Турбина газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F01D5/08 - средства для подогрева, теплоизоляции или охлаждения

Турбина газотурбинного двигателя содержит основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом. В осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя. Такое выполнение турбины приводит к повышению надежности ее работы путем исключения загрязнения обода промежуточного диска охлаждающим воздухом. 2 ил.

Изобретение относится к области турбиностроения.

Известна турбина газотурбинного двигателя, ротор которой содержит тепловой экран между дисками первой и второй ступеней, выполненный в виде одного промежуточного диска [1].

Недостатком данной конструкции является низкая надежность, обусловленная недостаточной прочностью теплового экрана.

Известна двухступенчатая турбина высокого давления с основными и промежуточными дисками, ободная часть которого имеет сложную криволинейную форму. Воздух, идущий на охлаждение 2-ой рабочей лопатки, подается через канал между осевым выступом обода промежуточного диска и выступом основного диска [2] .

Однако, под действием центробежных сил загрязняющие частицы, которые несет с собой воздух, поступающий на охлаждение 2-ой рабочей лопатки, задерживаются и скапливаются в вогнутой части обода изнутри промежуточного диска. В результате этого наблюдается неравномерное охлаждение промежуточного диска, возникают термические напряжения, что ведет к трещинообразованию и поломке.

Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении надежности работы турбины путем исключения загрязнения обода промежуточного диска охлаждающим воздухом.

Данная задача решается за счет того, что в турбине газотурбинного двигателя, содержащей основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом, согласно изобретению в осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя.

Выполнение внутренней поверхности обода промежуточного диска с образующей, имеющей форму дуги окружности, и с наклонным каналом в осевом выступе обода позволяет загрязняющим частицам под действием центробежных сил, стремящимся отложиться на внутренней поверхности обода, "сливаться" в полость донышка пера рабочей лопатки и далее выбрасываться в проточную часть турбины.

Выполнение канала напротив каждой рабочей лопатки, а также то, что образующая поверхности периферийной части канала расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода и направлена в сторону проточной части, позволяет скапливающимся частицам беспрепятственно проскакивать в проточную часть двигателя, не накапливаясь на промежуточном диске и не вызывая ухудшения равномерности охлаждения обода и его поломки, так как с наружной стороны обода через радиальный зазор перетекает высокотемпературный газ.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.

На фиг. 1 показан продольный разрез турбины высокого давления высокотемпературного двигателя. На фиг.2 - элемент I заявляемой турбины в увеличенном виде.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, вращающегося относительно статора 2 на подшипнике 4. Ротор 3 включает в себя рабочее колесо I-ой ступени 5 и рабочее колесо II-ой ступени 6, состоящее из диска II-ой ступени 8. Междисковая полость 9 закрыта от попадания в нее горячего газа с помощью первого промежуточного диска 10 и второго промежуточного диска 11. Рабочая лопатка II-ой ступени 8 имеет внутреннюю охлаждаемую полость 12, которая на выходе соединена с проточной частью 13, а на входе - через донышко паза 14, полость 15, канал 16 во втором промежуточном диске 11 - с междисковой полостью 9. Канал 16 выполнен в осевом выступе 17 промежуточного диска 11. В статоре 2 закреплены сопловые лопатки 18, содержащие сотовый фланец 19. На промежуточном диске 11 выполнены лабиринтные гребешки 20, при этом фланец 19 и гребешки 20 образуют лабиринтное уплотнение, через радиальный зазор

которого в направлении II-ой рабочей лопатки 8 перетекает высокотемпературный газ (с температурой до 1000^oC для двигателя Д-30Ф6 и ПС-90А).

Образующая внутренней поверхности обода 21 промежуточного диска 11 имеет форму дуги окружности. Образующая поверхности периферийной части канала 16 расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода 21 и направлена в сторону проточной части 13 турбины.

Данное устройство работает следующим образом.

Охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора поступает в междисковую полость 9 для охлаждения промежуточных дисков 10, 11 и рабочего колеса II-ой ступени с рабочей лопаткой II-ой ступени 8. Охлаждающий воздух несет с собой загрязняющие частицы, которые могут "откладываться" на внутренней поверхности 21 промежуточного диска 11.

Однако, под действием центробежных сил, действующих на частицы 22, последние через каналы 16 уходят в полость 15 и далее, через проточную часть 13 турбины.

Источники информации: 1. Патент США N 3356340, Н.кл. 416-119, 1967 г.

2. Патент США N 5236302, F 01 D 5/06, F 01 D 11/00,1993 г.

Формула изобретения

Турбина газотурбинного двигателя, содержащая основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом, отличающаяся тем, что в осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

QZ4A Государственная регистрация изменений в зарегистрированный договор

Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 25.09.2000 № 11252

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), передающее(ие) исключительное право: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования: Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод" (RU)

Дата и номер государственной регистрации изменений, внесенных в зарегистрированный договор: 29.08.2011 РД0086143

Изменения:Исключение патентов на изобретения 2098649, 2087768, 2106508.

Дата публикации: 27.10.2011

Изобретение относится к газотурбостроению, в частности к турбинам, реактивным и ракетным двигателям, магнитогазо(гидро)динамическим (МГД) генераторам, где используются трубы, сопла, лопатки, внутри которых протекают или которые обтекают раскаленные газ или плазма

Комплексная система охлаждения роторов высокого и среднего давлений паровой турбины с промперегревом // 2118461

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано для охлаждения высокотемпературных роторов паровых турбин

Охлаждаемая газовая турбина // 2117163

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и, в частности к охлаждаемым газовым турбинам

Охлаждаемая рабочая лопатка турбомашины // 2097573

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к газовым турбинам авиационных двигателей

Газовая турбина // 2069768

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

Устройство для охлаждения элементов проточной части паровой турбины // 2037051

Изобретение относится к турбиностроению и может быть использовано при проектировании и модернизации паровых турбин

Клапан отсечки воздуха для охлаждения турбинных лопаток // 2037050

Изобретение относится к турбиностроению, в частности к клапанам отсечки воздуха для охлаждения турбинных лопаток

Сопловой аппарат турбины газотурбинного двигателя // 2035594

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах авиационных двигателей

Рабочее колесо газовой турбины // 1802173

Охлаждаемая лопатка газовой турбины // 1757271

Ротор двухступенчатой турбины // 2151883

Изобретение относится к области турбостроения, а более конкретно к турбинам газотурбинных двигателей

Устройство для охлаждения элементов проточной части паровой турбины // 2154168

Изобретение относится к области турбиностроения и может быть использовано при проектировании и модернизации паровых турбин

Одновальная газотурбинная установка с многоступенчатой турбиной // 2167309

Изобретение относится к газотурбинным установкам промышленного назначения

Турбина, а также способ охлаждения турбины // 2182975

Изобретение относится к турбине, в частности к паровой турбине, и к способу охлаждения одного или нескольких компонентов турбины

Турбинный вал, а также способ охлаждения турбинного вала // 2182976

Изобретение относится к турбинному валу, который проходит вдоль главной оси и имеет внешнюю поверхность, а также к способу охлаждения турбинного вала

Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины // 2183747

Ротор двухступенчатой турбины // 2186991

Изобретение относится к конструкциям роторов турбин газотурбинных двигателей наземного и авиационного применений

Ротор высокотемпературной газовой турбины // 2194864

Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2196233

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам ГТД

Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2196896

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно, к конструкции турбин двигателя