СТАТОР ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ Российский патент 2014 года по МПК F01D25/24 

Изобретение относится к статорам газовых турбин авиационного и наземного применения.

Известен статор газовой турбины, содержащий наружный корпус и сопловые лопатки блочного исполнения (С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1981, с.183, рис.4.41д.).

Недостатком такой конструкции является низкая надежность, так как блок сопловых лопаток фиксируется в осевом и окружном направлениях специальным фиксатором через отверстие в наружном корпусе, которое является концентратором напряжений.

Наиболее близким к заявленному является статор газовой турбины, включающий наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца (патент US №7407368, F01D 11/08, опубл. 05.08.2008 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность, так как блоки сопловых лопаток и секторы разрезного кольца зафиксированы в окружном направлении радиальными штифтами, отверстия под которые, выполненные в наружном корпусе статора, являются концентраторами напряжений.

Технический результат, который достигается изобретением, заключается в повышении надежности статора газовой турбины за счет окружной и осевой фиксации блоков сопловых лопаток и секторов разрезного кольца без дополнительных концентраторов напряжений.

Заявленный технический результат достигается тем, что в статоре газовой турбины, включающем наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца, блоки сопловых лопаток в осевом направлении посредством радиальных ребер зафиксированы L-образным стопорным кольцом, а в окружном направлении - осевыми выступами наружного корпуса, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток, при этом секторы разрезного кольца посредством передних хвостовиков установлены в радиальном направлении между осевыми выступами L-образного стопорного кольца и осевыми выступами блоков сопловых лопаток, а в окружном направлении секторы разрезного кольца установлены с образованием пазов между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток и зафиксированы посредством осевых выступов, расположенных со стороны проточной части и направленных навстречу осевым выступам наружного корпуса, причем передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы соблюдалось условие h/R=1,1-3,

где h - расстояние между хвостовиком сектора разрезного кольца и дном паза;

R - радиус перехода от дна паза к боковой стенке радиального ребра блока сопловых лопаток.

При этом количество секторов разрезного кольца равно количеству блоков сопловых лопаток.

Фиксация блоков сопловых лопаток в осевом направлении L-образным в поперечном сечении разрезным кольцом повышает надежность статора, так как исключаются дополнительные концентраторы напряжений в виде отверстий. Также улучшается ремонтопригодность статора, так как L-образное стопорное кольцо с осевым кольцевым ребром легко демонтируется, освобождая, таким образом, блоки сопловых лопаток.

Фиксация блоков лопаток в окружном направлении относительно наружного корпуса задними радиальными ребрами относительно осевых выступов наружного корпуса, расположенными между задними радиальными ребрами блоков лопаток, повышают надежность статора турбины, так как осевые выступы корпуса расположены вне его силовой части и поэтому не уменьшают его долговечность.

Размещение переднего хвостовика каждого сектора разрезного кольца в радиальном направлении между осевым выступом L-образного стопорного кольца и осевым выступом блока сопловых лопаток обеспечивает надежную радиальную фиксацию как стопорного кольца, так и переднего хвостовика сектора разрезного кольца, что повышает надежность статора.

Фиксация в окружном направлении секторов разрезного кольца осевыми выступами, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток, повышает надежность статора газовой турбины за счет отсутствия дополнительных концентраторов напряжений в силовой части наружного корпуса и блоков сопловых лопаток при минимальном весе конструкции.

Выполнение осевых выступов корпуса и секторов разрезного кольца направленными навстречу друг к другу позволяет использовать радиальные ребра блоков лопаток как для окружной фиксации блоков относительно наружного кольца, так и для окружной фиксации секторов разрезного кольца относительно блоков лопаток и наружного кольца, что снижает трудоемкость изготовления статора и повышает его надежность.

Размещение осевых выступов секторов со стороны проточной части относительно осевых выступов наружного корпуса экранирует выступы корпуса от высокотемпературного потока газа из проточной части статора турбины, что повышает надежность статора.

Повышение технологичности конструкции достигается путем выполнения количества секторов разрезного кольца равным количеству блоков сопловых лопаток, что позволяет выполнить все блоки лопаток разрезного кольца одинаковыми между собой по геометрии.

Передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы соблюдалось условие h/R=1,1-3.

При h/R<1,1 возможна пластическая деформация осевых выступов секторов разрезного кольца при сборке и при работе статора, а при h/R>3 ухудшается прочность блока сопловых лопаток.

На фигуре 1 показан продольный разрез статора газовой турбины; на фиг.2 показан элемент I с фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 показано сечение А-А с фиг.2.

