Газовая турбина

 

Использование: авиационные двигатели. Сущность изобретения: газовая турбина содержит статор с сопловыми лопатками 1, ротор с рабочими лопатками 2, картер турбины 3 с подводящими охлаждающий воздух отверстиями 4 и отражатель 5. Охлаждающий воздух после компрессора или вторичный воздух из камеры сгорания, засоренный посторонними частицами, притекая к отверстию 4, ударяется об отражатель 5. Посторонние частицы при этом отбрасываются в проточную часть турбины двигателя, а очищенный воздух через щель между отражателем и картером поступает в систему охлаждения турбины. 2 з. п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к разработке газовых турбин, в частности к конструкции системы охлаждения сопловых, рабочих лопаток и дисков турбины авиационных газотурбинных двигателей, стационарных и транспортных установок.

Газовая турбина является одним из основных узлов современных газотурбинных двигателей. Развитие газовых турбин происходит по пути повышения температуры газов. В настоящее время она достигает величины Т_г 1600 - 1700К. Совершенствование газовых турбин происходит как за счет создания новых жаропрочных материалов и покрытий, так и за счет совершенствования конструкции, разработки все более интенсивных методов охлаждения элементов газовых турбин.

В большинстве газовых турбин, содержащих диски с дефлекторами и охлаждаемые лопатки, для охлаждения используется воздух, отбираемый от компрессора, либо вторичный воздух камеры сгорания. Система охлаждения выполняется либо конвективной, осуществляемой путем протекания воздуха под дефлектором диска, и поступления его внутрь полой лопатки, а затем выброс его через верхний торец или выходную кромку лопатки в проточную часть турбины; либо конвективно-пленочной, когда часть охлаждающего воздуха через перфорированную стенку лопатки выпускается на наружную поверхность, полностью или частично заменяя газ в пограничном слое на лопатке [1 и 2] Недостатком существующих конструкций является то, что охлаждение лопаток воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора двигателя, существенно увеличивает удельный расход топлива за счет того, что на сжатие охлаждающего воздуха затрачивается часть работы цикла, а работы этот воздух совершает меньше, чем мог бы совершить проходя через проточную часть турбины, так как при протекании по каналам охлаждения теряет часть своей энергии. Рост степени повышения давления в современных газотурбинных двигателях приводит к повышению температуры охлаждающего воздуха и уменьшению температурного напора. Ориентировочно можно считать, что в зависимости от КПД узлов двигателя 1 отбора воздуха на охлаждение турбины увеличивает удельный расход топлива на 0,5 0,7 Отбор воздуха на охлаждение турбины на современных двигателях составляет G_охл 10...12%,, что приводит к значительному увеличению удельного расхода топлива.

Другим недостатком способа охлаждения турбины воздухом, отбираемым из-за компрессора или вторичным воздухом камеры сгорания является то, что в этом воздухе присутствует значительное количество посторонних частиц от выработки уплотнений компрессора, сажи, кокса от неполного сгорания топлива, а также пыли, попадающей на вход в компрессор двигателя. Попадание посторонних частиц внутрь лопаток и налипание их на стенки значительно снижает теплоотвод от стенки к воздуху за счет роста температурного градиента в стенке лопатки, что увеличивает температуру лопатки.

Следует отметить, что это явление особенно присуще двигателям стационарных газотурбинных установок, силовым установкам наземного транспорта и вертолетным двигателям и в меньшей степени проявляется на силовых установках самолетов. Влияние отложений усугубляется при больших ресурсах двигателей.

Вскрытие и осмотр внутренней поверхности лопаток двигателя НК-12СТ и других двигателей, имеющих наработку 300 1000 ч показал, что поверхность каналов охлаждения покрыта плотным слоем отложений, образующихся из частиц, попадающих внутрь лопаток с охлаждающим воздухом.

Цель изобретения повышение надежности работы турбины.

Цель достигается тем, что газовая турбина силовой установки, содержащая рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, силовой картер с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины, образующий с внутренним кожухом камеры сгорания полость, сообщенную с проточной частью турбины, и она снабжена отражателем, установленным в полости над отверстиями картера с образованием щели; отражатель выполнен в виде кольца или в виде отдельных элементов.

Воздух, засоренный посторонними частицами на подводе в систему охлаждения ударяется в кольцо и частицы по инерции отбрасываются в проточную часть турбины, а очищенный воздух из-под кольца отражателя поступает в систему охлаждения турбины.

Изобретение поясняется чертежом, на котором представлена проточная часть турбины.

Турбина состоит из статора с сопловыми лопатками 1, ротора с рабочими лопатками 2, силового картера турбины 3 с подводящими охлаждающий воздух отверстиями 4 и кольца-отражателя 5.

Турбина работает следующим образом.

Охлаждающий воздух, отбираемый из-за компрессора или вторичный воздух камеры сгорания, засоренный посторонними частицами от выработки уплотнений компрессора, сажи, кокса из-за неполного сгорания топлива в камере сгорания, пыли, попадающей в проточную часть двигателя из внешней атмосферы, притекая к отверстиям 4 ударяется о кольцо-отражатель 5. Посторонние частицы, по инерции, при ударе о кольцо-отражатель, отбрасываются в проточную часть турбины двигателя, а очищенный воздух через щель между кольцом-отражателем и картером турбины поступает в систему охлаждения турбины. Протекая по каналам лопаток 1 и 2 и под дефлектором диска воздух отбирает тепло и выбрасывается в проточную часть турбины двигателя.

Экономический эффект предполагаемого изобретения проявится в повышении надежности и ресурса работы сопловых и рабочих лопаток турбины и повышения их ремонтопригодности.

Формула изобретения

1. Газовая турбина силовой установки, содержащая рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, силовой картер с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины, образующий с внутренним кожухом камеры сгорания полость, сообщенную с проточной частью турбины, отличающаяся тем, что она снабжена отражателем, установленным в полости над отверстиями картера с образованием щели.

2. Турбина по п. 1, отличающаяся тем, что отражатель выполнен в виде кольца.

3. Турбина по п. 1, отличающаяся тем, что отражатель выполнен в виде отдельных элементов.

РИСУНКИ

Рисунок 1