Результат интеллектуальной деятельности: ОХЛАЖДАЕМАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к авиадвигателестроению, преимущественно к газовым турбинам авиационных двигателей, в частности, к устройствам охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость.

/RU 2447302, МПК F02C 7/12, F01D 5/18. Опубликовано: 10.04.2012/

Недостатком данной конструкции является недостаточная защита и охлаждение периферийной (концевой) части рабочей лопатки. А именно, представленная система охлаждения рабочей лопатки не обеспечивает достаточного охлаждения периферийного участка, т.к. охлаждающие каналы не доходят до этой зоны, а развитая система отверстий отсутствует. В то же время, периферийный участок лопатки омывается горячими газами, т.к. просачивающийся газ по зазорам между статором и креплением соплового аппарата выходит под прямым углом к основному потоку и имеет низкое значение собственной энергии вследствие больших потерь в стыках. Поэтому данный охлаждающий поток быстро размывается основным потоком газа и не обеспечивает защиту периферийного участка рабочей лопатки. Охлаждающий воздух, выдуваемый равномерно через надроторную вставку, создает недостаточную завесу, особенно на входном участке профиля периферийного сечения. Кроме всего прочего, данная завеса быстро разрушается потоками, возникающими в зазоре между концом рабочей лопатки и надроторной вставкой. Достижение необходимой рабочей температуры лопатки в периферийном сечении с использованием данной системы приведет к значительному перерасходу охлаждающего воздуха и к значительному уменьшению КПД турбины.

Задачей изобретения является создание охлаждаемой турбины с регулируемым гидравлическим сопротивлением в радиальном зазоре газовоздушного тракта и повышение эффективности охлаждения периферийного участка рабочей лопатки газовой турбины.

Ожидаемый технический результат - снижение температуры материала периферийного участка рабочей лопатки, снижение температурных напряжений в периферийной зоне лопатки, увеличение запаса прочности рабочей лопатки и увеличение ее ресурса работы, уменьшение перетечек газа через радиальный зазор и увеличение КПД турбины.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известной турбине, содержащей наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость, по предложению в надроторной вставке и торцевой поверхности каждой рабочей лопатки выполнены выпускные отверстия, лопатки снабжены внутренней перегородкой с входными отверстиями, а ее торцевая полость - разделительным ребром, перегородка установлена с зазором относительно торцевой поверхности с образованием суммирующей полости, а разделительное ребро установлено в торцевой полости в плоскости вращения лопатки на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки с образованием открытых передней и задней полостей, при этом выпускные отверстия в торцевой поверхности рабочей лопатки выполнены в задней полости, а суммирующая полость соединена через входные отверстия во внутренней перегородке с каналами охлаждения лопаток и соединена через выпускные отверстия в торцевой поверхности с задней полостью и с газовоздушным трактом через отверстия в выходной кромке лопатки, причем выпускные отверстия в надроторной вставке выполнены над передней полостью, а суммарная площадь выпускных отверстий из суммирующей полости равна S_∑=(3…6)S_in суммарной площади входных отверстий во внутренней перегородке, где

X - осевой размер профиля лопатки;

S_∑ - площадь выпускных отверстий из суммирующей полости;

S_in - площадь входных отверстий.

Рабочие лопатки могут быть снабжены каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. В торцевой поверхности передней полости может быть выполнен канал, сообщающий полость канала охлаждения, расположенного вдоль входной кромки, с открытой передней полостью.

В предложенном решении для охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины в ней выполнена система каналов, отверстий и полостей. Согласно обобщающей формуле, применимой к каналам:

Nu_кан=0,022·Pr^0,43·Re^0,8,

где Nu_кан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, для получения значительного теплосъема со стенок канала необходимо увеличить скорость потока (т.е. увеличить значение числа Рейнольдса), а это возможно при увеличении расхода охлаждающего воздуха через каналы, что негативно скажется на КПД турбины.

Для повышения теплосъема со стенок каналов необходимо организовывать струйное натекание охлаждающего воздуха на стенки. Согласно обобщающей формуле, применимой к струйным системам, возможным в рабочих лопатках:

Nu_стр=0,97·Pr^0,33·Re^0,76,

число Нуссельта Nu_стр, рассчитанное для системы со струйным натеканием, увеличивается в 5…10 раз, по сравнению с числом Нуссельта для канала Nu_кан.

