ТУРБИНА ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2014 года по МПК F01D5/06 

Изобретение относится к турбинам двухконтурных газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известна турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, в которой ротор турбины высокого давления и ротор турбины низкого давления установлены на подшипниках межтурбинной опоры (Патент US №6883303, 26.04.2005, F02C 7/20).

Недостатком такой конструкции является ее низкая экономичность из-за повышенных нагрузок от ротора на стойки турбины, которые деформируют в радиальном направлении корпус турбины.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, включающая опору ротора турбины высокого давления, установленную на выходе из турбины высокого давления, и опору ротора турбины низкого давления, установленную на выходе из турбины низкого давления (Патент US №7921634, 12.04.2011, F02K 3/02, F02K 3/072).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, являются низкая надежность и коэффициента полезного действия (КПД) из-за повышенной величины осевой газовой силы, действующей на ротор турбины низкого давления.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и КПД турбины за счет обеспечения охлаждения дисков всех ступеней ротора, исключения попадания горячего воздуха повышенного давления в масляные полости подшипниковых опор турбин высокого и низкого давления, а также уменьшения осевой силы, действующей на ротор турбины низкого давления.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя, включающей опору ротора турбины высокого давления, установленную на выходе из турбины высокого давления, и опору ротора турбины низкого давления, установленную на выходе из турбины низкого давления, внутри ротора турбины низкого давления расположена воздушная полость повышенного давления, соединенная на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее лабиринтное уплотнение - с проточной частью турбины низкого давления, при этом воздушная полость повышенного давления выполнена ограниченной с внешней стороны дисками ротора турбины низкого давления, с передней по потоку газа стороны - опорой турбины высокого давления, с задней стороны - опорой турбины низкого давления, а с внутренней стороны - первым и вторым лабиринтными уплотнениями, отделяющими воздушную полость повышенного давления от воздушной полости пониженного давления, причем воздушная полость пониженного давления разделена на переднюю и заднюю полости, при этом передняя полость расположена между опорой турбины высокого давления и конусным фланцем вала турбины низкого давления, а задняя полость расположена между конусным фланцем вала турбины низкого давления и опорой турбины низкого давления, причем передняя полость соединена на входе через первое лабиринтное уплотнение с воздушной полостью повышенного давления, а на выходе через выполненные в конусном фланце вала каналы - с задней полостью, которая на входе через заднее лабиринтное уплотнение соединена с воздушной полостью повышенного давления, а на выходе через выполненные каналы в опоре турбины низкого давления - с атмосферой, при этом первое и второе лабиринтные уплотнения расположены друг относительно друга таким образом, чтобы соблюдалось соотношение $$\frac{D}{d}=\mathrm{1,2}-\mathrm{2,0}$$ , где:

D - минимальный диаметр по уплотнительным гребешкам первого лабиринтного уплотнения;

d - минимальный диаметр по уплотнительным гребешкам второго лабиринтного уплотнения.

Выполнение внутри ротора турбины низкого давления воздушной полости повышенного давления, соединенной на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее уплотнение на выходе из турбины низкого давления - с проточной частью турбины низкого давления на ее выходе, и ограниченной с внешней стороны дисками ротора турбины низкого давления, с передней стороны - опорой турбины высокого давления, с задней стороны - опорой турбины низкого давления, позволяет исключить попадание высокотемпературного газа внутрь ротора турбины низкого давления, обеспечить надежное охлаждение дисков всех ступеней ротора, в том числе и на переходных режимах работы турбины, что повышает надежность турбины.

Выполнение внутри воздушной полости повышенного давления воздушной полости пониженного давления, отделенной с внешней стороны от воздушной полости повышенного давления первым (передним) и вторым (задним) лабиринтными уплотнениями, с внутренней стороны - валом турбины низкого давления и разделенной на переднюю полость пониженного давления, ограниченную с передней стороны опорой турбины высокого давления, с задней стороны - конусным фланцем вала турбины низкого давления, соединенную на входе через первое лабиринтное уплотнение с воздушной полостью повышенного давления, а на выходе, через каналы в конусном фланце вала турбины - с задней полостью пониженного давления, которая дополнительно на входе соединена через второе лабиринтное уплотнение с воздушной полостью повышенного давления, а на выходе, через каналы в опоре турбины низкого давления - с атмосферой, и которая ограничена с передней стороны конусным фланцем вала турбины низкого давления, а с задней стороны - опорой турбины низкого давления, повышает надежность турбины за счет исключения контакта высоконагруженного вала турбины низкого давления с высокотемпературным газом и обеспечивает надежную работу подшипниковых опор турбины высокого давления и турбины низкого давления, исключая попадание в масляную полость этих опор горячего воздуха повышенного давления.

