Статор газовой турбины Российский патент 2018 года по МПК F01D25/24 

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известен статор газовой турбины, включающий наружный корпус турбины, а также состоящее из секторов разрезное сотовое кольцо, выполненное из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двуслойной и задняя часть сектора - частично трехслойной (патент RU 2534669, МПК F01D 25/24, публ. 10.12.2014). Недостатком такой конструкции является ее повышенный вес.

Наиболее близким к заявляемому является статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненные двухслойными, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора (патент RU 2534333, МПК F01D 25/24, публ. 27.11.2014).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее увеличенный вес, что ухудшает характеристики авиационного газотурбинного двигателя.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности без ухудшения коэффициента полезного действия турбины и в снижении веса статора газовой турбины.

Сущность технического решения заключается в том, что в статоре газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора, согласно изобретению, обращенный к наружному корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза.

Кроме того, согласно изобретения, опорные элементы выполнены в виде усеченных конусов.

Выполнение обращенного к корпусу турбины слоя сотового сектора П-образным в плане, позволяет существенно снизить вес сектора и статора газовой турбины в целом, без увеличения паразитных утечек газа с внешней стороны сектора.

Выполнение опорных элементов в виде отдельных тел вращения, равномерно размещенных в окружном направлении, позволяет минимизировать вес опорных элементов и совместить минимизацию веса с высокой надежностью конструкции.

Выполнение опорных элементов в виде усеченных конусов позволяет увеличить площадь поверхности для неразъемного соединения (например, сварки или пайки) опорного элемента с хвостовиком сотового сектора, что повышает надежность сектора и статора газовой турбины.

Выполнение передних по потоку газа опорных элементов больше задних опорных элементам по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза повышает надежность сотового сектора, так как передние опорные элементы фиксируют в радиальном направлении стопорное кольцо передней сопловой лопатки и находятся в зоне более высоких температур по сравнению с задними, радиальная нагрузка на которые равна только весу сектора сотового кольца.

При соотношении геометрических размеров < 1,1 повышается вес опорных элементов и сотового сектора; при соотношении геометрических размеров > 1,5 снижается надежность сотового сектора из-за излишнего уменьшения геометрических размеров задних опорных элементов.

На фиг. 1 показан продольный разрез статора газовой турбины; на фиг. 2 показан вид. А на фиг. 1; на фиг. 3 показан вид Б на фиг. 1; на фиг. 4 показан вид В на фиг. 2.

Статор 1 газовой турбины включает в себя наружный корпус 2, в котором между передними 3 и задними 4 по потоку газа 5 сопловыми лопатками установлены сектора 6 разрезного сотового кольца 7. Сектора 6 выполнены из листового материала и двухслойными, причем внутренний слой 8 выполнен цельным, а внешний, обращенный к наружному корпусу 2 слой 9 выполнен П-образным в плане. На переднем 10 и заднем 11 концах сектора 6 установлены передний 12 и задний 13 опорные элементы, выполненные в виде размещенных равномерно по окружности тел вращения - например, усеченных конусов. Передние опорные элементы 12 фиксируют от радиального перемещения стопорное кольцо 14, и поэтому они выполнены по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза больше задних опорных элементов 13, которые испытывают нагрузку только от веса самого сектора 6. Геометрическое подобие опорных элементов 12 и 13 позволяет уменьшить стоимость их изготовления.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе внутри статора 1 газовой турбины протекает высокотемпературный газовый поток 5, при контакте с которым наружный корпус 2 статора 1 мог бы получить повреждения. Однако этого не происходит, так как сектора 6 разрезного сотового кольца 7 надежно предохраняют наружный корпус 2 от контакта с газовым потоком 5, при минимальном весе секторов 6. При этом передний 10 и задний 11 концы сектора 6 выполнены двухслойными и с передними и задними опорными элементами 12 и 13, что повышает надежность фиксации секторов 6 в передних и задних сопловых лопатках 3 и 4.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, заявленного изобретения, позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины.

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора. В данном изобретении обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, например - в виде усеченных конусов, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза. Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками заявленного изобретения позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора, отличающийся тем, что обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза.

2. Статор газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что опорные элементы выполнены в виде усеченных конусов.