Результат интеллектуальной деятельности: ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.

Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D H/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.

Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус, и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.

Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.

Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности, наименьшей.

Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.

Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.

Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 111/04, прототип. Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах,

Недостатки - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.

Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения является уменьшение радиальных зазоров при форсировании двигателя.

Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, систему охлаждения турбины, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, тем, что согласно изобретению система охлаждения турбины содержит клапан и основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотнения

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-3), где:

- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора, первый вариант,

-на фиг.2 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,

- на фиг.3 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,

Конструкция турбины ГТД представленная на чертежах фиг 1…3. Турбина ГТД содержит вал 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с одной ступенью высокого давления 2. Ступень 2 содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4 с охлаждаемыми рабочими лопатками 5. Рабочие лопатки 5 содержат замковую часть 6 с радиальными отверстиями 7. Рабочее колесо 4 имеет диск 8, с обеих сторон которого установлены передний и задний дефлекторы 9 и 10. В диске 8 выполнены отверстия 11 для подвода к рабочим лопаткам 5 охлаждающего воздуха. В переднем дефлекторе 9 выполнены отверстия 12 перед которыми установлен аппарат закрутки 13, к которому присоединена внутренняя труба 14, соединенная с нижней полость 15 соплового аппарата 3 и далее через нижнее отверстие 16, внутреннюю полость 17 соплового аппарата 3, верхнее отверстие 18 с полостью 19 и далее через втулку 20 - с основным трубопроводом 21 содержащим общий клапан 22. К основному трубопроводу 21 после общего клапана 22 присоединен дополнительный трубопровод 23, соединенный с отверстием 24, выполненным во внешнем корпусе 25. Кроме внешнего корпуса 25 турбина ГТД содержит внутренний корпус 26 и установленный между ними промежуточный корпус 27. При этом промежуточный корпус 27 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 28, соединенным с фланцем 29 внешнего корпуса 25 болтами 30. Кроме того, промежуточный корпус 27 имеет переднюю радиальную перегородку 31 и заднюю радиальную перегородку 32 В задней радиальной перегородке 32 выполнены отверстия 33, а между передней радиальной перегородкой 31.и вешним корпусом 25 выполнен кольцевой зазор 34.

К промежуточному корпусу 27 и внешнему корпусу 25 прикреплена кольцевая вставка 35. Кольцевая вставка 35 может быть выполнена разрезной из не менее, чем 3-х деталей 36 (на фиг.1…3 не показано) и закреплена на задней радиальной перегородке 32 в кольцевых пазах 37 и 38 промежуточном корпусе 27 кольцевых пазах 37 и 38 скобами 39 (фиг.1…3).

На внутренней поверхности кольцевых вставок 35 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 40 или прикреплены вставки сотового уплотнения 41.

Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…3).

При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор δ0, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры δ в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали.

Открывают общий клапан 2 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5, но при этом наружный диаметр рабочего колеса продолжает увеличиваться по двум причинам:

- из-за повышения частоты вращения вала 1 и диска 8,

- из-за повышения температуры продуктов сгорания, проходящего между рабочими лопатками 5,

- из-за относительно высокой температуры охлаждаемого воздуха, отбираемого обычно из-за последней ступени компрессора ГТД (компрессор на фиг.1-3 не показан).

Для компенсации этого охлаждающий воздух по трубопроводу 23 через отверстие 24 поступает между внешним и внутренним корпусами 25 и 26 и далее через отверстия 33 и зазор 34. В течение нескольких секунд охлаждающий воздух снижает температуру корпусов 25…27, при этом кольцевая вставка 35 увеличивает диаметр, на позволяя рабочему колесу 4 коснуться кольцевой вставки 35, отодвигая его на больший диаметр и в то же время поддерживая минимально-возможный радиальный зазор 6.

В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на двух основных режимах, на максимальном (форсажном) и крейсерском.

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах и в первую очередь на форсажном (максимальном) и на крейсерском режиме.

2. Обеспечить белее быстрое увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет одновременного охлаждения статора и ротора.

3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД за счет одновременного прогрева статора и ротора. Это особенно необходимо для военных самолетов.

4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды по той же причине.

5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим по той же причине. Это особенно важно для военных самолетов.