турбина, ее элемент и авиационный двигатель (варианты)

Формула изобретения

1. Турбина, содержащая ротор (1), приводимый во вращение газом, и корпус (2), внутри которого расположен ротор (1), отличающаяся тем, что она содержит размещенный внутри корпуса (2) элемент (6) для направления потока газа в осевом направлении ротора и защиты корпуса (2) от оторвавшихся от ротора фрагментов, подвешенный к корпусу (2) за ротором в направлении (5) основного потока, выполненный в виде кольца, располагаемого, по существу, концентрично относительно ротора с образованием преграды, препятствующей проникновению в корпус в радиальном направлении любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора, и снабженный первым крепежным средством (10), которое вместе с расположенным на корпусе (2) вторым крепежным средством (11) образует подвеску элемента (6) к корпусу, допускающую тепловое расширение элемента в радиальном направлении относительно корпуса.

2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что элемент (6) имеет фланец (9), через который он подвешен к корпусу (2).

3. Турбина по п.2, отличающаяся тем, что на фланце (9) расположено первое крепежное средство (10).

4. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что первое крепежное средство представляет собой закрепленные на элементе (6) пальцы (10).

5. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что второе крепежное средство представляет собой выполненные в корпусе (2) пазы (11).

6. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что корпус (2) содержит первую часть (3), внутри которой находится ротор (1), и соединенную с ней вторую часть (4), расположенную в направлении (5) потока газа за первой частью (3), а элемент (6) расположен таким образом, что он защищает вторую часть (4) корпуса от любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора (1).

7. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что первая часть корпуса представляет собой корпус (3) турбины низкого давления.

8. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что вторая часть корпуса представляет собой заднюю раму (4) турбины.

9. Турбина по п.8, отличающаяся тем, что элемент (6) направляет поток газа в том месте, где газ выходит из первой части (3) корпуса и проходит во вторую часть (4) корпуса (2).

10. Элемент (6) для направления потока газа в осевом направлении ротора турбины и защиты ее корпуса (2) от оторвавшихся от ротора фрагментов, предназначенный для размещения внутри корпуса (2) турбины в подвешенном состоянии за ротором в направлении (5) основного потока, и при этом выполненный в виде кольца, располагаемого, по существу, концентрично относительно ротора, образуя преграду, препятствующую проникновению в корпус в радиальном направлении любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора, и снабженный первым крепежным средством (10), которое вместе с расположенным на корпусе (2) вторым крепежным средством (11) образует подвеску элемента (6) к корпусу, допускающую тепловое расширение элемента в радиальном направлении относительно корпуса.

11. Элемент по п.10, отличающийся тем, что он имеет фланец (9), через который он подвешен к корпусу (2) турбины.

12. Авиационный двигатель, содержащий турбину по любому из пп.1-9.

13. Авиационный двигатель, содержащий элемент по п.10 или 11.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к турбине, содержащей ротор, который приводится во вращение газом, и корпус, в котором расположен ротор, а также к элементу, предназначенному для защиты от механических повреждений корпуса турбины, ротор которой приводится во вращение газом.

Газовые турбины и прежде всего газовые турбины, используемые в авиационной промышленности, должны отвечать многочисленным требованиям по технике безопасности. Одним из таких требований является так называемое требование ограниченного распространения или локализации, которое означает, что любые фрагменты, такие как лопатки турбины или их части, которые по каким-либо причинам отрываются от ротора турбины, во избежание поломки других частей самолета, например, фюзеляжа, должны оставаться внутри корпуса, в котором расположен ротор турбины. Очевидно, что отвечающая этому требованию турбина должна иметь определенную толщину стенки корпуса.

Необходимо подчеркнуть, что настоящее изобретение не ограничено рассмотренным ниже вариантом выполнения газовой турбины авиационного двигателя и, в частности, выполнения той части турбины, в которой соединяются между собой ее первая расположенная вокруг ротора часть, в частности корпус турбины низкого давления, и расположенная за ней в направлении потока газа вторая часть, в частности задняя рама турбины, и может быть реализовано различными путями в турбинах разного типа.

