Высокотемпературная газовая турбина



Высокотемпературная газовая турбина
Высокотемпературная газовая турбина
Высокотемпературная газовая турбина

Владельцы патента RU 2549397:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высокотемпературная газовая турбина включает в себя лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки. Воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока. Осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки. Изобретение повышает надежность и экономичность высокотемпературной газовой турбины посредством исключения перегрева и разрушения сотового блока лабиринтного уплотнения, а также уменьшения радиального зазора в уплотнении. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

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

Известна газовая турбина газотурбинного двигателя, в которой лабиринтное уплотнение по внутренней полке сопловой лопатки турбины осуществляется с помощью истираемых вставок, выполненных из мягкого материала, закрепленных на внутренней полке лопатки (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.67, рис.3.11).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за износа истираемых вставок.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, в которой лабиринтное уплотнение по внутренней полке сопловой лопатки турбины выполнено сотовым, т.е. с сотовым блоком, выполненным из тонкостенной металлической ленты и закрепленным (например, пайкой) на внутренней полке сопловой лопатки (патент RU №2151884, F01D 9/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность при высоких температурах газа перед турбиной из-за разрушения под действием температуры сотового блока, например, вследствие межкристаллической коррозии тонкостенной ленты, что приводит к увеличению радиального зазора в лабиринтном уплотнении и к снижению надежности высокотемпературной газовой турбины.

Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности и экономичности высокотемпературной газовой турбины путем исключения перегрева и разрушения сотового блока лабиринтного уплотнения, а также за счет уменьшения радиального зазора в уплотнении.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной газовой турбине, включающей лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки, согласно изобретению воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока. Осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки.

Соединение воздушной полости на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока, позволяет снизить температуру сотового блока в наиболее теплонапряженных его участках, повысив таким образом ресурс лабиринтного уплотнения и турбины в целом. Одновременно осуществляется конвективное охлаждение внутренней полки сопловой лопатки, что также повышает ее надежность.

Охлаждение сотового блока позволяет применить в его конструкции более тонкую ленту, что улучшает прирабатываемость сотового лабиринтного уплотнения, снижает его износ и позволяет повысить экономичность высокотемпературной газовой турбины за счет уменьшения радиального зазора в лабиринтном уплотнении.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной газовой турбины с лабиринтным сотовым уплотнением по внутренней полке сопловой лопатки.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.

На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.1.

Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из рабочего колеса 2 с рабочими лопатками 3 и установленным ниже по потоку газа 4 в проточной части 5 сопловым аппаратом 6 с сопловыми охлаждаемыми лопатками 7, которые выполнены с внутренней воздушной полостью 8. Воздушная полость 9 на выходе из рабочего колеса 2 уплотнена от проточной части 5 турбины 1 с помощью сотового лабиринтного уплотнения 10, состоящего из лабиринтного гребешка 11, установленного на хвостовике 12 рабочей лопатки 3 и ответного ему сотового блока 13, закрепленного на внутренней полке 14 сопловой лопатки 7. В дефлекторе 15 охлаждаемой сопловой лопатки 7 выполнено дозирующее отверстие 16, через которое внутренняя воздушная полость 8 лопатки 7 соединена на выходе через расположенный во внутренней полке 14 в окружном направлении раздаточный канал 17 и далее через систему осевых каналов 18 соединена с перфорацией 19, выходящей во внутренние полости 20 ячеек 21 сотового блока 13.

Работает устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной газовой турбины 1 тепловой поток, поступающий от потока газа 4 через наружную поверхность 22 внутренней полки 14 сопловой лопатки 7, отсекается от сотового блока 13 системой осевых каналов 18, по которым протекает охлаждающий воздух 23 из воздушной полости 8 лопатки 7. Перфорация 19, выполненная в наиболее теплонапряженном месте сотового блока 13, способствует заполнению охлаждающим воздухом внутренних полостей 20 сотовых ячеек 21, что также снижает температуру сотового блока 13. В случае окисления и эрозии из-за высокой температуры газа 4 наружной поверхности 22 внутренней полки 14 лопатки 7 дополнительно может быть выполнена перфорация 24, соединяющая осевые каналы 18 с проточной частью 5 турбины 1, что способствует организации более эффективной конвективно-пленочной системы охлаждения наружной поверхности 22 внутренней полки 14 лопатки 7 воздухом 23.

