Результат интеллектуальной деятельности: ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с кольцевой воздушной полостью между корпусом турбины и разрезным секторным кольцом (патент US №6902371, F01D 25/14, 25/24, F02C 7/18, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за низкой термостойкости сотовых уплотнителей элементов, установленных на внутренней поверхности разрезного кольца, которые интенсивно окисляются при повышенной температуре газа перед турбиной.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, у которой внутренняя поверхность разрезного кольца, ответная уплотнительным гребешкам верхней полки рабочей лопатки турбины, выполнена профилированной (патент RU №2261350, F02C 7/06, 7/12, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее пониженная экономичность из-за повышенных паразитных утечек газа между разрезным кольцом и верхней полкой рабочей лопатки, а также низкая надежность из-за повышенной температуры верхней полки рабочей лопатки.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и экономичности турбины путем снижения температуры наружного корпуса и верхней полки рабочей лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка, согласно изобретению, между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом, при этом разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, причем щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, при этом отношение ; ; ; , где:

δ₁ - радиальный зазор между передним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом;

t - шаг кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца;

Н - высота кольцевых микрогребешков;

L - длина торцевой поверхности кольцевого микрогребешка;

δ₂ - радиальный зазор между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом.

Размещение между наружным корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки ленты с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом существенно снижает температуру наружного корпуса и способствует повышению его ресурса.

Выполнение разрезного кольца с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, с размещением щелевой полости с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, позволяет снизить температуру верхней полки рабочей лопатки путем разбавления газового потока потоком холодного воздуха как с внутренней, так и с внешней стороны полки рабочей лопатки, так как повышенная температура газа, обтекающего верхнюю полку рабочей лопатки высокотемпературной турбины, приводит к ускоренному окислению и разрушению уплотнительных сотовых вставок, которые выполняются из тонкостенного листового материала.

Выполнение на рабочей поверхности разрезного кольца вместо сотовых вставок кольцевых уплотнительных микрогребешков, выполненных за одно целое с разрезным кольцом, позволяет за счет улучшенной передачи тепла от гребешка в разрезное кольцо обеспечить повышенный ресурс конструкции и обеспечить возможность приработки (врезания) уплотнительных гребешков верхней полки в микрогребешки на рабочей поверхности разрезного кольца без лавинообразного износа соприкасающихся поверхностей ротора и статора.

При - возможен повышенный износ при контакте ротора со статором.

При - увеличиваются паразитные утечки газа через лабиринтное уплотнение по верхней полке рабочей лопатки.

При - ухудшается прирабатываемость лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки.

При - ухудшается надежность лабиринтного уплотнения из-за ухудшения теплоотдачи от вершины микрогребешка в его основания и повышается температура микрогребешка.

При - снижается надежность из-за повышения температуры и окисления микрогребешков.

При - ухудшается прирабатываемость уплотнительных гребешков верхней полки с микрогребешками.

Снижению температуры пера и верхней полки рабочей лопатки способствует повышение расхода охлаждающего воздуха через рабочую лопатку турбины, что достигается увеличением радиального зазора δ₂ по заднему уплотнительному гребешку верхней полки по сравнению с радиальным зазором δ₁ по переднему гребешку с соответствующим снижением давления в месте выхода охлаждающего воздуха из пера рабочей лопатки и повышением расхода охлаждающего воздуха.

При - повышается давление в месте выхода охлаждающего воздуха и снижается его расход через рабочую лопатку турбины.

При - увеличиваются утечки через лабиринтное уплотнение верхней рабочей лопатки турбины по разрезному кольцу.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.

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

Высокотемпературная турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с наружным корпусом 3, в котором установлена сопловая лопатка 4 и ниже по потоку газа 5 в проточной части 6 - разрезное секторное кольцо 7, а также из ротора 8 с рабочей лопаткой 9, передний 10 и задний 11 уплотнительные гребешки на верхней полке 12 которой образуют с внутренней поверхностью 13 разрезного кольца 7 лабиринтное уплотнение 14.

Сопловая лопатка 4 зафиксирована в осевом положении стопорным кольцом 15, между осевым кольцевым выступом 16 которого и наружным корпусом 3 установлена лента 17 с образованием кольцевых замкнутых полостей 18 и 19 между лентой 17 и корпусом 3.

Разрезное секторное кольцо 7 выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке 4 ребром 20 с образованием кольцевой воздушной полости 21, на входе соединенной с воздушной полостью 22 охлаждения сопловой лопатки 4, а на выходе - с проточной частью 6 турбины 1 через щелевую кольцевую полость 23, образованную верхней полкой 24 сопловой лопатки 4 и коническим ребром 20. Щелевая полость 23 расположена с внутренней стороны от верхней полки 12 рабочей лопатки 9.

Для обеспечения прирабатываемости разрезного кольца 7 в случае его касания об уплотнительные гребешки 10 и 11, рабочая поверхность 13 кольца 7, ответная гребешкам 10 и 11, образована торцами 25 кольцевых микрогребешков 26, которые выполнены за одно целое с разрезным кольцом 7.

Внутренняя воздушная полость 27 рабочей лопатки 9 сообщается с межлабиринтной полостью 28 между уплотнительными гребешками 10 и 11 ниже по потоку переднего гребешка 10, что способствует при увеличенном радиальном зазоре 62 по заднему гребешку 11 увеличению расхода охлаждающего воздуха через воздушную полость 27 рабочей лопатки 9.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной турбины 1 газотурбинного двигателя поток охлаждающего воздуха, истекающий из щелевой кольцевой полости 23, способствует снижению температуры переднего уплотнительного гребешка 10 и ответной ему рабочей поверхности 13 разрезного кольца 7, а также передней по потоку части верхней полки 12 рабочей лопатки 9.

Повышенный расход охлаждающего воздуха, истекающий из внутренней полости 27 рабочей лопатки 9 в межлабиринтную полость 28, способствует снижению температуры заднего уплотнительного гребешка 11 и ответной ему рабочей поверхности 13 кольца 7.