В турбинах низкого давления требованию ограниченного распространения должны отвечать не только корпус турбины, но и участки, расположенные в направлении потока газа до и после ротора. Для этого, в частности, необходимо, чтобы расположенная за ротором задняя рама турбины имела соответствующие размеры.

Существующие в настоящее время турбины, отвечающие требованию ограниченного распространения, имеют определенную толщину стенки окружающего ротор или расположенного рядом с ним элемента конструкции турбины, достаточную для того, чтобы стенка служила преградой для любых фрагментов, отрывающихся от ротора турбины.

Однако в тех случаях, когда для изготовления турбины, в частности ее задней рамы, используют материалы с низким поглощением энергии, или в турбинах низкого давления с большой кинетической энергией ротора большая толщина стенки создает определенные проблемы. Так, например, при увеличении толщины стенки задней рамы турбины или точнее ее наружного кольца, которое расположено близко от ротора, кольцо становится более жестким и медленно реагирует на изменение температуры. В результате этого снижается долговечность того участка турбины, в котором кольцо соединяется со стойками и/или направляющими лопатками.

Другим известным в настоящее время решением проблемы, связанной с предъявляемым к турбинам требованием ограниченного распространения, является увеличение длины корпуса низкого давления и перекрытия им всего участка турбины, который должен удовлетворять этому требованию. При заданной общей длине турбины такое решение обладает одним серьезным недостатком, связанным с заметным уменьшением длины наружного кольца передней части задней рамы турбины и всеми вытекающими отсюда последствиями, отрицательно влияющими, как сказано выше, на долговечность турбины.

В основу настоящего изобретения была положена задача разработать турбину и ее элемент, которые удовлетворяли бы требованию ограниченного распространения и были практически полностью лишены перечисленных выше недостатков, присущих известным турбинам и элементам турбин описанного выше типа, т.е. в которых достигается возможность обеспечения полноценной защиты, и одновременно таких характеристик корпуса, как низкая жесткость и быстрое реагирование на изменения температуры

Эта задача решается в предлагаемой в изобретении турбине и ее описанном ниже защитном элементе. Турбина содержит ротор, приводимый во вращение газом, и корпус, внутри которого расположен ротор и которая дополнительно содержит размещенный внутри корпуса элемент для направления потока газа в осевом направлении ротора и защиты корпуса от оторвавшихся от ротора фрагментов, подвешенный к корпусу за ротором в направлении основного потока, выполненный в виде кольца (т.е. кольцеобразной формы), располагаемого (вытянутого) по существу концентрично относительно ротора с образованием преграды, препятствующей проникновению в корпус в радиальном направлении любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора, и снабженный первым крепежным средством, которое вместе с расположенным на корпусе вторым крепежном средством образует подвеску элемента к корпусу, допускающую тепловое расширение элемента в радиальном направлении относительно корпуса.

В предлагаемой турбине обеспечивается полноценная защита без ухудшения характеристик, обеспечивающих долговечность и надежность турбины, из-за увеличения жесткости корпуса и без существенного увеличения веса и сложности конструкции.

Предлагаемый защитный элемент защищает расположенный за ротором участок корпуса, которой как таковой, т.е. без такого защитного элемента, по своим размерам не удовлетворяет требованию ограниченного распространения, но может отвечать всем другим требованиям, связанным с долговечностью турбины, таким как низкая жесткость и быстрое реагирование на изменения температуры, но при включении описанного защитного элемента удовлетворяет и требованию ограниченного распространения. Выполненный в виде кольца и подвешенный к корпусу с возможностью "свободного расширения" в радиальном направлении относительно корпуса элемент надежно защищает соответствующий участок периферии корпуса и не касается его при тепловом расширении во время работы турбины.

Предлагаемый элемент турбины не только обеспечивает защиту корпуса, но и направляет поток газа по определенному пути. Такое решение позволяет отказаться от использования в турбине специального направляющего листа, который определяет направление потока газа в обычных турбинах.