1. Высокотемпературная газовая турбина, включающая лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки, отличающаяся тем, что воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока.

2. Высокотемпературная газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки.



 

Похожие патенты:

Лопатка с аэродинамическим профилем включает в радиальном направлении внутреннюю полочную область и внешнюю венечную область, а в осевом направлении - переднюю входную кромку и заднюю выходную кромку, между полочной областью и венечной областью.

Корпус турбореактивного двигателя выполнен с возможностью установки в нем множества лопаток и содержит средства крепления конца каждой лопатки, расположенные на стороне корпуса, противоположной лопаткам.

Лопатка спрямляющего аппарата для турбореактивного двигателя содержит удлиненные моноблочные передний и задний участки, а также внешний слой, соединенные посредством горячего прессования.

Газовая турбина, соединенная со вторичной камерой сгорания, включает ряд направляющих лопаток турбины низкого давления, расположенный ниже по потоку относительно указанной камеры сгорания.

Изобретение относится к области конструкции авиационных двигателей, используемых на летательных аппаратах и наземных энергетических установках. Сопловой аппарат газовой турбины содержит наружный и внутренний корпусы, между которыми размещены статорные лопатки.

Переходный канал для соединения камеры сгорания и турбинной части газотурбинного двигателя содержит оболочку, включающую первую и вторую поверхности. Первая и вторая поверхности оболочки соединены пробиванием, а оболочка переходного канала выполнена по меньшей мере из одного листа, отштампованного в форму, образующую переходный канал с двойной оболочкой.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура.

Устройство ремонта фланца, содержащего несколько выступов, равномерно расположенных по окружности, включает усилительную гнутую деталь, имеющую форму фланца, и восстановительную деталь фланца.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбинный узел агрегата включает корпус подвода рабочего тела - пара, сопловый аппарат с наклонными соплами, турбину, имеющую вал с рабочим колесом, и расположенный за турбиной по потоку пара корпус отвода отработанного пара.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбонасосный агрегат содержит турбинный узел c корпусами подвода и отвода рабочего тела, сопловым аппаратом, одноступенчатой турбиной.