Выполнение переднего лабиринтного уплотнения, отделяющего воздушную полость пониженного давления от внешней воздушной полости повышенного давления на большем диаметре по отношению к заднему лабиринтному уплотнению, позволяет существенно уменьшить осевую силу, действующую на ротор турбины низкого давления от газовых сил.

При $$\frac{D}{d}<\mathrm{1,2}$$ увеличивается осевая сила от газовых сил, действующих на ротор турбины низкого давления; при $$\frac{D}{d}>\mathrm{2,0}$$ ухудшается экономичность турбины из-за увеличения паразитных утечек охлаждающего воздуха из полости повышенного давления через переднее лабиринтное уплотнение в атмосферу.

На фиг.1 показан продольный разрез турбины двухконтурного газотурбинного двигателя; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 показан элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Турбина 1 двухконтурного газотурбинного двигателя состоит из турбины 2 высокого давления и турбины 3 низкого давления. Ротор турбины 2 высокого давления установлен на подшипнике 4, размещенном в опоре 5 турбины 2 высокого давления, которая установлена на выходе 6 из турбины 2.

Ротор турбины 3 низкого давления установлен на подшипнике 7, размещенном в опоре 8 турбины 3 низкого давления, которая установлена на выходе 9 из турбины 3. Ротор турбины 3 низкого давления состоит из множества дисков 10, соединенных между собой конусными фланцами 11 и 12, а также из установленных на каждом из дисков 10 рабочих лопаток 13 и из вала 14 турбины 3 низкого давления, соединенного конусным фланцем 15 вала 14 с диафрагмой 16 диска 17. Каждый из дисков 10 состоит из ступицы 18, полотна 19 и обода 20.

Внутри ротора турбины 3 низкого давления организована полость 21 повышенного давления воздуха, ограниченная с внешней стороны дисками 10, с внутренней стороны - первым (передним) 22 и вторым (задним) 23 лабиринтными уплотнениями, с передней стороны - опорой 5 турбины 2 высокого давления и с задней стороны - опорой 8 турбины 3 низкого давления и соединенная на входе с воздушной полостью 24 сопловых лопаток 25 первого соплового аппарата турбины 3 низкого давления, а на выходе, через заднее выходное уплотнение 26, расположенное на выходе 9 из турбины 3 низкого давления - с проточной частью 27. Давление потока 28 охлаждающего воздуха, поступающего в воздушную полость 24 лопаток 25 из-за промежуточной ступени компрессора высокого давления (не показано), превышает давление потока 29 газа на входе в сопловой аппарат.

Первое (переднее) 22 и второе (заднее) 23 лабиринтные уплотнения ограничивают с внешней стороны воздушную полость 30 пониженного давления, которая ограничена с внутренней стороны валом 14 турбины 3 низкого давления, с передней стороны - опорой 5 турбины 2 высокого давления, с задней стороны - опорой 8 турбины 3 низкого давления и расположена внутри воздушной полости 21 повышенного давления.

Воздушная полость 30 пониженного давления разделена конусным фланцем 15 вала 14, выполненным с отверстиями (каналами) 31, на переднюю воздушную полость 32 пониженного давления и заднюю воздушную полость 33 пониженного давления. Полость 32 соединена на входе через первое (переднее) лабиринтное уплотнение 22 с воздушной полостью 21 повышенного давления, а на выходе, через отверстия 31, с задней воздушной полостью 33, которая на входе дополнительно соединена через второе (заднее) лабиринтное уплотнение 23 с воздушной полостью 21 повышенного давления, а на выходе, через выполненные в опоре 8 турбины 3 низкого давления отверстия (каналы) 34 - с атмосферой 35.

Пониженное давление воздуха в полостях 33 и 34 исключает попадание высокотемпературного воздуха в масляные полости 36 и 37 опор 4 и 8 турбины 1.

