многоступенчатая газовая турбина

Формула изобретения

Многоступенчатая газовая турбина с разгрузочной полостью повышенного давления на выходе, ограниченной на периферии лабиринтным уплотнением, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение выполнено многоступенчатым, воздушная полость между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения соединена с газовой полостью перед последним диском турбины каналами, выполненными под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени, и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом диска со стороны входа по потоку газа, при этом F₁/F₂=3...10, где F ₁ - проходная площадь первой ступени лабиринтного уплотнения, F₂ - площадь щелевых полостей.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к многоступенчатым газовым турбинам авиационного и наземного применения.

Известна многоступенчатая силовая газовая турбина с консольным расположением рабочих колес на роторе [1].

Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за повышенных температур диска последней ступени турбины и увеличенной нагрузки на радиально-упорный подшипник турбины.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является многоступенчатая силовая газовая турбина, на выходе из которой выполнена разгрузочная полость, ограниченная по периферии лабиринтным уплотнением [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за повышенной температуры обода диска и замкового соединения диска с рабочей лопаткой последней ступени.

Техническая задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности многоступенчатой газовой турбины путем организации эффективного охлаждения обода диска последней ступени и замкового соединения этого диска с рабочей лопаткой.

Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой турбине с разгрузочной полостью повышенного давления на выходе, ограниченной по периферии лабиринтным уплотнением, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено многоступенчатым, воздушная полость между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения соединена с газовой полостью перед последним диском турбины каналами, выполненными под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом диска со стороны входа по потоку газа, при этом F₁/F₂=3...10, где

F₁ - проходная площадь первой ступени лабиринтного уплотнения,

F₂ - площадь щелевых полостей.

Высокоэкономичные современные газотурбинные двигатели имеют высокую температуру газа перед турбиной, что приводит к повышенной температуре газа на выходе из турбины, перегреву и снижению прочности обода диска последней ступени, а также замкового соединения диска последней ступени с рабочей лопаткой.

Выполнение воздушной полости между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения, соединенной с газовой полостью перед последним диском турбины, выполненным под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени, и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом со стороны входа по потоку газа, позволяет организовать эффективное охлаждение обода и замкового соединения за счет воздушной пленки от натекающего из уплотнения газа.

При таком исполнении воздух частично поступает в газовый тракт турбины, а остальная его часть протекает по зазорам в замковом соединении лопатки с диском, тем самым снижая температуру замкового соединения и обода диска.

Многоступенчатые лабиринтные уплотнения позволяют ограничивать паразитные утечки воздуха из-за промежуточной ступени компрессора.

При соотношении F₁/F₂ <3 будет снижаться надежность многоступенчатой газовой турбины за счет увеличения утечек воздуха из-за лабиринтного уплотнения разгрузочной полости, а при F₁/F₂>10 - за счет снижения расхода охлаждающего воздуха на охлаждение обода диска последней ступени турбины и повышения температуры этого обода и замкового соединения рабочей лопатки последней ступени турбины с диском.

На фиг.1 показан продольный разрез заявляемой многоступенчатой газовой турбины, на фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Многоступенчатая газовая турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с опорой 3 подшипника 4 и ротора 5 с дисками 6 и рабочими лопатками 7. Между диском 8 последней ступени и опорой 3 для уменьшения газовых сил на подшипники турбины 1 выполнена разгрузочная полость 9, соединенная на входе с промежуточной ступенью компрессора (не показано) и ограниченная по периферии многоступенчатым лабиринтным уплотнением 10.

Воздушная полость 11 между первой 12 и второй 13 от разгрузочной полости 9 ступенями лабиринтного уплотнения 10 через отверстия 14 каналом 15 под подошвой 16 замкового соединения 17 рабочей лопатки 18 последней ступени турбины 1 с диском 8, а также щелевыми полостями 19 между кольцевым фланцем 20 на ободе 21 диска 8 и ободом 21 со стороны входа 22 по потоку газа 23 соединена с газовой полостью 24 турбины 1. Фланец 20 гребешками 25 совместно с сопловой лопаткой 26 последней ступени образует лабиринтное уплотнение 27, препятствующее паразитным утечкам газа 23.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе многоступенчатой газовой турбины 1 в разгрузочную полость 9 поступает воздух 28 повышенного давления из-за промежуточной ступени компрессора (не показано). Паразитные утечки воздуха 28 ограничиваются многоступенчатым лабиринтом 10. Под действием перепада давления часть воздуха 28 из воздушной полости 11, первой от разгрузочной полости 9 ступени 12, через отверстия 14 и каналы 15 под подошвой 16 замкового соединения через щелевые полости 19 поступает на переднюю сторону 22 обода 21 диска последней ступени 8, создавая таким образом защитную воздушную пленку от натекающего из лабиринтного уплотнения 27 газа. Далее воздух 28 частично поступает в газовый тракт 24 турбины 1, совершая работу на рабочей лопатке последней ступени 18, а частично протекает по зазорам в замковом соединении 17 лопатки 18 с диском 8, уменьшая температуру замкового соединения 17 и обода 21 диска 8.

Источники информации

1. Ревзин Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты. Москва, «Недра», 1986, с.138, рис.72.

2. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва, «Машиностроение», 1981, с.137, рис.4.5е.