Опорная стойка (430) для диафрагмы паровой турбины содержит основную вертикальную часть (435) с утолщением (447), которое проходит от указанной части (435) по существу перпендикулярно ей. Утолщение содержит первое утолщение, проходящее от верхнего конца основной вертикальной части (435), и второе утолщение, проходящее от места вблизи нижнего конца основной вертикальной части (435). Первое утолщение отстоит на заданное расстояние от второго утолщения. Первое и второе утолщение предназначены для сопряжения с соответствующим пазом (450), выполненным в диафрагме турбины. В утолщениях имеется отверстие (455), которое проходит сквозь них вертикально и предназначено для размещения крепежного элемента (460), проходящего через первое и второе утолщения (447) с обеспечением вертикального прикрепления основной вертикальной части (435) и указанных утолщений (447) к диафрагме турбины. Достигается уменьшение продолжительности и стоимости цикла технического обслуживания, поскольку обеспечивается возможность доступа для извлечения нижней половины (410) диафрагмы для выполнения технического обслуживания без удаления ротора. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает в себя внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями (7), и расположенные по потоку (5) газа охлаждаемые сопловые лопатки (14) с нижними полками (15). Внутреннее радиальное ребро (8) каждого обтекателя (7) расположено в U-образном уплотнительном кольце (9), установленном на кольцевом цилиндрическом фланце (11) опоры. U-образное уплотнительное кольцо (9) выполнено с внешним (12) и внутренним (13) С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток (14). С-образные выступы (12) и (13) образуют соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом (16), установленным в радиальном направлении на нижних полках (15) сопловых лопаток (14). В обечайке (22) внутреннего кольца (16) выполнены каналы (23) для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость (20) пониженного давления. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус со статорной ступенью, имеющей лопатки с изменяемым углом установки, управляемые приводным кольцом, соосно окружающим упомянутый корпус. Кольцо ограничено в перемещении поворотом только вокруг оси упомянутого корпуса и соединено коленчатыми рычагами с лопатками с изменяемым углом установки. Приводное кольцо соединено со смежным индивидуальным приводным блоком в виде силового привода, и содержащим два участка, образующие цилиндр и шток. Шток шарнирно соединен с кольцом, а цилиндр шарнирно соединен с упомянутым корпусом, причем шарнир между цилиндром и корпусом расположен вблизи конца цилиндра, из которого проходит шток. Изобретение позволяет снизить габариты и вес системы управления углом установки лопаток статора. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Переходная часть камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск, соединенный с камерой сгорания, и выпуск на нижнем по потоку конце, соединенный с первой ступенью турбины. Нижний по потоку конец содержит наружную и внутреннюю стенки, а также первую и вторую боковые стенки. Одна из боковых стенок имеет продолжение боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части. Продолжение боковой стенки содержит охлаждающий канал или продолжения боковых стенок двух переходных частей выполнены таким образом, что после установки рядом друг с другом образуют охлаждающий канал. Охлаждающий канал закрыт к наружной стенке и/или внутренней стенке посредством торцевой пластины. Другие изобретения группы относятся к трубчатой камере сгорания и газотурбинному двигателю, содержащим указанную выше переходную часть. При модернизации газотурбинного двигателя открывают его корпус, удаляют имеющуюся переходную часть, устанавливают указанную выше переходную часть и закрывают корпус. При бороскопической инспекции газотурбинного двигателя, содержащего указанную выше переходную часть, сначала каждую вторую переходную часть удаляют и затем инспектируют путь горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части, а также путь горячего газа соседней камеры сгорания, которая остается установленной в газотурбинном двигателе, через зазор, открытый посредством удаления продолжения боковой стенки вместе с удаленной переходной частью. Группа изобретений позволяет повысить срок службы камеры сгорания. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Статор осевой турбомашины содержит наружный кожух и ряд лопаток статора с полками. Наружный кожух имеет расположенные в ряд по окружности отверстия и внутреннюю кольцевую канавку для фиксирования кольцевого слоя истираемого материала. Полки лопаток статора расположены в отверстиях наружного кожуха и закреплены посредством наплавленных валиков между полками и гранями отверстий. Ряд отверстий и внутренняя канавка частично пересекаются, так что часть каждого наплавленного валика расположена в осевом направлении во внутренней канавке. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей компрессор и турбину, причем, по меньшей мере, один из статоров компрессора и/или турбины выполнен как указано выше. При производстве указного выше статора сначала изготавливают наружный кожух и лопатки, после чего размещают и приваривают полки лопаток в отверстиях наружного кожуха. Затем помещают слой истираемого материала во внутреннюю канавку. Группа изобретений позволяет уменьшить размер турбомашины, упростить ее конструкцию и производство. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании паровых турбин средней и большой мощности, а именно - при разработке конструкции последних ступеней влажнопаровых турбин, имеющих элементы влагоудаления. Последняя ступень влажнопаровой турбины содержит диафрагму, выполненную из верхней и нижней части, каждая из которых содержит тело, обод, сопловую решетку, образованную полыми направляющими лопатками и внутренними и наружными бандажными лентами. На ободе диафрагмы со стороны паровхода и паровыхода, а также в периферийной зоне тела диафрагмы со стороны паровхода установлены влагоотводящие элементы. Технический результат: повышение эффективности влагоудаления при работе влажнопаровой турбины в условиях повышенной влажности перед направляющими лопатками последних ступеней, что обеспечивает повышение КПД. Повышение эффективности влагоудаления также обеспечивает снижение опасности повышенной влажнопаровой эрозии элементов проточной части, и в первую очередь - рабочих лопаток. В предлагаемой конструкции также предусмотрен ряд дополнительных мероприятий, позволяющих повысить эффективность влагоудаления. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к технологии изготовления трехмерной металлической детали(11), представляющей собой деталь газовой турбины в виде лопатки, лопасти или теплового экрана, которая может быть использована в компрессоре, камере сгорания или турбинной секции газовой турбины. Деталь (11) последовательно выращивают из металлического базового материала (12) с помощью процесса аддитивного изготовления путем сканирования энергетическим лучом (14). Создают контролируемую ориентацию зерен по первичному и вторичному направлению детали (11). Вторичная ориентация зерен достигается применением конкретной картины сканирования энергетическим лучом (14) в последовательных слоях попеременно параллельно и перпендикулярно направлению, соответствующему наименьшему значению модуля Юнга. 2 н. и 10 з.п. ф-лы,7 ил.