Статор 1 газовой турбины включает наружный корпус 2 с блоками 3 сопловых лопаток, установленными по течению газа 4 в проточной части 5 по газовому потоку. Между блоками 3 сопловых лопаток установлены секторы 6 разрезного кольца 7.

Каждый блок 3 сопловых лопаток посредством заднего радиального ребра 8 зафиксирован в осевом направлении L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом 9, осевой кольцевой выступ 10 которого опирается на кольцевое ребро 11 наружного корпуса 2.

В окружном направлении каждый блок 3 сопловых лопаток зафиксирован осевыми выступами 12 наружного корпуса 2, которые расположены между радиальными ребрами 8 блока 3 сопловых лопаток.

Секторы 6 разрезного кольца 7 посредством передних хвостовиков 13 установлены в радиальном направлении между осевыми выступами 10 L-образного стопорного кольца 9 и осевыми выступами 14 блоков 3 сопловых лопаток, а в окружном направлении зафиксированы осевыми выступами 15, размещенными между радиальными ребрами 8 блоков 3 сопловых лопаток. Осевые выступы 12 наружного корпуса 2 и осевые выступы 15 секторов 6 направлены навстречу друг к другу, причем осевые выступы 15 секторов 6 расположены со стороны проточной части 5 по отношению к осевым выступам 12 наружного корпуса 2, что способствует снижению температуры выступов 12 и повышению надежности наружного корпуса 2.

Число секторов 6 разрезного кольца 7 равно числу блоков 3 сопловых лопаток, что повышает технологичность изготовления блоков 3 сопловых лопаток и секторов 6 разрезного кольца 7, а также улучшает ремонтопригодность статора 1 газовой турбины.

Для улучшения фиксации секторов 6 разрезного кольца 7 в окружном направлении, пазы 16 между радиальными ребрами 8 блоков 3 сопловых лопаток выполнены таким образом, что расстояние h от переднего хвостовика 13 каждого сектора 6 до поверхности дна 17 паза 16 больше радиуса R перехода от поверхности дна 17 к боковой стенке 18 радиального ребра 8 блока 3 сопловых лопаток.

Работает статор газовой турбины следующим образом.

При работе статора 1 газовой турбины L-образное стопорное кольцо 9 надежно защищено от газового потока 4 из проточной части 5 осевым выступом 14 блока 3 сопловых лопаток и передним хвостовиком 13 разрезного кольца 7, что способствует снижению температуры стопорного кольца 9 и надежной фиксации блока 3 сопловых лопаток.

Изобретение относится к статорам газовых турбин авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины включает наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца. Блоки сопловых лопаток в осевом направлении посредством радиальных ребер зафиксированы L-образным стопорным кольцом, а в окружном направлении - осевыми выступами наружного корпуса, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток. Секторы разрезного кольца посредством передних хвостовиков установлены в радиальном направлении между осевыми выступами L-образного стопорного кольца и осевыми выступами блоков сопловых лопаток. В окружном направлении секторы разрезного кольца установлены с образованием пазов между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток и зафиксированы посредством осевых выступов. Выступы секторов разрезного кольца расположены со стороны проточной части и направлены навстречу осевым выступам наружного корпуса. Передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы отношение расстояния между хвостовиком сектора разрезного кольца и дном паза к радиусу перехода от дна паза к боковой стенке радиального ребра блока сопловых лопаток составляет 1,1-3. Изобретение позволяет повысить надежность статора газовой турбины. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Статор газовой турбины, включающий наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца, отличающийся тем, что блоки сопловых лопаток в осевом направлении посредством радиальных ребер зафиксированы L-образным стопорным кольцом, а в окружном направлении - осевыми выступами наружного корпуса, расположенными между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток, при этом секторы разрезного кольца посредством передних хвостовиков установлены в радиальном направлении между осевыми выступами L-образного стопорного кольца и осевыми выступами блоков сопловых лопаток, а в окружном направлении секторы разрезного кольца установлены с образованием пазов между радиальными ребрами блоков сопловых лопаток и зафиксированы посредством осевых выступов, расположенных со стороны проточной части и направленных навстречу осевым выступам наружного корпуса, причем передний хвостовик каждого сектора разрезного кольца расположен таким образом, чтобы соблюдалось условие h/R=1,1-3, где:
h - расстояние между хвостовиком сектора разрезного кольца и дном паза;
R - радиус перехода от дна паза к боковой стенке радиального ребра блока сопловых лопаток.

2. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что количество секторов разрезного кольца равно количеству блоков сопловых лопаток.