газотурбинный двигатель

Формула изобретения

Газотурбинный двигатель с сопловыми лопатками первой ступени турбины, установленными на выходе из газосборника камеры сгорания, отличающийся тем, что задняя по потоку газа часть внутренней стенки газосборника выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограничена передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток, при этом между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом расположен U-образный в поперечном сечении компенсатор, а внешняя поверхность перфорированной стенки выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки сопловой лопатки первой ступени.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания и первый сопловой аппарат турбины на ее выходе (С.А.Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». Москва, «Машиностроение», стр.428, рис.8.27а).

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

Наиболее близким к заявляемой конструкции является газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания с кольцевым газосборником, на выходе из которого установлены сопловые лопатки первой ступени турбины с верхними и нижними полками (патент RU № 2151960).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры нижних полок сопловых лопаток первой ступени, система охлаждения которых является неэффективной.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, - заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем эффективного охлаждения нижних полок сопловых лопаток первой ступени турбины, установленных на выходе из газосборника камеры сгорания.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с сопловыми лопатками первой ступени турбины, установленными на выходе из газосборника камеры сгорания, согласно изобретению задняя по потоку газа часть внутренней стенки газосборника выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограничена передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток, при этом между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом расположен U-образный в поперечном сечении компенсатор, а внешняя поверхность перфорированной стенки выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки сопловой лопатки первой ступени.

Выполнение задней по потоку газа части внутренней стенки газосборника перфорированной, расположенной с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограниченной передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток, с внешней поверхностью перфорированной стенки, выполненной эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки позволяет организовать эффективное струйное охлаждение нижней полки сопловой лопатки первой ступени, что повышает надежность газотурбинного двигателя.

Выполнение между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом U-образного в поперечном сечении компенсатора позволяет парировать в пределах упругой деформации компенсатора разницу в термических осевых перемещениях нижней полки сопловой лопатки первой ступени и перфорированной стенки газосборника камеры сгорания, что исключает поломку лопатки или газосборника, особенно на переходных режимах.

Выполнение U-образного компенсатора также позволяет организовать эффективное струйное охлаждение наиболее нагреваемых потоком газа передней и средней частей нижней полки первой сопловой лопатки, а также эффективное охлаждение расположенной с внешней стороны от компенсатора задней части нижней полки потоком охлаждающего воздуха, двигающегося после струйного натекания в сторону выходной кромки сопловой лопатки, т.е. в зону наименьшего давления газа.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

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

Газотурбинный двигатель 1 состоит из камеры сгорания 2 с газосборником 3, на выходе из которого установлена турбина 4 с сопловыми лопатками первой ступени 5, на нижних полках 6 которых со стороны входной кромки 7 и выходной кромки 8 выполнены направленные к оси двигателя 1 радиальные выступы 9 и 10 соответственно. Задняя часть 11 внутренней стенки 12 газосборника 3 по потоку газа 13 выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки 6 сопловой лопатки первой ступени 5 и ограничена передним 14 и задним 15 кольцевыми пазами в стенке 12 газосборника 3, в которые телескопически установлены ребра 9 и 10 нижней полки 6 лопатки 5. Перфорация 16 в стенке 11 выполнена для эффективного струйного охлаждения нижней полки 6 лопатки 5. Для достижения максимальной эффективности охлаждения внешняя поверхность 17 в перфорированной стенке 11 выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности 18 нижней полки 6 сопловой лопатки 5. Осевые температурные деформации полки 6 и перфорированной стенки 11 на работающем двигателе существенно отличаются, и для повышения надежности конструкции между перфорированной стенкой 11 и задним кольцевым пазом 15 выполнен U-образный в поперечном сечении компенсатор 19. Перфорация 16 на входе соединена с полостью 20 охлаждающего воздуха высокого давления, а на выходе через воздушную полость 21 между нижней полкой 6 и стенкой 11 и далее - через щелевые полости (не показано) между полками 6 соседних сопловых лопаток 5 - с газовой полостью 22 турбины 4.

Работает устройство следующим образом. При работе газотурбинного двигателя 1 радиальные выступы 9 и 10, телескопически установленные в кольцевых пазах 14 и 15 стенки 12 газосборника 3, уплотняют воздушную полость 21 от попадания в нее потока газа 13, а через перфорацию 16 происходит интенсивное охлаждение нижней полки 6 сопловой лопатки первой ступени 5, что повышает надежность газотурбинного двигателя.