МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ СИЛОВАЯ ТУРБИНА Российский патент 2005 года по МПК F01D3/00 F01D5/08 

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационного и наземного применения.

Известна многоступенчатая силовая газовая турбина, ротор которой установлен консольно на подшипниках статора [1].

Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность из-за повышенных температур дисков вследствие недостаточного их охлаждения.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является многоступенчатая силовая газовая турбина, диски с рабочими лопатками которой расположены на роторе консольно [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за повышенных температур дисков и повышенных усилий на подшипники турбины вследствие неудовлетворительного охлаждения дисков и отсутствия разгрузочного устройства от газовых сил, действующих на ротор турбины в осевом направлении.

Техническая задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности газовой турбины путем интенсивного охлаждения дисков силовой турбины и осевой разгрузки ротора турбины.

В многоступенчатой силовой турбине с консольным расположением на роторе дисков с рабочими лопатками междисковые полости на входе соединены с разгрузочной полостью, выполненной на выходе из турбины, а на выходе через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, и щелевые полости между фланцами и ободами дисков с передней стороны диска по потоку газа, а также между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток с задней стороны диска по потоку газа - с газовой полостью турбины, причем F₁/F₂=2...20, где

F₁ - площадь щелевых полостей между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа;

F₂ - площадь щелевых полостей между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа.

Современные газотурбинные двигатели для повышения мощности и экономичности выполняются с высокой температурой газа на выходе из камеры сгорания, что приводит к повышению температуры газа в газовом тракте силовой турбины.

В связи с тем, что ресурс силовой турбины, особенно для газотурбинных двигателей наземного применения, должен составлять ˜ 100000 часов, температура ее дисков должна быть минимальной. Ресурс силовой турбины также ограничивается работой радиально-упорного подшипника, воспринимающего нагрузку от осевых газовых сил, действующих на ротор силовой турбины.

Выполнение на выходе из турбины разгрузочной полости позволяет существенно уменьшить газовые силы, действующие на ротор силовой турбины, и сократить нагрузку на радиально-упорный подшипник турбины, тем самым повышая ее надежность.

Соединение разгрузочной полости на выходе с междисковыми воздушными полостями позволяет выполнять эффективное охлаждение ступицы, полотна и обода диска холодным воздухом из-за промежуточной ступени компрессора.

Междисковые полости на выходе соединены с газовой полостью через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, что позволяет избежать повышенных утечек охлаждающего воздуха из междисковой полости в случае износа или разрушения лабиринтных гребешков, выполненных на наружной поверхности кольцевых фланцев.

Пропускание охлаждающего воздуха из кольцевых замкнутых полостей через каналы под подошвами хвостовиков рабочих лопаток и щелевые полости между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа и между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа позволяет организовать дополнительное охлаждение хвостовиков рабочих лопаток и выступов дисков воздухом, протекающим из щелевых полостей под действием перепада давления через замковое соединение лопаток с диском.

Соотношение F₁/F₂<2 снижает надежность многоступенчатой газовой турбины в результате уменьшения расхода охлаждающего воздуха через щелевую полость со стороны входа в диск и через замковое соединение рабочей лопатки с диском.

При F₁/F₂>20 будет снижаться надежность в результате уменьшения расхода охлаждающего воздуха со стороны выхода из диска и повышения температуры обода со стороны выхода из диска.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.

На фиг.1 показан продольный разрез заявляемой многоступенчатой газовой силовой турбины. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Многоступенчатая газовая силовая турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, диски 4 с рабочими лопатками 5 которого консольно закреплены на валу 6, установленном на радиальном подшипнике 7 и радиально-упорном шариковом подшипнике 8. Междисковые воздушные полости 9 на входе каналами 10 соединены с разгрузочной полостью 11, выполненной на выходе 12 силовой турбины 1.

Разгрузочная полость 11 соединена на входе с промежуточной ступенью компрессора газотурбинного двигателя (не показано).

На выходе междисковые полости 9 через кольцевую замкнутую полость 13, образованную кольцевыми фланцами 14 и 15, установленными на ободе 16 диска 4, а также каналы 17 под подошвой 18 хвостовика 19 рабочей лопатки 5 и щелевые полости 20 между фланцем 14 и ободом 16 диска 4 со стороны 21 входа диска 4 по потоку газа 22, а также через щелевые полости 23 между фланцем 15 и хвостовиком 19 рабочей лопатки 5 со стороны выхода 24 диска 4 по потоку газа 22 соединены с газовой полостью 25 турбины 1.

Охлаждающий воздух 26 из щелевых полостей 20 под действием перепада давления протекает по зазорам 27 в замковом соединении 28 рабочей лопатки 5 с диском 4.

На наружной поверхности 29 фланцев 14 и 15 выполнены уплотнительные гребешки 30, образующие лабиринтные уплотнения 31 с сопловыми лопатками 32 турбины 1.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе многоступенчатой газовой силовой турбины поток газа 22 из газовой полости 25, перетекая через лабиринтное уплотнение 31, нагревает периферийную часть обода 16 диска 4 с передней стороны 21. Охлаждающий воздух 26 из междисковой полости 9, истекая через щелевые полости 20 со стороны входа 21 диска 4, образует заградительную пленку, уменьшая температуру хвостовиков 19 рабочих лопаток 5 и периферийной части обода 16 диска 4. Дополнительно уменьшению температуры хвостовиков 19 рабочих лопаток 5 и обода 16 диска 4 способствует также протекание охлаждающего воздуха 26 в полости 17 под подошвой 18 хвостовика 19 рабочей лопатки 5 и по зазорам 27 в замковом соединении 28 рабочих лопаток 5 с диском 4.

Износ или разрушение уплотнительных гребешков 30, расположенных на наружной поверхности 29 фланцев 14 и 15, не приводит к повышенным утечкам охлаждающего воздуха 26 из междисковой полости 9, что также повышает надежность турбины 1.

Воздух повышенного давления из-за промежуточной ступени компрессора, поступающий в разгрузочную полость 11, уменьшает осевую силу от газовых сил, действующую на ротор 3 турбины 1, повышая надежность радиально-упорного подшипника 8.

Источники информации

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр. 137, рис. 4.5 г.

2. Ревзин Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, Москва, «Недра», 1986, стр.138, рис.72.

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационного и наземного применения. В многоступенчатой газовой силовой турбине с консольным расположением на роторе дисков с рабочими лопатками на выходе из турбины выполнена разгрузочная полость. Междисковые полости на входе соединены с разгрузочной полостью, а на выходе - с газовой полостью через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, каналы под подошвами хвостовиков рабочих лопаток и щелевые полости между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа и между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа. При этом отношение площади щелевых полостей между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа к площади щелевых полостей между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа равно 2 - 20. Изобретение повышает надежность газовой турбины путем интенсивного охлаждения дисков силовой турбины и осевой разгрузки ротора турбины. 3 ил.

Многоступенчатая газовая силовая турбина с консольным расположением на роторе дисков с рабочими лопатками, отличающаяся тем, что на выходе из турбины выполнена разгрузочная полость, междисковые полости на входе соединены с разгрузочной полостью, а на выходе - с газовой полостью через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, каналы под подошвами хвостовиков рабочих лопаток и щелевые полости между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа и между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа, при этом F₁/F₂=2 - 20, где F₁ - площадь щелевых полостей между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа; F₂ - площадь щелевых полостей между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа.