Газогенератор газотурбинного двигателя



Газогенератор газотурбинного двигателя
Газогенератор газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2602029:

Акционерное общество "Климов"(АО"Климов") (RU)

Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления. Корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора. Полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе. Зона вторичного воздуха камеры сгорания ограничена снизу корпусом силовым задним и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец. Турбина высокого давления включает сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток. Диск покрывной не имеет отверстий и подкачивающих лопаток на своем полотне и прикреплен к ободной части основного диска с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток, а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор. Вход в радиальный кольцевой зазор сообщен с полостью осевого кольцевого зазора кольцевым каналом, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной крыльчатки, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки, и нижним фланцем корпуса внутреннего, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки. Сопла аппарата спутной тангенциальной закрутки расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал. Осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего и диском покрывным уплотнен. Изобретение позволяет повысить ресурс крыльчатки за счет снижения температуры ее тыльной стороны и циклическую долговечность диска покрывного турбины за счет исключения отверстий и подкачивающих лопаток на его полотне. 2 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности, к устройству газогенератора газотурбинного двигателя, обеспечивающему охлаждение отдельных ее частей, например рабочих лопаток турбины, и может быть использовано в транспортном и энергетическом машиностроении.

В качестве прототипа выбран газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе центробежную ступень компрессора (Турбовинтовой двигатель ТВ7-117С. Руководство по технической эксплуатации 065.00.0300 РЭ, книга 2, раздел 072.51.00. - М.: ОАО «Авиаиздат», 2001), включающую в себя центробежное колесо-крыльчатку и диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора.

ПРИМЕЧАНИЕ: Для компактности описания конструкции тел вращения, упоминаемых далее по тексту, обозначим их элементы, расположенные на минимальном радиусе, как находящиеся в нижней части тела, а элементы, расположенные на максимальном радиусе - как в верхней части тела. Указанное упрощение допустимо, поскольку все упоминаемые далее в тексте тела вращения соосны ротору газогенератора газотурбинного двигателя, а конструкция на фиг. 1 представлена в меридиональном (продольном) сечении.

Диффузор-выпрямитель имеет в нижней своей части кольцевой фланец. Прототип включает в себя корпус силовой задний, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой с фланцами на концах, верхним, скрепленным с фланцем диффузора, и нижним, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней и нижней, съемной, причем корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора, при этом и полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены в общую полость на выходе, камеру сгорания, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу входящей в состав заднего силового корпуса конической оболочкой, нижний фланец которой скреплен с нижним фланцем корпуса внутреннего, имеющего на верхнем краю кольцевой фланец, при этом корпус внутренний скреплен с аппаратом спутной закрутки, сообщенным с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и имеющим осевой выход из сопел, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток и загерметизированную от утечек воздуха проволочными кольцами в местах посадки диска покрывного в основной. При этом диск покрывной снабжен лопатками и в нем на радиусе расположения сопел аппарата спутной закрутки выполнены отверстия, сообщающие полость, наддуваемую воздухом, прошедшим через сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания аппарат спутной закрутки на входе, с кольцевой полостью между дисками на выходе.

Реализованные конструкцией прототипа схемы охлаждения крыльчатки и рабочих лопаток турбины обладают следующими особенностями течения охлаждающего воздуха и недостатками.

Воздух из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором поступает во внутреннюю полость корпуса силового заднего, движется по кольцу от периферии к центру, проходит снаружи съемного обтекателя, после чего, подпитавшись утечкой из полости, наддуваемой аппаратом спутной закрутки, возвращается к месту отбора (из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором) через полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем заднего силового корпуса.

Описанная выше (закольцованная) схема течения воздуха, отбираемого из кольцевой полости радиального зазора между крыльчаткой и диффузором, приводит к дополнительному подогреву воздуха за счет нежелательной рекупирации тепла, генерируемого работой сил вязкого трения на большой площади поверхностей. Этому же способствует подогретый при протекании через лабиринтное уплотнение воздух, утекающий из полости, наддуваемой аппаратом спутной закрутки, что в конечном итоге подогревает крыльчатку, снижая ее ресурс.