Для организации струйного натекания, в периферийной части рабочей лопатки выполнена суммирующая полость, образованная стенкой профиля рабочей лопатки, торцевой поверхностью и внутренней перегородкой. Во внутренней перегородке выполнены входные отверстия, соединяющие основную систему каналов охлаждения лопатки с суммирующей полостью. В выходной кромке рабочей лопатки выполнены одно или несколько отверстий, соединяющих суммирующую полость с газовоздушным трактом турбины. Также в торцевой поверхности выполнены отверстия, выходящие в заднюю торцевую полость, образованную в радиальном зазоре над рабочей лопаткой при помощи выступа, выполненного по периметру торцевого профиля лопатки, и разделительным ребром, выполненным на торцевой поверхности и расположенным на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки в плоскости вращения лопатки, где X - осевой размер профиля лопатки. С целью формирования натекающих на торцевую поверхность струй охлаждающего воздуха, выходящего через входные отверстия, суммарная площадь выпускных отверстий S_∑ в 3…6 раз больше суммарной площади входных отверстий S_in. При этом если суммарные площади отличаются незначительно (отношение меньше 3), то струйное истечение не организуется, либо не возникает ударного натекания - происходит размытие струи. Выполнение отверстий с отношением площадей больше 6 затруднительно вследствие ограничения размеров отверстий геометрическими размерами самой лопатки, а также требованиями к прочности лопатки, при этом прирост эффективности незначителен. Охлаждающий воздух, выходящий через отверстия в торцевой поверхности, участвует в организации внешнего заградительного слоя, снижающего количество подводимого тепла от газа к лопатке, а также увеличивает гидравлическое сопротивление радиального зазора, тем самым уменьшающее паразитные перетечки газа через зазор. Для дополнительного охлаждения передней части профиля лопатки, организации внешнего защитного слоя и повышения гидравлического сопротивления входного участка радиального зазора, в переднюю торцевую полость рабочей лопатки через отверстия, выполненные в надроторной вставке, вдувается охлаждающий воздух. С целью повышения эффективности охлаждения входной кромки, рабочая лопатка может быть снабжена каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. При необходимости, канал, расположенный вдоль входной кромки, может быть соединен с передней торцевой полостью. Таким образом, путем организации внутреннего (со стороны внутренней перегородки) и внешнего (со стороны надроторной вставки) струйного натеканий на торцевую поверхность рабочей лопатки повышается эффективность охлаждения периферийного участка рабочей лопатки, после чего охлаждающий воздух направляется в защитный холодный слой, препятствующий подводу тепла, вокруг профиля периферийного участка, что позволяет многократно использовать охлаждающий воздух и повышает эффективность его использования. Дополнительно выдув охлаждающего воздуха в радиальный зазор повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, что уменьшает перетечки газа через зазор.

Изобретение поясняется графически:

Фиг.1 - схема двигателя.

Фиг.2 - схема турбины.

Фиг.3 - внешний вид рабочей лопатки.

Фиг.4 - разрез периферийного участка рабочей лопатки.

Фиг.5 - варианты исполнения рабочей лопатки.

Авиационный газотурбинный двигатель состоит из компрессора 1, камеры сгорания 2 и турбины 3. Корпус 4 турбины, неподвижные сопловые лопатки 5 и вращающиеся рабочие лопатки 6 образуют газовоздушный тракт 7. Для охлаждения деталей турбины имеются трубы подвода 8 и 9 воздуха, отбираемого из компрессора. Корпус 4 и верхняя полка 10 сопловой лопатки 5 образуют коллектор 11, сообщающийся с трубой 8. Коллектор 11 соединен с газовоздушным трактом 7 отверстиями 12, а при помощи транзитного канала 13 соединена с аппаратом закрутки 14. Корпус 4 и надроторная вставка 15 образуют коллектор 16, сообщающийся с трубой 9. Через отверстия 17 в надроторной вставке 15 полость 16 соединена с газовоздушным трактом 7. Вращающиеся рабочие лопатки 6 установлены на диске 18, к которому крепится вал отбора мощности 19. Диск 18 фиксируется относительно корпуса 4 при помощи опоры 20. В диске 18 выполнены подводящие отверстия 21, подводящие охлаждающий воздух к системе охлаждения рабочей лопатки 6. Торец рабочей лопатки 6 и надроторная вставка 15 образуют радиальный зазор 5. В рабочей лопатке 6 различают: входную кромку 22, выходную кромку 23, корыто 24 и спинку 25. На торце лопатки по периметру профиля выполнен выступ 26. Ребро 27, установленное в плоскости вращения рабочей лопатки 6, совместно с выступом 26 образуют полости: переднюю торцевую полость 28 и заднюю торцевую полость 29. Внутри лопатки 6 на периферии выполнена суммирующая полсть 30, образованная стенкой профиля лопатки, внутренней перегородкой 31 и торцевой поверхностью 32, суммирующая полость, соединенная входными отверстиями 33 с каналами системы охлаждения лопатки. Выходным отверстием 34, выполненным на выходной кромке 23 рабочей лопатки, суммирующая полость 30 соединена с газовоздушным трактом 7 турбины. Выходные отверстия 35 соединяют суммирующую полость 30 с задней торцевой полостью 29. При необходимости, канал охлаждения 36, расположенный под входной кромкой 22, отделен от суммирующей полости и соединен с газовоздушным трактом 7 отводящими каналами 37. Для дополнительного наддува передней торцевой полости 28, в торцевой поверхности 32 выполнено отверстие 38, соединяющее канал охлаждения 36 с передней торцевой полостью.

