турбина газотурбинного двигателя

Формула изобретения

1. Турбина газотурбинного двигателя, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах, а средство регулирования радиального зазора выполнено в виде управляющих стержней из материала «с памятью формы», упирающихся одним торцом во внешний корпус, а другим - в промежуточный корпус.

2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что перед рабочим колесом установлен аппарат закрутки, соединенный с магистралью подачи охлаждающего воздуха.

3. Турбина газотурбинного двигателя по п.2, отличающаяся тем, что в магистрали подачи охлаждающего воздуха установлен клапан.

4. Турбина газотурбинного двигателя по п.1 или 2, отличающаяся тем, что во внешнем корпусе выполнено отверстие, к которому присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха с клапаном.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение № 2435039 МПК F01D 11/24 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение № 2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие кола, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например, турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции № 2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.

Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.

Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.

Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.

Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ № 2435039, МПК F01D 11/24, прототип. Эта турбина содержит содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах,

Недостатки - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения является уменьшение радиальных зазоров при форсировании двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах, а средство регулирования радиального зазора выполнено в виде управляющих стержней из материала «с памятью формы», упирающихся одним торцом во внешний корпус, а другим - в промежуточный корпус. Перед рабочим колесом установлен аппарат закрутки, соединенный с магистралью подачи охлаждающего воздуха. В магистрали подачи охлаждающего воздуха установлен клапан. Во внешнем корпусе выполнено отверстие, к которому присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха с клапаном.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-7), где:

- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора, первый вариант,

- на фиг.2 представлена схема образования радиального зазора в турбине второй вариант,

- на фиг.3 представлена схема образования радиального зазора в турбине третий вариант

- на фиг.4 приведена кольцевая вставка,

- на фиг.5 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.6 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,

- на фиг.7 приведен вид А.

Конструкция турбины ГТД представленная на чертежах фиг 1 7. Турбина ГТД содержит вал 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с одной ступенью высокого давления 2. Ступень 2 содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4 с охлаждаемыми рабочими лопатками 5. Рабочие лопатки 5 содержат замковую часть 6 с радиальными отверстиями 7. Рабочее колесо 4 имеет диск 8, с обеих сторон которого установлены передний и задний дефлекторы 9 и 10. В диске 8 выполнены отверстия 11 для подвода к рабочим лопаткам 5 охлаждающего воздуха. В передним дефлекторе 9 выполнены отверстия 12 перед которыми установлен аппарат закрутки 13, к которому подведена магистраль охлаждающего воздуха 14 (фиг.1).

Средство регулирования радиального зазора 15 содержит три корпуса: наружный 16, внутренний 17 и промежуточный 18. Промежуточный корпус 18 выполнен коническим и имеет радиальный фланец 19, который закреплен болтами 20 к фланцу 21 наружного корпуса 16. Промежуточный корпус 18 имеет переднюю радиальную стенку 22, а наружный корпус 16 - заднюю радиальную перегородке 23. К промежуточному корпусу 18 прикреплена кольцевая вставка 24. Кольцевая вставка 24 может быть выполнена разрезной из не менее, чем 3-х деталей 25 (фиг.4 6) и закреплена на промежуточном корпусе 18 скобами 26 (фиг.1, 4 и 5). Также в систему регулирования радиального зазора входят управляющие стержни 27, выполненные из материала «с памятью формы», например, нитинола. Кольцевая вставка 24 имеет два кольцевых паза 28 и 29 (фиг.4 6) для ее крепления.

В задней радиальной перегородке 23 выполнены отверстия 30, а между передней радиальной перегородкой 22 и наружным корпусом 16 - зазор 31, для прохода охлаждающего воздуха.

Средство регулирования радиального зазора как было указано ранее содержит управляющие стержни 27, выполненные из материала «с памятью формы» (фиг.2). Эти управляющие стержни одним концом упираются в промежуточный корпус 18, а другим - в наружный корпус 16. Количество и форма управляющих стержней 27 может быть любыми. Для примера приведен вариант управляющих стержней 27, имеющих при низкой температуре прямолинейную форму и принимающих при высоких температурах (температуре корпусных деталей на максимальном режиме работы ГТД) прямолинейную форму.

Во втором варианте (фиг.2) турбина содержит, установленный в магистрали охлаждающего воздуха 14 клапан 32.

В третьем варианте турбины ГТД (фиг.3) турбина содержит отверстие 33 в наружном корпусе 16, к которому присоединена магистраль подачи охлаждающего воздуха 34 с клапаном 35.

На внутренней поверхности кольцевых вставок 24 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 36 или прикреплены вставки сотового уплотнения 37.

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1 7).

При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 80, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры 6 в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали.

Для первого варианта турбины ГТД

Управляющие стержни 27 из материала «с памятью формы», например нитинола выпрямляются и перемещают промежуточный корпус 18 вместе с кольцевой вставкой 24, которая радиально перемещается к оси ГТД хх (фиг.1). Практически одновременно открывают клапан 14 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5, но при этом наружный диаметр рабочего колеса продолжает увеличиваться по двум причинам

- из-за повышения частоты вращения вала 1 и диска 8,

- из-за повышения температуры продуктов сгорания, проходящего между рабочими лопатками 5.

Для второго варианта турбины ГТД

В случае применения второго варианта дополнительно открывают клапан 30 и охлаждающий воздух по магистрали подачи охлаждающего воздуха через закручивающий аппарат и отверстия 12 и 11 поступает в радиальные отверстия 7 и далее в рабочие лопатки 5. (фиг.2). Из-за повышения температуры, самого охлаждающего воздуха, отбираемого обычно из-за компрессора (компрессор ГТД на фиг.1 3 не показан) охлаждение диска 8 и рабочих лопаток 5 происходит недостаточно эффективно, чтобы уменьшить диаметр рабочего колеса 4. Наружный диаметр рабочего колеса 4 продолжает увеличиваться, но незначительно.

Для компенсации этого явления, т.е. того, что через некоторое время после прогрева диска 8 турбины ГТД (охлаждение диска 8 не уменьшает его температуру, а только снижает уровень прогрева) открывают клапан 35 (фиг.3) и охлаждающий воздух по магистрали 31 через отверстие 33 поступает между наружным и внутренним корпусами 16 и 17 и далее через отверстия 30 и зазор 31. В течение нескольких секунд охлаждающий воздух снижает температуру управляющих стержней 27 и они изгибаются, при этом кольцевая вставка увеличивает диаметр, не позволяя рабочему колесу 4 коснуться кольцевой вставки 24, отодвигая его на больший диаметр и в то же время поддерживая минимально-возможный радиальный зазор .

На внутренней поверхности промежуточной вставки может быть нанесено мягкое истираемое покрытие 36 (фиг.6) или панели сотового уплотнения 37 (фиг.7).

В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на двух основных режимах, на максимальном (форсажном) и крейсерском.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах и в первую очередь на форсажном (максимальном) и на крейсерском режиме.

2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах.

3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды.

5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим. Это особенно важно для военных самолетов.

6. Упростить конструкцию элементов системы регулирования радиального зазора, уменьшить ее вес и разместить вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит надежность турбины.