Результат интеллектуальной деятельности: ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам авиационных двигателей, а также наземных газотурбинных установок.

Известна газовая турбина с охлаждаемыми сопловыми лопатками I-й ступени, установленными между внутренним сопловым корпусом и корпусом соплового аппарата наружного корпуса [1].

Недостатком такой конструкции является низкая надежность в результате недостаточного охлаждения пера лопатки и верхней полки, особенно при высоких температурах газа перед турбиной.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина с охлаждаемыми сопловыми лопатками I-й ступени, внутренняя полость которых разделена на отдельные радиальные полости радиальными перегородками [2].

Недостатком такой конструкции является недостаточная надежность из-за низкого конвективного охлаждения верхних полок сопловых лопаток, прогар которых может привести к поломке турбины.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины за счет интенсификации конвективного охлаждения сопловых лопаток турбины.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной газовой турбине, содержащей сопловые лопатки, перья которых разделены ребрами на радиальные полости, на выходе сообщающиеся с проточной частью турбины, согласно изобретению сопловые лопатки установлены верхними полками в наружном кольце и образуют с ним переднюю и заднюю замкнутые полости, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с радиальными полостями сопловых лопаток, при этом F₁:F₂=1,1... 3, где F₁ и F₂ - площади каналов, соединяющих соответственно переднюю и заднюю замкнутые полости с полостью подвода охлаждающего воздуха.

Установка сопловых лопаток верхними полками в наружном кольце позволяет исключить паразитные утечки охлаждающего воздуха через окружные зазоры между лопатками.

Образование передней и задней замкнутых полостей, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с радиальными полостями сопловых лопаток, позволяет исключить взаимное влияние передней и задней полостей пера лопаток. В случае прогара одной из полостей, поломки лопатки не произойдет, т. е. дефект останется локализованным, а турбина сохранит свою работоспособность.

При соотношении площадей F₁ и F₂ каналов, соединяющих соответственно переднюю и заднюю замкнутые полости с полостью подвода охлаждающего воздуха, равном 1,1. . . 3, осуществляется интенсификация охлаждения входной кромки лопатки, т. к. перепад давления воздуха между полостью подвода охлаждающего воздуха и выходной кромкой существенно больше, чем перепад давления между этой полостью и входной кромкой лопатки.

При F₁: F₂<1,1 существенно увеличивается расход охлаждающего воздуха через выходную щель, что приводит к снижению вибропрочности последующей за сопловой рабочей лопатки турбины.

В случае, когда F₁:F₂>3, из-за уменьшения расхода охлаждающего воздуха через выходную щель может произойти прогар выходной кромки лопатки.

На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной газовой турбины; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.

Высокотемпературная газовая турбина 1 включает ротор 2 и статор 3 с сопловым аппаратом I-й ступени 4, сопловые лопатки I-й ступени 5 которого подвержены воздействию высокотемпературного газа, протекающего по проточной части 6 турбины 1.

Сопловые лопатки I-й ступени 5 своими верхними полками 7 установлены в наружном кольце 8 с образованием между кольцом 8 и полкой 7 передней 9 и задней 10 полостей, которые с помощью каналов 11, 12 и 13 соединены на входе с кольцевой воздушной полостью 14, образованной кольцом 8 и наружным корпусом 15.

Радиальная перегородка 16, разделяющая между собой переднюю 9 и заднюю 10 полости, выполнена за одно целое с сопловой лопаткой 5 и разделяет внутреннюю полость ее пера 17 на две несообщающиеся между собой полости: переднюю 18 и заднюю 19 полости пера 17, которые через перфорированные дефлекторы 20 и 21, а также перфорацию 22 на входной кромке 23 и на пере 17 лопатки 5 и выходную щель 24 выходной кромки 25, соединены на выходе с проточной частью 6 турбины 1, а на входе - с передней 9 и задней 10 полостями.

Охлаждающий воздух 26 поступает в кольцевую воздушную полость 14 из воздушной полости камеры сгорания (не показана).

Сопловые лопатки 5 установлены в наружном кольце 8 с окружными зазорами 27 для компенсации термических расширений верхней полки 7 относительно кольца 8.

Работает заявляемое устройство следующим образом.

При работе двигателя горячий газ из камеры сгорания протекает по проточной части 6 турбины 1, стремясь разогреть сопловую лопатку I-й ступени 5, в том числе ее верхнюю полку 7.

Однако охлаждающий воздух 26 из кольцевой полости 14 через каналы 11, 12, 13 интенсивно натекает на внешнюю поверхность верхней полки 7, осуществляя ее охлаждение. Так как расход воздуха на охлаждение I-й сопловой лопатки составляет 8...15% от величины расхода газа через проточную часть 6 турбины 1, то соответствующим количеством воздуха и охлаждается верхняя полка 7, что существенно снижает ее температуру.

Далее, через полости 9 и 10 охлаждающий воздух поступает в переднюю 18 и заднюю 19 полости пера 17 лопатки 5, где через перфорированные дефлекторы 20 и 21 охлаждает перо 17 лопатки 5 и через перфорацию 22 входной кромки 23 и выходную щель 24 выходной кромки 25 вытекает в проточную часть 6 турбины 1.

Полости 9 и 10 являются замкнутыми и разделенными между собой радиальным ребром 16. Поэтому в случае прогара пера 17 лопатки 5 или верхней полки 7, например, в зоне выходной кромки 25, существенного расхода охлаждающего воздуха 26 через заднюю полость 21 не происходит, т.к. канал 13 будет служить жиклером для такого увеличенного расхода охлаждающего воздуха 26, т.е. при этом не происходит и уменьшения расхода воздуха 26 через переднюю полость 18.

Перепад давления воздуха 26 между кольцевой полостью 14 и выходной кромкой 25 существенно больше, чем перепад давления между полостью 14 и входной кромкой 23.

Работоспособность такой конструкции подтверждена существенной наработкой в эксплуатации. В случае прогара одной из полостей поломки лопатки 5 не происходит, т.е. дефект остается локализованным, не разрастается, а турбина 1 сохраняет свою работоспособность.

Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.183, рис.4.41е.

2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.180, рис.4.38.