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, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, отличающаяся тем, что системы охлаждения турбины и корпуса содержат регуляторы расхода, при этом система охлаждения корпусов содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе, а средство регулирования радиального зазора содержит датчики измерения радиального зазора и бортовой компьютер, соединенный электрическими связями с регуляторами расхода и датчиками измерения радиального зазора, кроме того, система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный через основной регулятор расхода с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске.

2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое легкоистираемое покрытие.

3. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.

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, опубл 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 колеса, 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 111/04, прототип. Эта турбина содержит 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.

1. Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащей внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем при этом кольцевые вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, тем, что согласно изобретению системы охлаждения турбины и корпуса содержат регуляторы расхода, при этом система охлаждения корпусов содержит коллектор и отверстия во внешнем корпусе, а средство регулирования радиального зазора содержит датчики измерения радиального зазора и бортовой компьютер, соединенный электрическими связями с регуляторами расхода и датчиками измерения радиального зазора.

Система охлаждения турбины содержит основной трубопровод, соединенный через основной регулятор расхода с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели сотового уплотнения.

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 приведена схема установки кольцевой вставки,

- на фиг.3 приведена кольцевая вставка с перфорацией,

- на фиг.4 приведено средство регулирования радиального зазора с турбулизаторами,

- на фиг.5 приведено средство регулирования радиального зазора с оребрением,

- на фиг.6 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.7 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений».

Конструкция турбины ГТД представлена 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 переднем дефлекторе 9 выполнены отверстия 12 перед которыми установлен аппарат закрутки 13, к которому присоединена внутренняя труба 14, соединенная с нижней полость 15 соплового аппарата 3 и далее через нижнее отверстие 16, внутреннюю полость 17 соплового аппарата 3, верхнее отверстие 18 с полостью 19 и далее через втулку 20 - с основным трубопроводом 21 содержащим основной регулятор расхода 22. Дополнительный трубопровод 23 содержит регулятор расхода 24 и, соединен с коллектором 25, отверстиями 25. выполненным во внешнем корпусе 27. Кроме внешнего корпуса 27 турбина ГТД содержит внутренний корпус 28 и установленный между ними промежуточный корпус 29. При этом промежуточный корпус 29 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 30, соединенным с фланцем 31 внешнего корпуса 27. Кроме того, промежуточный корпус 29 имеет переднюю радиальную перегородку 32 и заднюю радиальную перегородку 33. В задней радиальной перегородке 33 выполнены отверстия 34, а между передней радиальной перегородкой 32 и внешним корпусом 2? выполнен кольцевой зазор 35.

К промежуточному корпусу 29 и внешнему корпусу 27 прикреплена кольцевая вставка 36. Кольцевая вставка 36 может быть выполнена разрезной из не менее, чем 3-х деталей 37 (на фиг.1 7 не показано) и закреплена на задней радиальной перегородке 33 в кольцевых пазах 38 и 39 промежуточном корпусе 29 кольцевых пазах 38 и 39 скобами 40 (фиг.1 и 2).

Предложенное средство регулирования радиальных зазоров кроме вышеперечисленных деталей содержит четыре полости переднюю 41, среднюю 42, заднюю 43 и нижнюю 44.

Особенностью предложенной турбина является то, что для интенсификации охлаждения корпусов 27 29 отверстия 26 сообщается с передней полостью 41.

Турбина, точнее система регулирования радиального зазора, содержит датчики измерения радиального зазора 45 и бортовой компьютер 46. Бортовой компьютер 46 соединен электрическими связями 47 с регуляторами расхода 22 и 24 и с датчиками измерения радиального зазора.

Для лучшего охлаждения промежуточного корпуса 29 на нем могут быть выполнены отверстия 48, а на кольцевой вставке 36 - отверстия 49. (фиг.3).

Для более значительной интенсификации охлаждения на промежуточном корпусе 29 могут быть выполнены турбулизаторы 50 (фиг.4). Турбулизаторы 50 могут быть выполнены в виде выступов любой формы.

Для более значительной интенсификации охлаждения промежуточного корпуса 29, который фактически управляет радиальным зазором 8, может быть выполнено оребрение 51. Оребрение 51 может быть выполнено заодно с промежуточным корпусом 29 или закреплено на нем, например заклепками (фиг.5).

На внутренней поверхности кольцевых вставок 36 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 52 (фиг.6) или прикреплены вставки сотового уплотнения 53, например, графит (фиг.7).

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 0, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. Датчики измерения радиального зазора 45 измеряют эти зазоры и передают информацию по линиям связи 47 в бортовой компьютер 46. Бортовой компьютер 46 подает команды на увеличение или уменьшение расхода охлаждающего воздуха.

Проходящий через регуляторы расхода 22 и 24 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5 и зазор уменьшается. При достижении минимальных значений бортовой компьютер 46 подает команду на прикрытие регуляторов расхода 22 и 24.

В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными на всех режимах.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить более эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах за счет одновременного воздействия на статор и ротор турбины. Это уменьшит время запаздывания изменения зазора (гистерезис) по сравнению с прототипом по меньшей мере в 2 раза.

2. Обеспечить более быстрое 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 по причинам указанным ранее. Это необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды за счет уменьшения явления гистерезиса.

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