмента горячих газов. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель // 2573094

Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину. Турбина имеет ротор или вал с турбинными лопатками, проходя через которые горячий газ расширяется, выполняя при этом работу. Предусмотрены первые средства для охлаждения турбинных лопаток сжатым охлаждающим воздухом, содержащие по меньшей мере одну отдельную ступень компрессора, обеспечивающую сжатие охлаждающего воздуха независимо от основного компрессора. По меньшей мере одна ступень компрессора встроена в ротор или вал. По меньшей мере одна ступень компрессора установлена непосредственно за лопатками ротора последней ступени турбины по направлению потока. По меньшей мере одна ступень компрессора получает массовый расход охлаждающего воздуха из полости подшипника ротора, и по меньшей мере одна ступень компрессора подает основную часть массового расхода сжатого охлаждающего воздуха на лопатки ротора последней ступени турбины для их охлаждения. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.