Патент на изобретение №2352791

(54) ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

(57) Реферат:

Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина содержит охлаждаемые сопловые лопатки второй ступени, передний и задний промежуточные диски, расположенные в междисковой полости и образующие лабиринтное уплотнение с нижней полкой сопловой лопатки второй ступени. На входе сопловая лопатка второй ступени соединена с полостью высокого давления и включает сопло, которое выполнено на фланце лабиринта за одно целое с нижней полкой указанной лопатки, связано с внутренней полостью ее пера и расположено на входе в лабиринтное уплотнение. Отношение расстояния от среза сопла до наружной поверхности обода переднего промежуточного диска к диаметру сопла равно 0,53. Изобретение позволяет повысить надежность двухступенчатой высокотемпературной газовой турбины путем организации охлаждения ободов первого и второго промежуточных дисков. 2 ил.

Изобретение относится к двухступенчатым высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена закрепленным на дисках первой и второй ступеней кольцом (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: «Машиностроение», 1981 г., стр.137, рис.4.5).

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за высокой температуры кольца, омываемого газовым потоком.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена передним и задним по потоку промежуточными дисками, лабиринтные гребешки на наружной поверхности обода которых образуют совместно с внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени лабиринтное уплотнение (Патент РФ 2151884, F01D 9/02, 2000 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры промежуточных дисков, особенно обода переднего по потоку газа промежуточного диска, который контактирует с газовым потоком, вытекающим после первой рабочей лопатки.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности двухступенчатой высокотемпературной газовой турбины путем организации охлаждения ободов первого и второго промежуточных дисков.

Сущность изобретения заключается в том, что в двухступенчатой высокотемпературной газовой турбине, включающей охлаждаемые сопловые лопатки второй ступени, передний и задний промежуточные диски, расположенные в междисковой полости и образующие лабиринтное уплотнение с нижней полкой сопловой лопатки второй ступени, согласно изобретению на входе сопловая лопатка второй ступени соединена с полостью высокого давления и включает сопло, которое выполнено на фланце лабиринта за одно целое с нижней полкой указанной лопатки, связано с внутренней полостью ее пера и расположено на входе в лабиринтное уплотнение, причем L /d=0,53, где:

L – расстояние от среза сопла до наружной поверхности обода переднего промежуточного диска;

d – диаметр сопла.

Соединение полости высокого давления с сопловой лопаткой второй ступени, выполненной с соплом обдува обода переднего промежуточного диска, позволяет наиболее полно использовать давление и хладоресурс воздуха высокого давления и при минимальном его расходе организовать эффективное конвективное охлаждение пера сопловой лопатки второй ступени и эффективное струйное охлаждение обода переднего промежуточного диска, контактирующего с высокотемпературным газовым потоком.

Установка сопла на фланце лабиринта позволяет максимально приблизить сопло к охлаждаемой поверхности, а также выполнить сопло за одно целое с нижней полкой сопловой лопатки, что повышает ее надежность.

Размещение сопла на входе в лабиринтное уплотнение позволяет охладить не только переднюю часть обода переднего промежуточного диска, но и снизить температуру протекающего через лабиринтное уплотнение газа за счет частичного его смешения с воздухом, что позволяет снизить температуру гребешков лабиринтного уплотнения и обода заднего промежуточного диска.

При L/d<0,5 возможно снижение расхода охлаждающего воздуха через сопло за счет повышенного гидравлического сопротивления на выходе из сопла, а при L/d>3 будет снижаться эффективность охлаждения обода переднего промежуточного диска из-за смешения струи воздуха с потоком газа.

На фиг.1 показан продольный разрез двухступенчатой высокотемпературной газовой турбины; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина 1 включает статор 2 с сопловыми лопатками первой ступени 3 и сопловыми лопатками второй ступени 4, а также ротор 5 с рабочим колесом первой ступени 6 и рабочим колесом второй ступени 7, между которыми в междисковой полости 8 установлены передний по течению газа 9 промежуточный диск 10 и задний промежуточный диск 11.

На внешней поверхности 12 обода 13 переднего промежуточного диска 10 и обода 14 заднего промежуточного диска 11 выполнены лабиринтные гребешки 15, образующие совместно с сотовым фланцем 16 лабиринта, выполненным на нижней полке 17 сопловой лопатки второй ступени 4, лабиринтное уплотнение 18.

Воздушная полость высокого давления 19, расположенная с внешней стороны от сопловых лопаток первой ступени 3, на входе соединена с выходом компрессора (не показано), а на выходе – через полость 20 между корпусом 21 турбины 1 и разрезным кольцом первой ступени 22 и далее – через внутреннюю полость 23 в пере 24 сопловой лопатки второй ступени 4 – с соплом 25 обдува обода 13 переднего промежуточного диска 10. Сопло 25 закреплено на фланце 16 лабиринта, выполненном за одно целое с нижней полкой 17 лопатки 4 и с фланцем 16, и размещено на входе в лабиринтное уплотнение 18.

Междисковая полость 8 уплотнена от попадания в нее газа 9 из проточной части турбины 1 передним и задним по потоку газа 9 промежуточными дисками 10 и 11, на внешней поверхности которых выполнены уплотнительные гребешки 15, образующие совместно с фланцем 16 сопловой лопатки второй ступени 4 лабиринтное уплотнение 18.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе двухступенчатой высокотемпературной турбины 1 охлаждающий воздух из полости высокого давления 19 последовательно осуществляет интенсивное охлаждение внутренней полости 23 пера 24 сопловой лопатки второй ступени 4 и струйное охлаждение через сопло 25 внешней поверхности 12 обода 13 переднего промежуточного диска 10, что повышает надежность диска 10.

Одновременно снижается температура протекающего через лабиринтное уплотнение 18 газового потока 9 из-за смешения его с охлаждающим воздухом на входе в уплотнение 18, что также приводит к снижению температуры лабиринтных гребешков 15, обода 13 и обода 14 переднего 10 и заднего 11 промежуточных дисков, что также повышает надежность турбины 1.

Формула изобретения

Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина, включающая охлаждаемые сопловые лопатки второй ступени, передний и задний промежуточные диски, расположенные в междисковой полости и образующие лабиринтное уплотнение с нижней полкой сопловой лопатки второй ступени, отличающаяся тем, что на входе сопловая лопатка второй ступени соединена с полостью высокого давления и включает сопло, которое выполнено на фланце лабиринта за одно целое с нижней полкой указанной лопатки, связано с внутренней полостью ее пера и расположено на входе в лабиринтное уплотнение, причем L/d=0,53,
где L – расстояние от среза сопла до наружной поверхности обода переднего промежуточного диска;
d – диаметр сопла.

РИСУНКИ