силовая турбина газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Силовая турбина газотурбинного двигателя с трубами подвода охлаждающего воздуха, жестко закрепленными на наружном корпусе периферийными хвостовиками и телескопически связанными внутренними хвостовиками с внутренним корпусом, отличающаяся тем, что трубы размещены в полых стойках, установленных перед сопловыми лопатками по потоку газа в проточной части турбины, периферийный хвостовик трубы выполнен сферическим по наружной поверхности и зафиксирован передним и задним кольцами, выполненными сферическими по внутренним поверхностям, а внутренний цилиндрический хвостовик трубы телескопически установлен в сферической по наружному диаметру втулке, при этом в воздушной полости внутреннего корпуса установлен, по меньшей мере, один датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников датчика через трубу.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к силовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна силовая турбина газотурбинного двигателя, в которой для подвода охлаждающего воздуха на охлаждение дисков ротора турбины ступицы дисков выполнены с центральными отверстиями.

Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность, так как отверстия в ступицах дисков являются концентраторами напряжений.

Наиболее близкой к заявляемой является силовая турбина газотурбинного двигателя, в которой воздух на охлаждение дисков турбины подводится через трубы (воздуховоды), проходящие через сопловые лопатки и жестко закрепленные в наружном корпусе и телескопически связанные с внутренним корпусом (RU 2196896 С1, МПК F 01 D 5/08, опубл. 20.01.2003).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность и пониженный к.п.д. вследствие повышенных изгибных напряжений в трубах при взаимном перемещении наружного и внутреннего корпусов, вызванном различным нагревом этих корпусов при работе двигателя. Снижению надежности конструкции способствует также отсутствие датчика контроля поступления охлаждающего воздуха в полости внутреннего корпуса.

Снижение к.п.д. происходит за счет повышенных гидравлических потерь при обтекании газом сопловых лопаток, которые выполняются с увеличенной толщиной профиля пера для размещения в лопатках труб подвода воздуха.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и к.п.д. силовой турбины газотурбинного двигателя путем исключения перегрева диска турбины, снижения напряжений изгиба в трубах подвода охлаждающего воздуха и снижения гидравлических потерь.

Сущность изобретения заключается в том, что в силовой турбине газотурбинного двигателя с трубами подвода охлаждающего воздуха, жестко закрепленными на наружном корпусе периферийными хвостовиками и телескопически связанными внутренними хвостовиками с внутренним корпусом, согласно изобретению трубы размещены в полых стойках, установленных перед сопловыми лопатками по потоку газа в проточной части турбины, периферийный хвостовик трубы выполнен сферическим по наружной поверхности и зафиксирован передним и задним кольцами, выполненными сферическими по внутренним поверхностям, а внутренний цилиндрический хвостовик трубы телескопически установлен в сферической по наружному диаметру втулке, при этом в воздушной полости внутреннего корпуса установлен по меньшей мере один датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников датчика через трубу.

Выполнение периферийного хвостовика трубы сферическим по наружной поверхности с его фиксацией в осевом и в радиальном направлении передним и задним сферическими по внутренней поверхности кольцами позволяет выполнить герметичную заделку хвостовика трубы с возможностью поворота трубы относительно центра сферы, что исключает появление в трубе напряжений изгиба в случае взаимных температурных деформаций наружного и внутреннего корпусов. Установка внутреннего хвостовика трубы телескопически в сферической по наружному диаметру втулке также исключает появление в трубе напряжений изгиба при взаимных температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов.

Размещение труб подвода воздуха в полых стойках, установленных по потоку газа в проточной части турбины перед сопловыми лопатками турбины, позволяет выполнить сопловые лопатки с минимальной толщиной профиля, что приводит к снижению гидравлических потерь при обтекании газом этих лопаток с соответствующим повышением к.п.д. турбины.

Охлаждающий воздух, проходящий по трубам, служит для снижения температуры диска силовой турбины. Поскольку излишнее повышение температуры охлаждающего воздуха или поломка трубы с соответствующим снижением расхода охлаждающего воздуха может привести к перегреву высоконагруженного диска турбины с последующим его разрушением, то в воздушной полости внутреннего корпуса установлен датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников от этого датчика через одну из труб подвода воздуха, что снижает температуру проводников и повышает их надежность, а также турбины в целом.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.

На фиг.1 показан продольный разрез силовой турбины газотурбинного двигателя. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Силовая турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, на диске 3 которого установлены рабочие лопатки 4, а также из статора 5 с сопловыми лопатками 6 и входного диффузора 7 с наружным 8 и внутренним 9 корпусами диффузора. На внутренних полках 10 сопловых лопаток 6 телескопически, с возможностью радиального перемещения лопаток 6, установлены внутренний корпус 9 диффузора 7 и конусная диафрагма 11, ограничивающая с передней по потоку газа 12 проточной части 13 диффузора 7 стороны воздушную полость 14, которая с задней стороны ограничена диском 3.

Воздушная полость 14 на выходе через лабиринтное уплотнение 15 между диском 3 и внутренним кольцом 16 на сопловых лопатках 6 соединена с проточной частью 17 турбины 1, а на выходе через трубы подвода воздуха 18 - с промежуточной ступенью компрессора (не показана). Труба 18 размещена в стойке 19, проходящей через проточную часть 13 диффузора 7, и зафиксирована в стойке 19 периферийным сферическим по наружной поверхности 20 хвостовиком 21 с фиксацией в осевом и радиальном направлениях передним 22 и задним 23 сферическими по внутренним поверхностям кольцами, установленными между собой с осевым зазором 24.

В направлении по оси 25 трубы 18 кольца 22 и 23 зафиксированы через упругое кольцо 26 из металлорезины фланцем 27, на которое устанавливается трубопровод 28 подвода охлаждающего воздуха 29 из-за промежуточной ступени компрессора.

Внутренний цилиндрический хвостовик 30 трубы 18 с помощью телескопического соединения 31 размещен в сферической втулке 32 через промежуточную втулку 33, установленную во втулке 34, закрепленной неподвижным соединением 35 (например, сваркой) в диафрагме 11.

Стойки 19 неподвижно установлены в наружном корпусе 8 диффузора 7 и с помощью телескопического соединения 36 - во внутреннем корпусе диффузора 7.

Надежность диска 3 турбины 1 в значительной мере определяется его температурой, которая зависит от температуры охлаждающего воздуха 29 в воздушной полости 14, и для контроля температуры этого воздуха, а также его наличия, в воздушной полости 14 установлен датчик 37 контроля температуры воздуха в полости 14. Электрические проводники 38 от датчика 37 расположены в одной из труб 18, что гарантирует их расчетное температурное состояние и надежную работу.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе турбины 1 ее диск 3, охлаждаемый воздухом 29, имеет высокие запасы прочности и исключает перегрев диска турбины 3, обеспечивая высокую надежность турбины 1.

На конусную диафрагму 11 действует осевая газовая сила, вызванная избыточным давлением охлаждающего воздуха 29 в воздушной полости 14, однако это не приводит к значительным ее осевым перемещениям, так как диафрагма 11 телескопически установлена на множестве сопловых лопаток 6, имеющих значительную суммарную осевую жесткость.

В случае поломки системы подвода воздуха 29 температура в воздушной полости 14 повышается, что фиксируется датчиком 37 контроля температуры воздуха, и при достижении предельного уровня температуры газотурбинный двигатель вместе с турбиной 1 отключается, что предотвращает разрушение диска 3 турбины 1, повышая таким образом ее надежность.