В предпочтительных вариантах выполнения упомянутый элемент имеет фланец, через который он подвешен к корпусу и на котором и расположено первое крепежное средство. Первое крепежное средство может также представлять собой закрепленные на элементе пальцы. Второе крепежное средство представляет собой выполненные в корпусе пазы.

В другом предпочтительном варианте выполнения предлагаемой в изобретении турбины ее корпус содержит первую часть, внутри которой расположен ротор, и вторую часть, расположенную в направлении потока газа за первой частью и соединенную с ней. Предлагаемый в изобретении элемент в этом варианте защищает вторую часть корпуса от любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора. Такой вариант выполнения турбины полностью решает указанные выше проблемы известных турбин, в которых исключительно сложно обеспечить надежную защиту тех участков корпуса, в которых отдельные элементы, образующие сплошной, полностью охватывающий снаружи все внутренние элементы турбины корпус, соединяются друг с другом. Первая часть корпуса представляет собой корпус турбины низкого давления, а вторая часть корпуса представляет собой заднюю раму (силовую конструкцию выходной части) турбины. Элемент при этом направляет поток газа в том месте, где газ выходит из первой части корпуса и проходит во вторую часть корпуса.

Настоящее изобретение относится также к авиационному двигателю с предлагаемой в изобретении турбиной или с предлагаемым в изобретении элементом турбины.

Ниже настоящее изобретение более подробно рассмотрено на примере некоторых предпочтительных вариантов его возможного осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:

на фиг.1 - разрез части турбины с предлагаемым в изобретении элементом,

на фиг.2 - увеличенное изображение в разрезе одного из участков турбины, показанного на фиг.1, и

на фиг.3 - аксонометрическая проекция предлагаемого в изобретении элемента турбины, показанного в разрезе на фиг.1 и 2.

Показанная на фиг.1 и 2 в разрезе турбина имеет ротор 1, который приводится во вращение газом, и корпус 2, внутри которого вращается ротор 1. На фиг.1 показан участок турбины, в котором две части 3, 4 корпуса соединяются друг с другом в один сплошной корпус. Первая часть 3 представляет собой корпус турбины низкого давления, внутри которой расположен ротор 1, а вторая, расположенная в направлении 5 потока газа за первой частью часть 4, представляет собой заднюю раму турбины. Механически соединенные друг с другом корпус 3 турбины низкого давления и задняя рама 4 образуют корпус 2 турбины. Внутри корпуса 2 расположен подвешенный к нему элемент 6, предназначенный для направления потока газа в осевом направлении ротора и защиты корпуса от оторвавшихся от ротора фрагментов. Элемент 6, который расположен по меньшей мере частично рядом с ротором 1 и за ним, служит преградой, препятствующей удару любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора, в корпус турбины в радиальном направлении или в направлении, по меньшей мере одна из геометрических составляющих которого направлена радиально, и защищает переднюю часть 16 задней рамы 4 турбины от любых фрагментов, которые могут оторваться от ротора 1.

В рассматриваемом варианте предлагаемый в изобретении элемент 6 расположен за ротором 1 и выполнен в виде трубы или кольца (кольцеобразного элемента), вытянутого в направлении оси круглого корпуса 2. Кольцо 6 расположено по существу концентрично относительно ротора 1 и имеет первую часть 7, которая образует кольцо круглой формы, вытянутое в продольном направлении вдоль оси 15 вращения ротора 1, т.е. в направлении 5 основного потока газа, и закрывает и защищает в определенном месте внутреннюю поверхность 8 второй части 4 корпуса 2 турбины. Первая часть 7 элемента расположена по существу концентрично вдоль наружного кольца 16 передней части второй части 4 корпуса 2 турбины. Кольцо 6, а точнее его первая часть 7, может иметь форму цилиндра, усеченного конуса или другую аналогичную форму. Длина первой части 7 кольца в несколько раз превышает ее толщину и предпочтительно равна длине наружного кольца 16 передней части задней рамы 4 турбины.

