Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой для обеспечения его непробиваемости в случае обрыва рабочих лопаток выполнен с радиальными ребрами, расположенными с внешней стороны (Патент РФ №2151884, F01D 9/02, 2000 г.).
Недостатком такой конструкции является повышенный вес корпуса турбины.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой с внешней стороны от второй рабочей лопатки выполнен утолщенным, а фланцевое соединение корпусов турбины выполнено со стороны выходной кромки рабочей лопатки (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенный вес и низкая надежность, так как оборвавшиеся лопатки могут раскрыть фланцевое соединение корпусов, расположенное со стороны выходной кромки лопатки, т.е. по течению потока газа в турбине, и выйти за пределы наружного корпуса турбины.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, согласно изобретению фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.
Расположение фланцевого соединения корпусов с внешней стороны от рабочей лопатки повышает радиальную жесткость наружного корпуса, повышает его непробиваемость в случае обрыва рабочей лопатки и способствует сохранению геометрии наружного корпуса в течение всего ресурса турбины, что позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором, повысив тем самым КПД турбины.
Соединение заднего по потоку газа кольцевого ребра фланцевого соединения с внешней стороны с конической обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки повышает радиальную жесткость фланцевого соединения и наружного корпуса и способствует локализации фрагментов оборвавшихся лопаток в кольцевой замкнутой полости со стороны выходной кромки лопатки. При этом фрагменты лопаток движутся в проточной части преимущественно по потоку газа, предотвращая тем самым лавинообразное разрушение последних ступеней турбины.
Выполнение фланцевого соединения закрытым со стороны рабочей лопатки соединенным с передним по потоку радиальным ребром фланцевого соединения цилиндрическим осевым ребром, направленным по потоку газа, исключает попадание фрагментов оборвавшихся лопаток встык между фланцами и последующее раскрытие стыка с пластической деформацией фланцев и выходом фрагментов лопаток за пределы наружного корпуса турбины, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.
На чертеже показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.
Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, рабочие лопатки 3 которого расположены в проточной части 4, и статора 5 с наружным корпусом 6, состоящим из переднего 7 и заднего 8 по потоку газа 9 наружных корпусов, фланцевое соединение 10 которых расположено с внешней стороны от рабочей лопатки 3.
Фланцевое соединение 10 состоит из переднего 11 и заднего 12 по потоку газа 9 кольцевых радиальных ребер с радиальным стыком между ними 13, соединенных между собой болтовым соединением 14. Заднее кольцевое ребро 12 со своей внешней стороны 15 соединено с конусной обечайкой 16 заднего корпуса 8 с образованием кольцевой замкнутой полости 17, расположенной со стороны выходной кромки 18 рабочей лопатки 3, с внешней стороны от проточной части 4 турбины 1.
Стык 13 между кольцевыми ребрами 11 и 12 со стороны рабочей лопатки 3 закрыт соединенным с радиальным ребром 11 фланцевого соединения 10 направленным по течению газа 9 осевым цилиндрическим ребром 19.
Ниже по потоку газа 9 рабочих лопаток 3 в проточной части 4 турбины 1 расположены профилированные стойки 20 с входными кромками 21, а с внешней стороны от рабочих лопаток 3, между проточной частью 4 и наружным корпусом 6, расположены сектора 22 разрезного кольца 23, установленные, в свою очередь, на промежуточном кольце 24.
Позицией 25 обозначено преимущественное направление движения фрагментов 26 оборвавшихся рабочих лопаток 3 под действием газовых и центробежных сил.
Заявляемое устройство работает следующим образом.
При работе турбины газотурбинного двигателя 1 рабочие лопатки 3 под действием газового потока 9 совместно с ротором 2 вращаются, производя полезную работу.
При возникновении нештатной ситуации, в случае обрыва рабочих лопаток 3, фрагменты 26 оборвавшихся лопаток затормаживаются входными кромками 21 профилированных стоек 20 и, двигаясь по траектории 25 под действием центробежных и газовых сил, после пластической деформации секторов 22 разрезного кольца 23 и промежуточного кольца 24, скапливаются в кольцевой замкнутой полости 17, что предотвращает дальнейшее лавинообразное разрушение проточной части 4 турбины 1.
Стык 13 фланцевого соединения 10 наружных корпусов 11 и 12, прикрытый со стороны рабочих лопаток 3 кольцевым осевым ребром 19, при этом не раскрывается, что также повышает надежность турбины 1.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2011 |
|
RU2465466C1 |
Устройство для локализации оборвавшейся лопатки вентилятора турбореактивного двигателя | 2019 |
|
RU2732278C1 |
СТАТОР ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ | 2013 |
|
RU2534669C1 |
СТАТОР ТУРБОМАШИНЫ | 2013 |
|
RU2519677C1 |
Сопловый аппарат турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) (варианты) и лопатка соплового аппарата ТНД (варианты) | 2018 |
|
RU2691203C1 |
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЛОКАЛИЗАЦИИ ОБОРВАВШЕЙСЯ ЛОПАТКИ ВЕНТИЛЯТОРА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2007 |
|
RU2350765C1 |
СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ | 2020 |
|
RU2738523C1 |
СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ | 2020 |
|
RU2732653C1 |
СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ РАДИАЛЬНЫХ ЗАЗОРОВ ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ | 2020 |
|
RU2731781C1 |
Переходный канал турбины газотурбинного двигателя | 2023 |
|
RU2808082C1 |
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Турбина газотурбинного двигателя включает в себя рабочую лопатку и фланцевое соединение наружных корпусов. Фланцевое соединение состоит из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. Фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки. Заднее по потоку газа кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки. Стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром. Цилиндрическое ребро направленно по потоку газа и соединено с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов. Изобретение повышает надежность турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток. 1 ил.
Турбина газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, отличающаяся тем, что фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа, радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.
ТУРБИНА, ЕЕ ЭЛЕМЕНТ И АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) | 2003 |
|
RU2343293C2 |
УСТРОЙСТВО КОНТРОЛЯ СОЕДИНЕНИЙ В КОММУТАЦИОННОЙ СИСТЕМЕ | 2005 |
|
RU2302704C1 |
УСТРОЙСТВО ДЛЯ УДЕРЖИВАНИЯ ОБЛОМКОВ РОТОРА ТУРБОМАШИНЫ | 1999 |
|
RU2171382C2 |
ДИСК РОТОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) | 2001 |
|
RU2281420C2 |
Приспособление для очистки борон с поворотными зубьями | 1938 |
|
SU54116A1 |
УСТРОЙСТВО ДЛЯ СОЕДИНЕНИЯ СТЕРЖНЕЙ | 2004 |
|
RU2376504C2 |
Авторы
Даты
2012-05-27—Публикация
2010-12-20—Подача