Диффузор отходящего газа газовой турбины содержит кольцеобразную наружную стенку для направления потока и кольцеобразный направляющий элемент, расположенный концентрично наружной стенке. Направленная радиально внутрь поверхность направляющего элемента имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента. Направляющий элемент установлен с возможностью сдвига в осевом направлении между двумя положениями. В первом положении направляющий элемент обеспечивает возможность прохождения потока между направляющим элементом и наружной стенкой, а во втором положении предотвращает прохождение потока между направляющим элементом и наружной стенкой. Другое изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанный выше диффузор. Во время работы газовой турбины при увеличении массового потока направляющий элемент сдвигают в направлении второго положения, а при уменьшении массового потока направляющий элемент сдвигают в направлении первого положения. Группа изобретений позволяет снизить аэродинамические потери в диффузоре на разных режимах работы. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Направляющий аппарат турбомашины включает внутреннюю и наружную обечайки, две лопатки и перекрывающую площадку. Одна из внутренней и наружной обечаек содержит первые отверстия. Каждая лопатка направляющего аппарата содержит на одном и том же первом конце крепежную площадку со вторыми отверстиями, расположенными напротив первых отверстий. Лопатки соединены с одной из внутренней или наружной обечаек при помощи средства крепления, заходящего в первые и вторые отверстия. Перекрывающая площадка перекрывает средство крепления и содержит верхнюю и нижнюю поверхности. Верхняя поверхность площадки образует плоскость перекрывания, на уровне которой циркулирует воздух, при этом плоскость перекрывания имеет форму, выполненную с возможностью повторять профиль тракта. Нижняя поверхность площадки образует плоскость крепления, имеющую вырез, выполненный с возможностью взаимодействия со средством крепления для обеспечения удержания перекрывающей площадки. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанный выше направляющий аппарат. При сборке направляющего аппарата вторые отверстия крепежных площадок лопаток располагают напротив первых отверстий. Крепежные площадки удерживают на одной из обечаек при помощи средства крепления. Шип перекрывающей площадки вставляют в паз кольца и при помощи средства крепления жестко соединяют обечайку и перекрывающую площадку. Группа изобретений позволяет снизить вес турбомашины и упростить сборку ее направляющего аппарата. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Газотурбинный двигатель включает компрессор, кольцеобразную камеру сгорания и турбину. Камера сгорания в переходной зоне своей оболочкой примыкает к входу в турбину с возможностью обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания и входом в турбину. Оболочка камеры сгорания своими распределенными по периметру опорными элементами упирается вследствие возникающего в рабочем режиме теплового расширения в конический контур на роторном кожухе, расположенном между выходом компрессора и входной зоной турбины, а также между ротором и внутренней оболочкой камеры сгорания, и опирается на него. Конический контур образует с осью газотурбинного двигателя угол, обеспечивающий скольжение оболочки камеры сгорания опорными элементами по коническому контуру. Другое изобретение группы относится к внутренней оболочке камеры сгорания, которая на выходном конце на обращенной от горячих газов стороне имеет распределенные по периметру опорные элементы со скосом. Скос опорных элементов в собранном состоянии проходит параллельно коническому контуру роторного кожуха и образует с осью газотурбинного двигателя угол, обеспечивающий скольжение опорных элементов внутренней оболочки камеры сгорания по коническому контуру роторного кожуха. Еще одно изобретение группы относится к роторному кожуху, который на нижнем по потоку конце с наружной стороны имеет конический контур, образующий с осью газотурбинного двигателя угол, обеспечивающий скольжение внутренней оболочки камеры сгорания опорными элементами по коническому контуру. Группа изобретений позволяет повысить срок службы газотурбинного двигателя за счет исключения износа между камерой сгорания и входом в турбину. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-04-27 2015-04-26T18:46:33
Наверх