Результат интеллектуальной деятельности: ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина газотурбинного двигателя, охлаждающий воздух в которой на охлаждение ротора подается через полости подвода воздуха под жаровыми трубами камеры сгорания [1].

Недостатком известной конструкции является пониженная надежность конструкции из-за отсутствия охлаждения дисков второй и третьей ступени турбины, так как охлаждается только диск первой ступени.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, в которой охлаждающий воздух на охлаждение первой и второй ступеней подается по отдельным трубам, расположенным под камерой сгорания двигателя [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность и экономичность турбины, так как на охлаждение диска турбины второй ступени расходуется тот же охлаждающий воздух, что и на охлаждение диска первой ступени, т.е. "дорогой" воздух повышенного давления с повышенной температурой.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя путем охлаждения в турбине диска первой ступени с рабочими лопатками первой ступени "дорогим" охлаждающим воздухом из-за компрессора, а диска второй ступени с рабочими лопатками второй ступени более "дешевым" и холодным воздухом из-за промежуточной ступени компрессора.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с опорой роликоподшипника и охлаждаемыми рабочими лопатками первой и второй ступеней, внутренние полости которых через промежуточные полости соединены трубами с выходом компрессора, согласно изобретению опора роликоподшипника выполнена с наклонной стенкой, к которой пристыкован S-образный упругий фланец с цилиндрической и с радиальной стенками с образованием кольцевой замкнутой полости, на входе соединенной трубами с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе - с внутренней полостью второй рабочей лопатки, причем в кольцевой полости установлены наклонные патрубки, соединяющие внутреннюю полость первой рабочей лопатки трубами с выходом компрессора, при этом патрубки относительно труб и наклонной стенки опоры установлены телескопически.

Благодаря кольцевой замкнутой полости, образованной наклонной стенкой опоры роликоподшипника, цилиндрической и радиальной стенками S-образного упругого фланца осуществляется охлаждение рабочей лопатки второй ступени с минимальными гидравлическими потерями.

Выполнение упругого фланца в виде S-образного элемента исключает появление дополнительных напряжений из-за разных температурных деформаций фланца и опоры с наклонной стенкой.

Телескопическое соединение патрубков с трубами и с наклонной стенкой исключает возникновение термических напряжений при термических деформациях опоры, фланца и патрубка, что повышает надежность турбины.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбины.

На фиг.2 - вид А на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.

На фиг.4 - сечение В-В на фиг.2.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 с дисками первой и второй ступеней 3 и 4, на которых установлены охлаждаемые рабочие лопатки первой и второй ступеней 5 и 6, а также покрывные дефлекторы 7 и 8 первой и второй ступеней. Междисковая полость 9 уплотнена от попадания в нее газа с помощью промежуточных дисков 10 и 11 первой и второй ступеней. Ротор 2 установлен на радиально-упорном подшипнике 12, опора 13 статора 14 которого выполнена с наклонной стенкой 15, на которой с помощью болтов 16 закреплены трубы 17 подвода охлаждающего воздуха или из-за компрессора (не показано), или из-за промежуточной ступени компрессора (не показано). На опоре 13 также с помощью болтов 18 установлен S-образный упругий фланец 19 с цилиндрической 20 и радиальной 21 стенками, образующий совместно с наклонной стенкой 15 кольцевую замкнутую полость 22, соединенную на входе через отверстия 23 в наклонной стенке 15 с трубами 17, а на выходе - через отверстия 24 в радиальной стенке 21 и промежуточные воздушные полости 25 пониженного давления с междисковой полостью 9 и с внутренней полостью охлаждаемой рабочей лопатки второй ступени 6. В кольцевой полости 22 установлены также наклонные патрубки 26, соединяющие часть труб 17 с отверстиями 27 в цилиндрической стенке 20 и закрепленные на этой стенке болтами 28. Относительно труб 17 и отверстий 23 в стенке 15 своими внутренними хвостовиками 29 патрубки 26 установлены телескопически. Через патрубки 26 и трубы 17 полость высокого давления 30, ограниченная опорой соплового аппарата 31 и диафрагмой 32, через промежуточные каналы 33 соединена с внутренней полостью первой рабочей лопатки 5.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя охлаждающий воздух из-за компрессора (не показано) поступает с минимальными поворотами и гидравлическими потерями по трубам 17, патрубкам 26 через полости высокого давления 30, 33 во внутреннюю полость рабочей лопатки первой ступени 5, осуществляя ее охлаждение. По трубам 17, расположенным в другой радиальной плоскости, низкотемпературный охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора (не показано) через кольцевую полость 22, отверстия 24 в радиальной стенке 21, промежуточные полости пониженного давления 25 и междисковую полость 9 с минимальными гидравлическими потерями поступает во внутреннюю полость рабочей лопатки второй ступени 6, осуществляя ее охлаждение. При доводке системы охлаждения турбины в случае необходимости перераспределения между собой расходов охлаждающего воздуха высокого давления и воздуха пониженного давления заданное перераспределение получается путем уборки или установки патрубков 26. Телескопическое соединение патрубков 26 с трубами 17 и с наклонной стенкой 15 по отверстиям 23 исключает возникновение термических напряжений при термических деформациях опоры 13, фланца 19 и патрубка 26, что повышает надежность турбины. Выполнение фланца 19 в виде S-образного упругого элемента исключает появление дополнительных напряжений из-за разных температурных деформаций фланца 19 и опоры 13 с наклонной стенкой 15.

Источники информации

1. Г.С.Скубачевский, "Авиационные газотурбинные двигатели", М., Машиностроение, 1981 г., стр.162, рис. 5.55.

2. С.А.Вьюнов, "Конструкция и проектирование авиационного ГТД", М. "Машиностроение", стр.205, рис. 4.52 - прототип.