Результат интеллектуальной деятельности: ТУРБИНА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

Изобретение относится к турбинам высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина высокого давления, диски ротора которой выполнены с радиальными отверстиями во фланце крепления к валу (Патент РФ №2369746, F01D 5/06, 2009 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как радиальные отверстия во фланце являются концентратором напряжений, что снижает циклическую долговечность диска.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина высокого давления, диск которой фланцевым соединением установлен на валу, размещенном в подшипнике качения, масляная полость которого уплотнена лабиринтными воздушными уплотнениями (Патент США №6763653, F02C 3/067, F02K 3/072, 2004 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных тепловых потоков, поступающих на подшипник качения во время работы турбины.

Массивные диски турбины высокого давления являются также тепловым аккумулятором, интенсивно отдающим накопленное во время работы тепло в подшипниковую опору после остановки газотурбинного двигателя, что вызывает коксование масла в подшипниковой опоре и снижение надежности турбины высокого давления.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины высокого давления путем снижения отдачи тепла от диска ротора к подшипнику за счет организации «петлевой» системы охлаждения вала как на режимах работы турбины высокого давления, так и после ее остановки.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбине высокого давления, включающей вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником, согласно изобретению, межлабиринтная воздушная полость повышенного давления через радиальную перфорацию в лабиринте соединена с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, указанная щелевая полость на выходе через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала связана с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом и соединенной через радиальные ближние к диску отверстия в валу с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска.

Соединение межлабиринтной воздушной полости повышенного давления через радиальную перфорацию с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, позволяет осуществить вначале интенсивное струйное, а затем конвективное охлаждение внешней поверхности вала, уменьшая тем самым тепловые потоки, идущие к подшипнику от нагретого до высокой температуры диска.

Соединение указанной щелевой кольцевой полости через радиальные, ближние к подшипнику отверстия вала с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом, позволяет с помощью радиальных отверстий уменьшить тепловые потоки, идущие по центральной части вала, и обеспечивает интенсивное охлаждение внутренней поверхности вала.

Во внутренней щелевой полости охлаждающий воздух движется навстречу тепловому потоку, идущему от диска к подшипнику, что также улучшает охлаждение вала. Соединение внутренней щелевой кольцевой полости через радиальные, ближние к диску отверстия с воздушной полостью низкого давления, позволяет уменьшить тепловой поток, поступающий по центральной части вала к щелевым полостям.

Заявляемая конструкция турбины позволяет организовать «петлевую» систему охлаждения вала на режимах работы и после ее остановки.

После остановки турбины высокого давления ближайшие к диску и ближние к подшипнику радиальные отверстия в валу создают дополнительное сопротивление тепловому потоку, идущему по валу от диска к подшипнику, что исключает коксование масла в масляной полости подшипника качения.

На фиг.1 показан продольный разрез турбины высокого давления, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из диска 2, фланцевым соединением 3 установленного на валу 4, который в свою очередь размещен в подшипнике качения 5 опоры турбины 6, масляная полость 7 которой отделена от воздушной полости 8 низкого давления расположенными между диском 2 и подшипником 5 лабиринтными воздушными уплотнениями 9.

Межлабиринтная воздушная полость повышенного давления 10 лабиринтного уплотнения 9 на выходе через радиальную перфорацию 11 в лабиринте 12 соединена с внешней кольцевой щелевой полостью 13 между лабиринтом 12 и наружной поверхностью 14 вала 4 со стороны подшипника 5 в радиальном направлении и между диском 2 и подшипником 5 в осевом направлении.

Внешняя щелевая полость 13 и на выходе через ближние к подшипнику 5 радиальные отверстия 15 вала 4 связана с внутренней щелевой кольцевой полостью 16 между внутренней втулкой 17 и внутренней поверхностью 18 вала 4. Внутренняя щелевая кольцевая полость 16 на выходе через ближние к диску 2 радиальные отверстия 19 вала 4 соединена через каналы 20 с воздушной полостью низкого давления 8, расположенной со стороны диска 2.

Утечки масла из масляной полости 7 исключаются за счет наддува лабиринтного уплотнения 21 воздухом повышенного давления из межлабиринтной воздушной полости 10.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе турбины 1 высокого давления охлаждающий воздух проходит через радиальную перфорацию 11 лабиринта 12 вдоль внешней кольцевой щелевой полости 13, через радиальные отверстия 15 попадает во внутреннюю кольцевую полость 16, затем - в радиальные отверстия 19 и выходит через каналы 20 в воздушную полость 8 низкого давления. Таким образом формируется «петлевая» система охлаждения участка вала 4 между диском 2 и подшипником качения 5 (показана стрелками на фиг.2), которая охлаждает вал 4 и уменьшает тепловые потоки от диска 2 под действием перепада давления между воздушными полостями 10 и 8, что повышает надежность подшипника 5.

После остановки турбины 1 ближний к диску 2 ряд радиальных отверстий 19 и ближний к подшипнику 5 ряд радиальных отверстий 15 в валу 4 создает дополнительное сопротивление потоку тепла от диска 2 к подшипнику 5, что уменьшает нагрев подшипника 5 после остановки турбины 1 и повышает ее надежность.