высокотемпературная газовая турбина

Формула изобретения

Высокотемпературная газовая турбина с разрезным кольцом первой ступени и перфорированной уплотнительной лентой, охватывающей сектора разрезного кольца, отличающаяся тем, что отверстия перфорированной уплотнительной ленты выполнены с кольцевыми бортиками, направленными в сторону охлаждаемой поверхности секторов разрезного кольца и расположенными преимущественно в передней по потоку газа части уплотнительной ленты, а охлаждаемая поверхность секторов разрезного кольца выполнена со штырьками-турбулизаторами, которые расположены между кольцевыми бортиками и соприкасаются с лентой, причем штырьки-турбулизаторы чередуются с отверстиями в окружном и осевом направлениях.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.

Известна высокотемпературная газовая турбина газотурбинного двигателя, в которой разрезное кольцо над рабочей лопаткой первой ступени выполнено неохлаждаемым (Патент РФ № 2211926, F01D 5/18, 2003 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры разрезного кольца первой ступени, омываемого со стороны проточной части турбины высокотемпературным газовым потоком.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, в которой разрезное кольцо над рабочей лопаткой первой ступени выполнено охлаждаемым, причем конвективное охлаждение осуществляется через отверстия в уплотняющей ленте, охватывающей сектора разрезного кольца с внешней стороны (Патент РФ № 2307947, F02C 7/12, 2007).

Недостатком известной конструкции является высокая температура разрезного кольца первой ступени в связи с низкой эффективностью конвективного струйного охлаждения через уплотняющую ленту, расположенную на увеличенном расстоянии до охлаждаемой поверхности разрезного кольца первой ступени.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины путем снижения температуры разрезного кольца первой ступени за счет повышения эффективности его охлаждения.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной газовой турбине с разрезным кольцом первой ступени и перфорированной уплотнительной лентой, охватывающей сектора разрезного кольца, согласно изобретению отверстия перфорированной уплотнительной ленты выполнены с кольцевыми бортиками, направленными в сторону охлаждаемой поверхности секторов разрезного кольца и расположенными преимущественно в передней по потоку газа части уплотнительной ленты, а охлаждаемая поверхность секторов разрезного кольца выполнена со штырьками-турбулизаторами, которые расположены между кольцевыми бортиками и соприкасаются с лентой, причем штырьки-турбулизаторы чередуются с отверстиями в окружном и осевом направлениях.

Выполнение отверстий перфорации в уплотнительной ленте с кольцевыми бортиками, направленными в сторону охлаждаемой поверхности секторов разрезного кольца, позволяет сформировать разгонную часть сопла и таким образом с максимальным КПД преобразовать потенциальную энергию давления в кинетическую энергию дальнобойной высокоскоростной струи охлаждающего воздуха, что повышает эффективность струйного конвективного охлаждения и способствует снижению температуры сектора разрезного кольца, повышая таким образом надежность высокотемпературной газовой турбины. Кроме того, кольцевые бортики повышают жесткость и вибростойкость тонкостенной ленты, что также повышает надежность турбины, в том числе за счет уменьшения концентрации напряжений в зоне отверстий.

Выполнение отверстий преимущественно в передней по потоку газа части уплотнительной ленты позволяет организовать наиболее эффективное струйное охлаждение для наиболее теплонапряженной передней по потоку газа части разрезного кольца.

Выполнение охлаждаемой поверхности секторов разрезного кольца со штырьками-турбулизаторами, соприкасающимися с лентой, повышает эффективность конвективного охлаждения за счет турбулизации охлаждающего воздуха. Одновременно штырьки-турбулизаторы ограничивают упругую деформацию ленты под действием перепада давления и снижают ее виброколебания, что также повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.

Выполнение штырьков-турбулизаторов между кольцевыми бортиками и чередование их с отверстиями в окружном и осевом направлениях позволяет обеспечить равномерное конвективное охлаждение сектора разрезного кольца и минимизировать радиальную температурную деформацию сектора разрезного кольца при работе турбины, что способствует стабильности радиальных зазоров между рабочей поверхностью разрезного кольца и верхним торцом рабочей лопатки первой ступени, повышению КПД и надежности турбины.

Кроме того, исключается неправильная установка уплотнительной ленты при сборке, так как в этом случае штырьки-турбулизаторы упрутся в кольцевые бортики и конструкция не соберется.

На фиг.1 показан продольный разрез турбины заявляемой конструкции, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.

Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из ротора 2 с рабочими лопатками первой ступени 3 и статора 4 с разрезным кольцом первой ступени 5 и уплотнительной лентой 6, охватывающей с внешней стороны сектора 7 кольца 5, а также уплотняющей стыки 8 между боковыми сторонами 9 и 10 отдельных секторов 7 и не допускающей контакта потока газа 11 из проточной части 12 турбины 1 с наружным корпусом 13.

В уплотнительной ленте 6 преимущественно в передней по потоку газа ее части 14 выполнены отверстия 15 с кольцевыми бортиками 16, направленными в сторону охлаждаемой поверхности 17 сектора 7 разрезного кольца 5. На охлаждаемой поверхности 17 сектора 7 выполнены расположенные между отверстиями 15 с кольцевыми бортиками 16 штырьки-турбулизаторы 18, соприкасающиеся с лентой 6.

В осевом и окружном направлениях штырьки-турбулизаторы 18 чередуются с отверстиями 15 с кольцевыми бортиками 16, которые совместно с выходным отверстием 15 образуют сопло 19 для высокоскоростной струи 20 охлаждающего воздуха 21.

Воздушная полость 22 между лентой 6 и охлаждаемой поверхностью 17 на входе через отверстия 15 соединена с кольцевой воздушной полостью 23 высокого давления, а на выходе через отверстия 24 в секторе 7 разрезного кольца 5 - с проточной частью 12 высокотемпературной газовой турбины 1.

Рабочая лопатка газовой ступени 3 установлена относительно рабочей поверхности 25 секторов 7 разрезного кольца 5 с радиальным зазором 26.

Работает устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной газовой турбины 1 поток газа 11 может вызвать высокотемпературную эрозию рабочей поверхности 25 секторов 7 разрезного кольца первой ступени 5, а также коробление секторов 7, что может привести к увеличению радиального зазора 26 между рабочей лопаткой первой ступени 3 и разрезным кольцом 5 с соответствующим снижением надежности и КПД турбины 1. Однако этого не происходит по причине интенсивного струйного охлаждения поверхности 17 секторов 7 кольца 5 через сопла 19 с турбулизацией охлаждающего воздуха 21 штырьками-турбулизаторами 18, что позволяет снижать температуру секторов 7 кольца 5 и получать заявленный ресурс турбины 1.