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, в том числе корпусов, 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 система охлаждения турбины содержит регулятор расхода, 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, а система охлаждения корпусов содержит также регулятор расхода, коллектор и отверстия во внешнем корпусе.

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 или 2, 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 ГГД, 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 дросселировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патента 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 содержащую 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 более эффективное регулирование радиального зазора за счет более быстрого уменьшения радиальных зазоров при форсировании двигателя.

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 в том числе корпусов, 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, тем, что согласно изобретению система охлаждения турбины содержит регулятор расхода, 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, а система охлаждения корпусов содержит также регулятор расхода, коллектор и отверстия во внешнем корпусе. 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 полостью 15 соплового аппарата 3, 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, выполненными 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 26 выполнен кольцевой зазор 35.

К промежуточному корпусу 28 и внешнему корпусу 26 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 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 турбины является то, что для интенсификации охлаждения корпусов 26-28 отверстия 25 сообщаются с передней полостью 41.

Для лучшего охлаждения промежуточного корпуса 28 на промежуточном корпусе 28 могут быть выполнены отверстия 45, а на кольцевой вставке 36 - отверстия 46 (фиг.3).

Для более значительной интенсификации охлаждения на промежуточном корпусе 28 могут быть выполнены турбулизаторы 47 (фиг.4). Турбулизаторы 47 могут быть выполнены в виде выступов любой формы.

Для более значительной интенсификации охлаждения промежуточного корпуса 28, который фактически управляет радиальным зазором 5, может быть выполнено оребрение 48. Оребрение 48 может быть выполнено заодно с промежуточным корпусом 28 или закреплено на нем, например, заклепками (фиг.5).

На внутренней поверхности кольцевых вставок 36 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 49 (фиг.6) или прикреплены вставки сотового уплотнения 50 (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.

Открывают регуляторы расхода 22 и 24 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5, но при этом наружный диаметр рабочего колеса продолжает увеличиваться по следующим причинам:

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

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

- из-за относительно высокой температуры охлаждаемого воздуха, отбираемого обычно из-за последней ступени компрессора ГТД (компрессор на фиг.1-7 не показан).

Для компенсации этого охлаждающий воздух по трубопроводу 23 через регулятор расхода 24, коллектор 25 и отверстия 26 поступает между внешним и внутренним корпусами 27 и 28 в полость 41 и далее через зазор 35 - в полость 42, потом через отверстия 34 в полость 43. В течение нескольких секунд охлаждающий воздух снижает температуру корпусов 26-28, при этом кольцевая вставка 36 увеличивает диаметр, не позволяя рабочему колесу 4 коснуться кольцевой вставки 36, отодвигая его на больший диаметр и в то же время поддерживая минимально возможный радиальный зазор .

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

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить эффективное (с уменьшением времени запаздывания) регулирование радиальных зазоров, как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.

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. Это достигнуто за счет более быстрого уменьшения радиального зазора за счет применения двух систем охлаждения: ротора и статора турбины. Особенно это необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды за счет более быстрого уменьшения радиального зазора, что дает более быстрое увеличение взлетной тяги.

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