Независимо от вышеописанной схемы в прототипе функционирует также схема подвода воздуха для охлаждения рабочих лопаток турбины, предусматривающая отбор воздуха из вторичной зоны камеры сгорания и транспортировку его к рабочим лопаткам через аппарат спутной закрутки и далее через отверстия в диске покрывном в кольцевую полость между дисками основным и покрывным. Переброска охлаждающего воздуха от аппарата спутной закрутки через осевой зазор к покрывающему диску с последующим втеканием его через отверстия в кольцевую полость между дисками приводит к потерям давления и, следовательно, уменьшению напорности потока воздуха, что ограничивает возможности реализации перспективных схем охлаждения рабочих лопаток. Кроме того, отверстия в диске покрывном, являющиеся концентраторами напряжений, снижают его ресурс. Наличие на полотне диска покрывного подкачивающих лопаток, обеспечивающих необходимую напорность воздуха, также дополнительно нагружает его, снижая запасы прочности и увеличивая массу.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков путем создания объединенной схемы охлаждения крыльчатки и рабочих лопаток турбины.

Поставленная задача решается тем, что в газогенераторе высокотемпературного двигателя, содержащем центробежное колесо-крыльчатку и диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой с фланцами на концах, верхним, скрепленным с фланцем диффузора, и нижним, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней и нижней, из которых, по крайней мере нижняя, является съемной, причем корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора, при этом и полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе, камеру сгорания, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу корпусом силовым задним, и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток, согласно изобретению не имеющий отверстий и подкачивающих лопаток на полотне диск покрывной прикреплен к ободной части основного диска с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток, а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор, вход в который сообщен с полостью осевого кольцевого зазора кольцевым каналом, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной крыльчатки, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки, и нижним фланцем корпуса внутреннего, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки, сопла которого расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал, а осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего и диском покрывным уплотнен.

Сущность изобретения поясняется описанием и иллюстрируется чертежами на фиг. 1 и фиг. 2.

На фиг. 1 представлен фрагмент газогенератора высокотемпературного газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе центробежную ступень компрессора, включающую в себя центробежное колесо-крыльчатку 1 и диффузор-выпрямитель 2, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора 3 и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец 4, корпус силовой задний 5, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой 6 с фланцами на концах, скрепленными с фланцем 4 диффузора 2 и с нижним фланцем корпуса внутреннего 7, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней 8 и нижней 9, из которых, по крайней мере нижняя, является съемной, причем корпус силовой задний 5 установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной 10 крыльчатки 1 и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора 11, при этом и полость осевого кольцевого зазора 11 и внутренняя полость 12 корпуса силового заднего 5 сообщены с полостью 3 радиального кольцевого зазора между крыльчаткой 1 и диффузором-выпрямителем 2, камеру сгорания 13, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу корпусом силовым задним 5, нижний фланец конической оболочки 6 которого скреплен с корпусом внутренним 7, имеющим кольцевой фланец, а в стыке между ними размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки 15, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха 14 камеры сгорания 13, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат 16, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего 7, и рабочее колесо, содержащее рабочие лопатки 17, установленные в основном диске 18, к ободной части которого прикреплен не имеющий отверстий и подкачивающих лопаток на полотне диск покрывной 19 с образованием между ними кольцевой полости 20, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток 17, а на входе формирующие между собой радиальный кольцевой зазор 21, вход в который сообщен с полостью осевого кольцевого зазора 11 кольцевым каналом 22, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной 10 крыльчатки 1, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки 6 корпуса силового заднего 5, и фланцем корпуса внутреннего 7, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки 15, сопла которого расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом 22 на выходе.

На фиг. 2 - узел А фиг. 1.

В работе предлагаемые конструктивные изменения приводят к образованию объединенной трассы подвода воздуха к внутренним полостям рабочих лопаток, в которой, в отличие от прототипа, воздух утечки из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором, используемый для охлаждения тыльной стороны крыльчатки, изменяет направление течения на противоположное, а именно - от периферии к центру.

Таким образом, реализуется центростремительное течение, особенностью которого является снижение температуры охлаждающего воздуха, особенно в нижней части тыльной стороны крыльчатки, наиболее чувствительной к нагреву с точки зрения прочности ввиду большей нагруженности нижних слоев крыльчатки по сравнению с полотном, что повышает запасы прочности крыльчатки и увеличивает ее ресурс. Вышеописанные выводы подтверждаются результатами расчетов, которые показали снижение температуры крыльчатки на радиусе расположения точки В (см. фиг. 1) в режиме «Взлетный» на 83°С по сравнению с таковой у прототипа.