Первое (переднее) лабиринтное уплотнение 22 и второе (заднее) лабиринтное уплотнение 23 расположены друг относительно друга таким образом, чтобы соблюдалось соотношение $$\frac{D}{d}=\mathrm{1,2}\dots \mathrm{2,0}$$ , где:

D - минимальный диаметр по уплотнительным гребешкам первого (переднего) лабиринтного уплотнения 22;

d - минимальный диаметр по уплотнительным гребешкам второго (заднего) лабиринтного уплотнения 23.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе турбины 1 двухконтурного газотурбинного двигателя поток 28 охлаждающего воздуха, проходящий через внутреннюю воздушную полость 24 сопловых лопаток 25, подогревается за счет тепла газового потока 29 и, далее поступая в полость 21, вызывает подогрев ступицы 18 и полотна 19 каждого из дисков 10 ротора 6 турбины 3 низкого давления, что снижает градиент температур между ободом 20 и полотном 19 каждого из дисков 10 и повышает их циклическую долговечность. Одновременно, за счет подогрева дисков 10, уменьшаются радиальные зазоры между ротором и статором турбины 3, что повышает ее коэффициент полезного действия.

Изобретение относится к турбинам двухконтурных газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя включает турбины высокого и низкого давлений с опорами ротора турбин. Внутри ротора турбины низкого давления расположена воздушная полость повышенного давления, соединенная на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее лабиринтное уплотнение - с проточной частью турбины низкого давления. Воздушная полость повышенного давления ограничена с внутренней стороны - первым и вторым лабиринтными уплотнениями. Уплотнения отделяют воздушную полость повышенного давления от воздушной полости пониженного давления. Воздушная полость пониженного давления разделена на переднюю и заднюю полости. Передняя полость расположена между опорой турбины высокого давления и конусным фланцем вала турбины низкого давления. Задняя полость расположена между конусным фланцем вала турбины низкого давления и опорой турбины низкого давления. Первое и второе лабиринтные уплотнения расположены друг относительно друга таким образом, чтобы отношение минимального диаметра по уплотнительным гребешкам первого лабиринтного уплотнения к минимальному диаметру по уплотнительным гребешкам второго лабиринтного уплотнения составляло 1,2…2,0. Изобретение позволяет повысить надежность и КПД турбины. 3 ил.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, включающая опору ротора турбины высокого давления, установленную на выходе из турбины высокого давления, и опору ротора турбины низкого давления, установленную на выходе из турбины низкого давления, отличающаяся тем, что внутри ротора турбины низкого давления расположена воздушная полость повышенного давления, соединенная на входе с воздушной полостью первого соплового аппарата турбины низкого давления, а на выходе через заднее лабиринтное уплотнение - с проточной частью турбины низкого давления, при этом воздушная полость повышенного давления выполнена ограниченной с внешней стороны дисками ротора турбины низкого давления, с передней по потоку газа стороны - опорой турбины высокого давления, с задней стороны - опорой турбины низкого давления, а с внутренней стороны - первым и вторым лабиринтными уплотнениями, отделяющими воздушную полость повышенного давления от воздушной полости пониженного давления, причем воздушная полость пониженного давления разделена на переднюю и заднюю полости, при этом передняя полость расположена между опорой турбины высокого давления и конусным фланцем вала турбины низкого давления, а задняя полость расположена между конусным фланцем вала турбины низкого давления и опорой турбины низкого давления, причем передняя полость соединена на входе через первое лабиринтное уплотнение с воздушной полостью повышенного давления, а на выходе через выполненные в конусном фланце вала каналы - с задней полостью, которая на входе через заднее лабиринтное уплотнение соединена с воздушной полостью повышенного давления, а на выходе через выполненные каналы в опоре турбины низкого давления - с атмосферой, при этом первое и второе лабиринтные уплотнения расположены друг относительно друга таким образом, чтобы соблюдалось соотношение $$\frac{D}{d}=\mathrm{1,2}\dots \mathrm{2,0}$$ , где:
D - минимальный диаметр по уплотнительным гребешкам первого лабиринтного уплотнения;
d - минимальный диаметр по уплотнительным гребешкам второго лабиринтного уплотнения.