ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2000 года по МПК F01D9/02 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения.

Известна охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат, лопатки которого жестко закреплены нижней частью к кольцу, в котором расположены уплотнительные вставки лабиринтного уплотнения [1]. Верхняя часть лопатки свободно вставлена в кожух, который крепится к камере сгорания.

Конструкция такой лопатки не обеспечивает высокую эффективность охлаждения нижней части лопатки и, кроме того, не позволяет получать минимальный рабочий зазор между гребешками лабиринтного кольца и вставками лабиринтного уплотнения, что снижает к.п.д. турбины.

Известна также охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя с охлаждаемым сопловым аппаратом 2-ой ступени, сопловые лопатки которого жестко с помощью радиальных штифтов закреплены в наружном кольце по своим верхним полкам, а на нижних полках на радиальных цапфах закреплена диаграмма с фланцем лабиринтного уплотнения [2].

Недостатком известной конструкции является наклепывание и износ цапф на нижних полках сопловых лопаток, повышенные нагрузки от газовых сил, действующих на перо лопатки, а также большой расход воздуха на охлаждение лопаток и лабиринтных уплотнений, что ведет к низкой надежности и прочности конструкции в процессе эксплуатации двигателя.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет уменьшения осевой составляющей газовых сил, действующей на перо сопловой лопатки, а также снижения количества воздуха, охлаждающего сопловые лопатки и лабиринтные уплотнения.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками, закрепленными штифтами в корпусе турбины по наружной полке, согласно изобретению внутренняя полка лопаток выполнена в форме четырехстенной коробки, на сплошной боковой стенке которой расположена контактная площадка с зигзагообразным выступом и ответной ему впадиной, а на открытой торцевой поверхности - пазы для силовых пластин, соединяющих соседние сопловые лопатки.

Коробчатая конструкция внутренней полки сопловой лопатки позволяет существенно снизить перетекание высокотемпературного газа в стыке между сопловыми лопатками, а также снизить расход охлаждающего воздуха в несколько раз по сравнению с прототипом, что приводит к повышению надежности конструкции. При таком выполнении сопловых лопаток периферийные стенки коробок образуют проточную часть турбины, а внутренние стенки коробки вместе с сотовым уплотнением образуют фланец лабиринта лабиринтного уплотнения по промежуточным дискам. Передняя по течению газа сплошная боковая стенка коробки отделяет внутреннюю полость коробки от газового потока из газового тракта турбины.

Выполнение контактной площадки на задней по течению потока газа боковой сплошной стенке коробки с зигзагообразными выступами и ответными им выемками позволяет взаимно фиксировать лопатки между собой в осевом направлении, не препятствуя термическому расширению лопаток в процессе работы двигателя. Кроме того, такое соединение позволяет внутренним полкам сопловых лопаток свободно перемещаться в радиальном направлении, но фиксирует полки в осевом направлении и препятствует вибрации этих лопаток из-за трения по контактным площадкам.

Благодаря отсутствию диафрагмы (по прототипу) осевая составляющая газовых сил, действующих на перо лопатки, существенно уменьшается, что повышает надежность конструкции.

На открытой торцевой поверхности коробки выполнены пазы для силовых пластин, соединяющих соседние сопловые лопатки. Силовые пластины уплотняют зазоры между лопатками от перетекания газа. Кроме того, в случае поломки пера лопатки (например, из-за прогара пера лопатки при плохой работе камеры сгорания) силовые пластины будут удерживать полку лопатки относительно соседних, что исключает попадание сломанной полки в проточную часть двигателя и катастрофическое разрушение турбины.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.

На фиг. 1 представлен продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины. На фиг. 2 изображен элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде, на фиг. 3 - вид А на внутреннюю полку сопловой лопатки 2-ой ступени.

На фиг. 4 показано сечение Б-Б по внутренней полке 4-х стенной коробки; на фиг. 5 - зависимость величины радиального зазора по лабиринтному уплотнению от времени работы двигателя при разных режимах его работы, где Δ - радиальный зазор, t - время работы двигателя в минутах.

Высокотемпературная турбина 1 состоит из статора 2 и ротора 3, установленного в статоре 2 на подшипнике 4. Статор 2 включает в себя охлаждаемые сопловые лопатки 2-ой ступени 5, закрепленные в кольце наружном 6 с помощью радиальных штифтов 7.

Ротор 3 турбины 1 включает в себя рабочее колесо 2-ой ступени 8 с рабочими лопатками 2-ой ступени 9, а также передний промежуточный диск 10, имеющие на периферийной части обода лабиринтные гребешки 11.

Кольцо наружное 6 имеет отверстия 12, через которые с помощью труб 13 подается охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора. Между верхней полкой 14 лопатки 5 и кольцом 6 размещена лента 15, которая вместе с кольцом 6 образует коллектор 16, служащий для равномерной раздачи охлаждающего воздуха на сопловые лопатки. В ленте 15 выполнены отверстия 17 для подвода охлаждающего воздуха в лопатку 5.

