ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

Классы МПК:F02C7/06 размещение опор; смазка
F02C7/12 охлаждение установок
Автор(ы):, , ,
Патентообладатель(и):Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2013-03-01
публикация патента:

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение. Между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом. Разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости. На входе полость соединена с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость образована верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром. Щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки. Отношение шага кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом составляет 1высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 2. Отношение высоты кольцевых микрогребешков к радиальному зазору 0,8высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 1,8. Отношение длины торцевой поверхности кольцевого микрогребешка к радиальному зазору 0,3высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 0,8. Отношение радиального зазора между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом к радиальному зазору между передним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом 1,5высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 2,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2518766

высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766

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

Известна высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с кольцевой воздушной полостью между корпусом турбины и разрезным секторным кольцом (патент US № 6902371, F01D 25/14, 25/24, F02C 7/18, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за низкой термостойкости сотовых уплотнителей элементов, установленных на внутренней поверхности разрезного кольца, которые интенсивно окисляются при повышенной температуре газа перед турбиной.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, у которой внутренняя поверхность разрезного кольца, ответная уплотнительным гребешкам верхней полки рабочей лопатки турбины, выполнена профилированной (патент RU № 2261350, F02C 7/06, 7/12, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее пониженная экономичность из-за повышенных паразитных утечек газа между разрезным кольцом и верхней полкой рабочей лопатки, а также низкая надежность из-за повышенной температуры верхней полки рабочей лопатки.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности и экономичности турбины путем снижения температуры наружного корпуса и верхней полки рабочей лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка, согласно изобретению, между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом, при этом разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, причем щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, при этом отношение высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 ; высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 ; высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 ; высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 , где:

высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 1 - радиальный зазор между передним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом;

t - шаг кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца;

Н - высота кольцевых микрогребешков;

L - длина торцевой поверхности кольцевого микрогребешка;

высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 2 - радиальный зазор между задним по потоку гребешком на верхней полке рабочей лопатки и разрезным кольцом.

Размещение между наружным корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки ленты с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом существенно снижает температуру наружного корпуса и способствует повышению его ресурса.

Выполнение разрезного кольца с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, с размещением щелевой полости с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, позволяет снизить температуру верхней полки рабочей лопатки путем разбавления газового потока потоком холодного воздуха как с внутренней, так и с внешней стороны полки рабочей лопатки, так как повышенная температура газа, обтекающего верхнюю полку рабочей лопатки высокотемпературной турбины, приводит к ускоренному окислению и разрушению уплотнительных сотовых вставок, которые выполняются из тонкостенного листового материала.

Выполнение на рабочей поверхности разрезного кольца вместо сотовых вставок кольцевых уплотнительных микрогребешков, выполненных за одно целое с разрезным кольцом, позволяет за счет улучшенной передачи тепла от гребешка в разрезное кольцо обеспечить повышенный ресурс конструкции и обеспечить возможность приработки (врезания) уплотнительных гребешков верхней полки в микрогребешки на рабочей поверхности разрезного кольца без лавинообразного износа соприкасающихся поверхностей ротора и статора.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - возможен повышенный износ при контакте ротора со статором.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - увеличиваются паразитные утечки газа через лабиринтное уплотнение по верхней полке рабочей лопатки.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - ухудшается прирабатываемость лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - ухудшается надежность лабиринтного уплотнения из-за ухудшения теплоотдачи от вершины микрогребешка в его основания и повышается температура микрогребешка.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - снижается надежность из-за повышения температуры и окисления микрогребешков.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - ухудшается прирабатываемость уплотнительных гребешков верхней полки с микрогребешками.

Снижению температуры пера и верхней полки рабочей лопатки способствует повышение расхода охлаждающего воздуха через рабочую лопатку турбины, что достигается увеличением радиального зазора высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 2 по заднему уплотнительному гребешку верхней полки по сравнению с радиальным зазором высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 1 по переднему гребешку с соответствующим снижением давления в месте выхода охлаждающего воздуха из пера рабочей лопатки и повышением расхода охлаждающего воздуха.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - повышается давление в месте выхода охлаждающего воздуха и снижается его расход через рабочую лопатку турбины.

При высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 - увеличиваются утечки через лабиринтное уплотнение верхней рабочей лопатки турбины по разрезному кольцу.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Высокотемпературная турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с наружным корпусом 3, в котором установлена сопловая лопатка 4 и ниже по потоку газа 5 в проточной части 6 - разрезное секторное кольцо 7, а также из ротора 8 с рабочей лопаткой 9, передний 10 и задний 11 уплотнительные гребешки на верхней полке 12 которой образуют с внутренней поверхностью 13 разрезного кольца 7 лабиринтное уплотнение 14.

Сопловая лопатка 4 зафиксирована в осевом положении стопорным кольцом 15, между осевым кольцевым выступом 16 которого и наружным корпусом 3 установлена лента 17 с образованием кольцевых замкнутых полостей 18 и 19 между лентой 17 и корпусом 3.

Разрезное секторное кольцо 7 выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке 4 ребром 20 с образованием кольцевой воздушной полости 21, на входе соединенной с воздушной полостью 22 охлаждения сопловой лопатки 4, а на выходе - с проточной частью 6 турбины 1 через щелевую кольцевую полость 23, образованную верхней полкой 24 сопловой лопатки 4 и коническим ребром 20. Щелевая полость 23 расположена с внутренней стороны от верхней полки 12 рабочей лопатки 9.

Для обеспечения прирабатываемости разрезного кольца 7 в случае его касания об уплотнительные гребешки 10 и 11, рабочая поверхность 13 кольца 7, ответная гребешкам 10 и 11, образована торцами 25 кольцевых микрогребешков 26, которые выполнены за одно целое с разрезным кольцом 7.

Внутренняя воздушная полость 27 рабочей лопатки 9 сообщается с межлабиринтной полостью 28 между уплотнительными гребешками 10 и 11 ниже по потоку переднего гребешка 10, что способствует при увеличенном радиальном зазоре 62 по заднему гребешку 11 увеличению расхода охлаждающего воздуха через воздушную полость 27 рабочей лопатки 9.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе высокотемпературной турбины 1 газотурбинного двигателя поток охлаждающего воздуха, истекающий из щелевой кольцевой полости 23, способствует снижению температуры переднего уплотнительного гребешка 10 и ответной ему рабочей поверхности 13 разрезного кольца 7, а также передней по потоку части верхней полки 12 рабочей лопатки 9.

Повышенный расход охлаждающего воздуха, истекающий из внутренней полости 27 рабочей лопатки 9 в межлабиринтную полость 28, способствует снижению температуры заднего уплотнительного гребешка 11 и ответной ему рабочей поверхности 13 кольца 7.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с установленными в наружном корпусе сопловой лопаткой и ниже по потоку газа - разрезным секторным кольцом, а также с рабочей лопаткой, уплотнительными гребешками на верхней полке образующей с внутренней поверхностью разрезного кольца лабиринтное уплотнение, отличающаяся тем, что между корпусом турбины и осевым кольцевым выступом стопорного кольца сопловой лопатки установлена лента с образованием кольцевых замкнутых полостей между лентой и корпусом; разрезное кольцо выполнено с коническим, направленным к сопловой лопатке ребром с образованием кольцевой воздушной полости, на входе соединенной с воздушной полостью охлаждения сопловой лопатки, а на выходе - с проточной частью турбины через щелевую кольцевую полость, образованную верхней полкой сопловой лопатки и коническим ребром, причем щелевая полость расположена с внутренней стороны от верхней полки рабочей лопатки, и высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 ; высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 ; высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 ; высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 , где:

высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 1 - радиальный зазор между передним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом;

t - шаг кольцевых микрогребешков на внутренней поверхности разрезного кольца;

Н - высота кольцевых микрогребешков;

L - длина торцевой поверхности кольцевого микрогребешка;

высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, патент № 2518766 2 - радиальный зазор между задним по потоку гребешком на верхней полке и разрезным кольцом.


Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2518766

patent-2518766.pdf
Патентный поиск по классам МПК-8:

Класс F02C7/06 размещение опор; смазка

Класс F02C7/12 охлаждение установок





Наверх