Кольцо 6 имеет также вторую часть, образующую фланец 9, который вытянут в радиальном направлении и расположен по существу перпендикулярно первой части 7 кольца. На фланце 9 расположено первое крепежное средство 10, которое вместе со вторым расположенным на корпусе 2 крепежным средством 11 предназначено для подвески элемента 6 и одновременно обеспечивает возможность его расширения в радиальном направлении относительно корпуса 2. Второе крепежное средство можно выполнить, например, в виде радиальных пазов 11, в которые входят образующие первое крепежное средство и закрепленные на кольце 6 пальцы 10, служащие направляющими элементами подвески кольца 6. Выполненные во фланце 20 корпуса пазы можно заменить сравнительно неглубокими канавками, используя их вместе с пальцами, ребрами или другими выступами для подвески предлагаемого в изобретении кольца в корпусе турбины.

Наружный диаметр второй части или фланца 9 кольца 6 меньше внутреннего диаметра соответствующей части корпуса 2, при этом первая часть 7 кольца 6 расположена на удалении от внутренней поверхности 8 корпуса 2. Сказанное означает, что кольцо 6 может расширяться в радиальном направлении в сторону корпуса, не создавая никакой приложенной к корпусу нагрузки. Предлагаемый в изобретении элемент 6 турбины, подвешенный к ее корпусу с возможностью "свободного расширения" в радиальном направлении, при повышении температуры во время работы турбины может свободно расширяться в радиальном направлении, не оказывая практически никакого воздействия на корпус турбины.

На фиг.3 в аксонометрии показан один из вариантов выполнения предлагаемого в изобретении элемента турбины. На кольце 6, а точнее на его фланце 9, с равным угловым или окружным шагом в 120° расположены три пальца 10. Направляющие пальцы 10, которые крепятся к фланцу 9, например, по прессовой посадке, входят в пазы 11 корпуса и служат направляющими элементами подвески элемента 6. Пазы 11, в которые входят пальцы, изображены на чертеже штрихпунктирными линиями. Толщина фланца 9 предпочтительно должна быть меньше толщины первой части 7 кольца 6.

Необходимо отметить, что пазы можно выполнить не в корпусе турбины, а на фланце кольца, соответственно закрепив направляющие пальцы подвески кольца не на его фланце, а в корпусе турбины. Количество направляющих пальцев и пазов и их расположение в подвеске предлагаемого в изобретении элемента турбины может быть самым разнообразным. Кроме того, направляющие пальцы или пазы подвески предлагаемого в изобретении элемента турбины можно расположить в разных частях корпуса турбины, например, в корпусе турбины низкого давления или в задней раме турбины.

Предлагаемый в изобретении элемент 6 предназначен также для направления потока газа по определенной траектории. Внутренняя поверхность 12 кольца 6 образует внешнюю границу потока газа на выходе первой части 3 корпуса 2. Внутренняя поверхность 12 кольца проходит по существу параллельно направлению 5 основного потока газа вдоль наружного кольца передней части второй части корпуса и направляет поток газа в осевом направлении вдоль оси 15 ротора 1 турбины. Наличие такой направляющей поверхности, образованной предлагаемым в изобретении элементом турбины, позволяет избежать образования турбулентности в потоке газа и снижает аэродинамические потери энергии. Таким образом, предлагаемый в изобретении элемент 6 выполняет в турбине одновременно две важные функции, связанные с ограничением распространения и направлением потока газа, а, кроме того, позволяет отказаться от применения для направления потока газа другого элемента, в частности, обычно используемого в турбинах для этой цели направляющего листа.

В заключение необходимо отметить, что настоящее изобретение не ограничено только рассмотренными выше в качестве примера и показанными на чертежах вариантами его осуществления и не исключает возможности внесения в них различных, очевидных для специалиста в данной области изменений и усовершенствований. Так, например, предлагаемый в изобретении элемент турбины может иметь разные размеры, их соотношение и может быть изготовлен из самых разнообразных материалов.