Далее по ходу течения воздуха утечки из полости радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором к рабочим лопаткам для повышения его напорности, через аппарат спутной тангенциальной закрутки, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха камеры сгорания, вводится высокоэнергетический поток закрученного воздуха, который интенсивно смешивается с закрученным крыльчаткой воздухом утечки, втекает в междисковую полость рабочего колеса турбины через кольцевой зазор между дисками основным и покрывным, при этом как показали расчеты, напорность потока воздуха, входящего во внутренние полости рабочих лопаток, даже при отсутствии на полотне диска покрывного подкачивающих лопаток, оказалась достаточной для обеспечения требуемого теплового состояния рабочих лопаток.

Подтвержденная расчетами возможность отказа от подкачивающих лопаток на полотне диска покрывного в сочетании с отсутствием в его полотне отверстий, являющихся концентраторами напряжений, также приведет к повышению циклической долговечности и ресурса диска покрывного.

Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя, содержащий центробежное колесо-крыльчатку и диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, представляющий собой полую пространственную конструкцию, образованную конической оболочкой с фланцами на концах, верхним, скрепленным с фланцем диффузора, и нижним, и связанным с ней обтекателем, состоящим из двух частей - верхней и нижней, из которых, по крайней мере нижняя, является съемной, причем корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки компрессора с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора, при этом и полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем, и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе, камеру сгорания, зона вторичного воздуха которой ограничена снизу корпусом силовым задним, и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец, и турбину высокого давления, включающую в себя сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток, отличающийся тем, что не имеющий отверстий и подкачивающих лопаток на полотне диск покрывной (19) прикреплен к ободной части основного диска (18) с образованием между ними кольцевой полости (20), сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток (17), а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор (21), вход в который сообщен с полостью осевого кольцевого зазора (11) кольцевым каналом (22), внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной (10) крыльчатки (1), а наружная - обтекателем (9), примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки (6), и нижним фланцем корпуса внутреннего (7), в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки (15), сопла которого расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом (22) на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал (22), а осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего (7) и диском покрывным уплотнен.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к паровым и газовым турбинам. Турбина с нагревом проточной части, по меньшей мере, включает в себя корпус с каналом для газа или жидкости нагрева проточной части, ротор, рабочие лопатки; входной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части, выходной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части; входной патрубок рабочего тела, выходной патрубок рабочего тела, подшипниковый узел, концевое уплотнение.

Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки включает рабочие и сопловые лопатки с элементами их подключения к системе охлаждения. Система охлаждения представляет собой электропроводящую схему, соединяющую анод и катод.

Изобретение относится к двигателю внутреннего сгорания, содержащему по меньшей мере одну турбину с жидкостным охлаждением, в котором турбина, содержащая кожух, снабжена по меньшей мере одной рубашкой охлаждения, встроенной в кожух для формирования системы жидкостного охлаждения.

Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела.

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.

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.

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.

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.

Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур.

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.

Ротор турбины включает впускной и выпускной вкладыши для формирования охлаждающего контура. Впускной вкладыш расположен в первом осевом замковом пазу ротора и имеет радиальный охлаждающий канал, осевой канал и радиальные каналы.

Способ охлаждения лопаток по меньшей мере одного лопаточного венца в роторной машине, содержащей канал осевого потока, который радиально ограничен изнутри роторным узлом и снаружи по меньшей мере одним неподвижным компонентом.

Изобретение относится к энергетике. Охлаждающий контур для многоступенчатой паровой турбины, содержащей барабанный ротор с лопатками, установленными в тангенциальных охватывающих пазах пазового замка для по меньшей мере одной ступени, содержащий внешний источник охлаждающего пара, барабанный ротор.

Лопатка для турбомашины, в частности газовой турбины, расположена на турбинном роторе и содержит перо и хвостовую часть, выполненные за одно целое с лопаткой, проход для подачи охлаждающего воздуха в хвостовой части для направления охлаждающего воздуха в охладитель и отвод охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом для подачи охлаждающего воздуха.

Изобретение относится к наземным газотурбинным установкам, выполненным на основе турбокомпрессора от двигателя внутреннего сгорания, и предназначено для охлаждения вала свободной турбины, вращающегося в подшипниках качения.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в автономных энергоустановках с высокоскоростными генераторами в летательных и космических аппаратах.

Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа, выполнена с рядами лопаток ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток ротора, а также с валом ротора, окруженным теплозащитными элементами и элементами основания лопаток ротора.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора, и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.

Изобретение касается конструктивного элемента газовой турбины, например лопатки турбины или диска ротора. Конструктивный элемент газовой турбины снабжен по меньшей мере одним оканчивающимся на неструктурированной поверхности каналом для направления охлаждающего средства.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.
Наверх