При работе газотурбинного двигателя, часть воздуха с высоким давлением отбирается из компрессора 1 (например, из последней ступени компрессора) на охлаждение деталей турбины 3 и по трубе 8 направляется в коллектор 11. Часть охлаждающего воздуха через отверстия 12 в верхней полке 10 соплового аппарата выдувается в газовоздушный тракт 7 турбины, создавая на периферии перед рабочими лопатками 6 слой относительно холодного газа, препятствующий подводу тепла к лопатке. Большая часть охлаждающего воздуха из коллектора 11 через транзитный канал 13, аппарат закрутки 14 и отверстия 21 в диске 18 попадает в каналы охлаждения рабочей лопатки. Часть этого воздуха через отверстия 33 во внутренней перегородке попадает в суммирующую полость 30. Часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости 30 выходит через отверстие 34 в зону наименьшего профильного давления лопатки, расположенную за выходной кромкой 23. Другая часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости через выходные отверстия 31 попадает в заднюю торцевую полость 29. Площадь S_in входных отверстий 33 и площадь S_∑ выходных отверстий 31 и 34 находятся в отношении S_∑=(3…6)S_in, что делает входные отверстия 33 определяющими расход охлаждающего воздуха через суммирующую полость 30 и при этом организует ударное натекание воздуха на торцевую поверхность 32. Ударное натекание воздуха позволяет увеличить теплосъем с торцевой поверхности 32, тем самым снизить температуру материала периферийного участка лопатки. Согласно обобщающим формулам:

Nu_кан=0,022·Pr^0,43·Re^0,8,

Nu_стр=0,97·Pr^0,33·Re^0,76,

где Nu_кан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Nu_стр - число Нуссельта, рассчитанное при струйном натекании; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, теплосъем при струйном натекании в 5…10 раз выше, чем при течении воздуха вдоль канала. Давление газа P_зазора в радиальном зазоре уменьшается от давления перед рабочей лопаткой - точка В на графике, фиг.4, до давления за рабочей лопаткой - точка D. Точка С на графике соответствует давлению в зазоре, равном давлению в суммирующей полости, а участок CD соответствует меньшему давлению, чем давление в суммирующей полости. Для стабилизации этого участка, а также для дополнительного снижения давления в радиальном зазоре в конструкции лопатки предусмотрено разделительное ребро 27, установленное на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки 22 и в плоскости вращения рабочей лопатки, где X - осевой размер рабочей лопатки. Таким образом, охлаждающий воздух, выходящий через отверстия 35 в торцевой поверхности 32, попадает в заднюю торцевую полость 29 с низким давлением и надувает ее охлаждающим воздухом, что приводит к организации холодного слоя, препятствующего подводу тепла к задней части периферийного участка лопатки и задней части надроторной вставки 15. Наддув задней торцевой полости 29 позволяет повысить гидравлическое сопротивление радиального зазора, что препятствует перетечкам газа с корыта 24 на спинку 25, тем самым повышая КПД турбины. Наддув передней торцевой полости 28 осуществляется охлаждающим воздухом, отбираемым из средней части компрессора 1, подаваемым в коллектор 16 по трубе 9 и выдуваемый через отверстия 17 в надроторной вставке 15. Этот воздух повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, а также образует холодный слой вокруг периферийного профиля рабочей лопатки и по поверхности надроторной вставки, обращенной к газовоздушному тракту турбины. При необходимости, для увеличения заградительного холодного слоя на периферии рабочей лопатки, создаваемого воздухом, выходящим через отверстия 12 в полке 10 соплового аппарата, канал охлаждения 36 отделяется от суммирующей полости перегородкой и охлаждающий воздух выходит в газовоздушный тракт через отверстия 37. Для создания дополнительного наддува в передней торцевой полости 28, канал охлаждения 36 соединяется с передней торцевой полостью отверстием 38.

Применение конструктивных усовершенствований в турбине позволяет снизить температуры материала периферийного участка рабочей лопатки до рабочей температуры материала, уменьшить температурные напряжения в периферийной зоне лопатки, повысить запас прочности рабочей лопатки и увеличить ее ресурс работы, позволяет уменьшить перетечки газа через радиальный зазор и увеличить КПД турбины.