СТАТОР ТУРБИНЫ НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ Российский патент 2014 года по МПК F01D25/24 

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен статор турбины низкого давления с наружным корпусом турбины, внутренняя поверхность которого непосредственно контактирует с газовым потоком, протекающим по проточной части турбины низкого давления. (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», М., «Машиностроение», 1981 г., стр.205, рис.4.52).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры корпуса турбины.

Наиболее близким к заявляемому является статор турбины низкого давления, включающий наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса (патент US №7407368, 05.08.2008 г., F01D 11/08).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры наружного корпуса турбины и секторов разрезного кольца при высокой температуре газа на входе в турбину, возникающей в связи с отсутствием охлаждения корпуса и секторов разрезного кольца, а также увеличенная масса конструкции и пониженная технологичность из-за необходимости выполнения канавок для размещения пластинок, уплотняющих стыки между секторами.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины за счет обеспечения механической прочности секторов разрезного кольца, фиксации их в окружном направлении и организации эффективного охлаждения секторов разрезного кольца и наружного корпуса турбины, а также в повышении технологичности статора за счет выполнения секторов разрезного кольца из листового материала.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре турбины низкого давления, включающем наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса, каждый сектор выполнен из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной, при этом слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями, а в переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора, причем первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков, а третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины.

Выполнение секторов разрезного кольца из слоев листового материала позволяет уменьшить объем механической обработки при изготовлении сектора за счет максимального использования штамповки, что повышает технологичность такого сектора.

Выполнение передней по потоку газа части сектора разрезного кольца однослойной позволяет организовать конвективно-пленочное охлаждение секторов воздухом по зазорам в стыке между соседними секторами, т.е. по наиболее повреждаемым поверхностям секторов, что повышает надежность конструкции статора.

Выполнение центральной части сектора и задней части сектора частично двухслойной позволяет повысить механическую прочность сектора с внешней стороны от рабочей лопатки, т.е. обеспечить непробиваемость сектора и наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочей лопатки турбины.

Выполнение сектора разрезного кольца с одинаковой толщиной слоев, расположенных радиально относительно друг друга и соединенных между собой неразъемными соединениями, позволяет повысить технологичность конструкции и обеспечить необходимую для надежной работы прочность.

Выполнение в переднем кольцевом ребре корпуса турбины каналов, соединяющих воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней частью сектора, которая распространяется до задней сопловой лопатки и является первым со стороны проточной части слоем, позволяет организовать эффективное охлаждение секторов и наружного корпуса турбины и уменьшить влияние высокотемпературного газового потока на неразъемные соединения слоев сектора.

Смещение первого и второго слоев сектора в окружном направлении относительно друг друга с образованием уплотнительных козырьков позволяет исключить контакт поверхностей наружного корпуса турбины с высокотемпературным газовым потоком за счет перекрытия козырьками зазора между боковыми стенками соседних секторов, с продувкой холодного воздуха в образовавшиеся щелевые полости, что повышает надежность турбины.

Выполнение задней части сектора частично трехслойной, с укороченным в окружном направлении третьим слоем, который расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра корпуса турбины, позволяет обеспечить фиксацию сектора в окружном направлении в случае касания при работе турбины рабочей лопатки об уплотнительный сотовый блок разрезного кольца.

На фиг.1 изображен продольный разрез статора турбины низкого давления.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.4 - сечение А-А на фиг.2.

На фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.3.

Статор 1 турбины низкого давления состоит из наружного корпуса 2, на котором на переднем и заднем по потоку газа 3 в проточной части 4 статора 1 турбины кольцевых ребрах 5 и 6 установлены секторы 7 разрезного кольца 8, размещенные между передней и задней сопловыми лопатками 9 и 10. Каждый сектор 7 разрезного кольца 8 выполнен в виде слоев листового материала, причем передняя по потоку газа 3 часть сектора 7 выполнена из одного слоя 11, который распространяется до задней сопловой лопатки 10 и является первым со стороны проточной части 4 слоем. Все слои сектора 7 имеют одинаковую радиальную толщину и соединены между собой неразъемными соединениями 12 (например, пайкой). Центральная часть сектора 7 выполнена двухслойной, причем второй от проточной части 4 слой 13 смещен относительно первого слоя 11 в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков 14 и 15, отделяющих воздушную полость 16 между наружным корпусом 2 и разрезным кольцом 8 от проточной части 4. Задняя часть 17 сектора 7 выполнена частично трехслойной с укороченным в окружном направлении слоем 18, который расположен в осевом пазу 19 заднего ребра 6 наружного корпуса 2. Воздушная полость 20 передней сопловой лопатки 9 каналами 21 в переднем кольцевом ребре 5 наружного корпуса 2 соединена с передней воздушной кольцевой полостью 22, расположенной между наружным корпусом 2 и передней частью сектора 7, из которой поток 23 охлаждающего воздуха по щелевым каналам 24 поступает в воздушную полость 16 и далее - в осевой паз 19, а также охлаждает боковую 25 и рабочую 26 поверхности переднего уплотнительного сотового блока 27, снижая при этом температуру газового потока 3. Снижение температуры газового потока 3 способствует повышению долговечности заднего уплотнительного сотового блока 28, установленного на секторе 7 ниже по потоку 3.

При работе статора 1 турбины низкого давления выполненная двухслойной центральная часть секторов 7 разрезного кольца 8 имеет повышенную радиальную жесткость, что способствует стабильности геометрии секторов 7 по ресурсу.

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления включает наружный корпус и разрезное кольцо. Разрезное кольцо состоит из секторов, расположенных между передней и задней сопловыми лопатками, и установлено на кольцевых ребрах наружного корпуса. Каждый сектор выполнен из слоев листового материала. Передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной. Слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями. В переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора. Первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков. Третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины, а также его технологичность за счет выполнения секторов разрезного кольца из листового материала. 5 ил.

Статор турбины низкого давления, включающий наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса, отличающийся тем, что каждый сектор выполнен из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной, при этом слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями, а в переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора, причем первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков, а третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины.