Результат интеллектуальной деятельности: ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

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

Известна высокотемпературная газовая турбина газотурбинного двигателя, первая сопловая лопатка в которой выполнена с охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки (патент RU №2443882, МПК: F02C 7/12, 2012 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за недостаточно эффективного охлаждения нижней полки первой сопловой лопатки.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, первая сопловая лопатка в которой установлена передним и задним направленными к оси двигателя ребрами в кольцевых канавках внутреннего кольца, причем кольцо выполнено за одно целое с опорой соплового аппарата, установленной на внутреннем корпусе камеры сгорания, а сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания (патент RU №2261350, МПК: F02C 7/12, 7/06, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в первой сопловой лопатке из-за разницы температурных деформаций наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины путем уменьшения напряжений в первой сопловой лопатке и уменьшения температуры нижней полки первой сопловой лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной газовой турбине, включающей рабочую лопатку первой ступени, а также первую сопловую лопатку, верхней полкой установленную в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установленную в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата, а также установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата, согласно изобретению внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата, при этом передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку, а задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки, причем α=20…40° и H/L=6…10, где α - угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины, Н - высота радиальной стенки упругого элемента, L - толщина радиальной стенки упругого элемента.

Выполнение внутреннего кольца первого соплового аппарата с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата позволяет за счет минимальной осевой жесткости гибкого элемента минимизировать дополнительные напряжения в сопловой лопатке первой ступени как из-за разницы в температурных деформациях нижней полки и внутреннего кольца, так и из-за разницы в температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.

Выполнение в передней по потоку газа части внутреннего кольца каналов подвода охлаждающего воздуха на первую сопловую лопатку позволяет при минимальных гидравлических потерях охлаждающего воздуха организовать интенсивное конвективно-пленочное охлаждение как нижней полки сопловой лопатки, так и пера сопловой лопатки.

Выполнение задней по потоку части внутреннего кольца с осевым кольцевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки с углом наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины α=20…40° позволяет уменьшить паразитные утечки воздуха из воздушной полости между первым сопловым аппаратом и первой рабочей лопаткой в проточную часть турбины, а также увеличить осевую жесткость ближнего к рабочей лопатке радиального кольцевого ребра внутреннего кольца, что повышает надежность турбины.

При α<20° - снижается прочность задней части внутреннего кольца.

При α>40° - увеличивается вес внутреннего кольца.

При H/L<6 - излишне повышаются напряжения в упругом элементе при температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.

При H/L>10 - увеличиваются радиальные габариты внутреннего кольца.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной газовой турбины.

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

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из соплового аппарата первой ступени 2 с первой сопловой лопаткой 3, а также из расположенной ниже по потоку газа 4 в проточной части 5 турбины первой рабочей лопатки 6.

Верхней полкой 7 сопловая лопатка 3 через промежуточное кольцо 8 газосборника камеры сгорания 9 установлена в наружном корпусе 10 камеры сгорания 9, а нижней полкой 11 передним 12 и задним 13 по потоку 4 радиальными ребрами установлена в канавках 14 и 15 внутреннего кольца 16. Между канавками 14 и 15 на кольце 16 размещен U-образный в поперечном сечении упругий элемент 17, центральной своей частью 18 с помощью радиального фланца 19 и болтового соединения 20 закрепленный на конической опоре 21 соплового аппарата, которая, в свою очередь, болтовым соединением 22 зафиксирована на внутреннем корпусе 23 камеры сгорания 9.

Передняя по потоку 4 часть 24 внутреннего кольца 16 выполнена с каналами 25 подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку 3, а задняя по потоку 4 часть 26 внутреннего кольца 16 выполнена с кольцевым осевым ребром 27 лабиринтного уплотнения 28 по нижней полке 29 первой рабочей лопатки 6, причем ребро 27 выполнено с углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31.

Работает устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной газовой турбины 1 на первую сопловую лопатку 3 действует значительная по величине газовая сила Р_r, которая радиальным ребром 13 нижней полки 11 передается на заднюю часть 26 внутреннего кольца 16, усиленную осевым ребром 27, что повышает долговечность кольца 16. Радиальное ребро 27 выполнено с увеличенным углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31, что способствует более интенсивному выравниванию температуры по длине ребра 27 при смене работы турбины 1 и повышению надежности турбины.