Охлаждаемое перо 18 лопатки 5 выполнено за одно целое с верхней полкой 14 и имеет внутреннюю полость 19, в которой размещен дефлектор 20, служащий для интенсификации охлаждения пера 18. Своей закрытой частью 21 дефлектор 20 выходит в полость 22 внутренней полки 23 лопатки 5. Внутренняя полка 23 выполнена за одно целое с охлаждающим пером 18 и имеет форму четырехстеночной коробкой. Периферийная стенка 24 полки 23 образует проточную часть в газовом тракте турбины. Внутренняя стенка 25 этой коробки вместе с сотовым уплотнением 26 образует лабиринтное уплотнение 27 по гребешкам 11 промежуточных дисков 10 и 28. Сплошная боковая стенка 29 полки 23 имеет контактную площадку 30 с зигзагообразным выступом 31 и ответной впадиной 32.

На открытой торцевой стенке 33 выполнен пазы 34 для размещения в них силовых пластинок 35, которые уплотняют стыки между соседними внутренними полками 23 лопаток 5.

Перо 18 лопатки 5 имеет на выходной кромке щель 36 для выхода охлаждающего воздуха.

Работает данное устройство следующим образом.

При запуске двигателя газ, проходящий через проточную часть турбины, быстро нагревают тонкостенный корпус 6, который расширяется, увлекая за собой сопловую лопатку 5. Перо 18 лопатки 5, нагреваясь, удлиняется и парирует увеличение зазора Δ за счет расширения корпуса 6. Промежуточные диски 10 и 28, находящиеся вне газового тракта, при запуске двигателя расширяются мало и поэтому радиальный зазор при запуске двигателя остается большим и равным монтажному (фиг. 5).

На основном режиме при прогреве промежуточных дисков 10, 28 перо 18 лопатки 5 также нагревается, и радиальный зазор Δ становится минимальным.

При сбросе газа холодный воздух проходит через проточную часть турбины, наружное тонкостенное кольцо 6 остывает быстро. Перо 18, омываемое при сбросе газа холодным воздухом, также быстро остывает, парируя уменьшение радиального зазора Δ за счет остывания корпуса 6. Тем самым исключается заклинивание ротора статором по лабиринтному уплотнению 27 при резком сбросе газа.

При остановке двигателя промежуточные диски 10 и 28 остывают, и зазор Δ по лабиринту увеличивается.

При работе двигателя на сопловые лопатки 5 действует результирующая газовая сила F газ, которая вызывает появление крутящего момента относительно оси штифта 7, расположенного на верхней полке лопатки 5:
M_кр = F_газ • L,
где M_кр - крутящий момент;
L - плечо вектора силы F_газ относительно оси штифта.

Момент M_кр вызывает появление на контактной площадке 30 сил P, т.е. натяга за счет газовых сил, что способствует демпфированию колебаний лопаток 5 за счет сил трения в контактных площадках 32. При этом выступы 31 и впадины 32 взаимно фиксируют лопатки между собой в осевом направлении, не препятствуя термическому расширению при работе двигателя.

Внутренняя полка 23 омывается высокотемпературным газом как со стороны проточной части, так и со стороны лабиринтного уплотнения 27, что ухудшает работу сотового уплотнения 26, контактных площадок 30 и силовых пластинок 35. Наличие полости 22 способствует охлаждению этих элементов, т.к. охлаждающий воздух, поступающий на охлаждение пера 18 лопатки 5, частично поступает и в полость 22 через неплотности между закрытой частью 21 дефлектора 20 и пером 18, выполненным зацело с внутренней полкой лопатки 5.

Такое конструктивное решение позволяет минимизировать количество охлаждающего воздуха, используемого на охлаждение сопловой лопатки и лабиринтного уплотнения и повысить надежность турбины.

Источники информации:
1. Патент США N 3475107, кл. 415-116, 1972 г.

2. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30КУ. Техническое описание. Москва, Машиностроение, 1976, стр. 63, рис. 75.

Турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки, закрепленные в ее корпусе по наружной полке. Внутренняя полка лопаток выполнена в форме четырехстенной коробки. На сплошной боковой стенке коробки расположена контактная площадка с зигзагообразным выступом и ответной ему впадиной, а на открытой торцевой поверхности - пазы для силовых пластин, соединяющих соседние сопловые лопатки. Такое выполнение турбины уменьшает осевую составляющую газовых сил, действующих на перо сопловой лопатки, а также снижает количество охлаждающего воздуха. 5 ил.

Турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками, закрепленными в корпусе турбины по наружной полке, отличающаяся тем, что внутренняя полка лопаток выполнена в форме четырехстенной коробки, на сплошной боковой стенке которой расположена контактная площадка с зигзагообразным выступом и ответной ему впадиной, а на открытой торцевой поверхности - пазы для силовых пластин, соединяющих соседние сопловые лопатки.