Турбина газотурбинного двигателя

Турбина газотурбинного двигателя

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Использование: в авиадвигателестроении в турбинах двигателей, устанавливаемых на сверхзвуковых установках. Сущность изобретения: воздух из-за компрессора проходит через клапан 26, установленный в тракте 25 отбора воздуха и идет на охлаждение лопаток 4, 15 и регулирование зазора между статором- 17 и рабочими лопатками 15. Проходное сечение клапана 26 управляется в зависимости от какого-либо параметра двигателя. 1 ил. 20 / / // /9 1$ 8 3t

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (ял F 01 0 1/00

ГОСУДАРСТВЕНЮЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 2222602/06 (22) 13.07.77 (46) 15.04.93. Бюл. ¹ 14 (71) Моторный завод (72). В.Н,Орлов, Г.М.Горелов, В.Е.Резник, А.А.Бобух, B,Ë,Ñêâîðöîâ, М.М.Пирский, В,П.Данильченко и Н, Б. Болотин (56) Патент Франции ¹ 2198054, кл. F 02 d

7)12.

Патент Франции N2280791,,кл. F 01 d

11/08.

Патент США № 3966354, кл. 415 117, кл.

F 01 d 1/00.

ЛУ Ю И РРР/,3У... Ы, 1809127 A1I. (54) ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (57) Использование: в авиадвигателестроении в турбинах двигателей, устанавливаемых на сверхзвуковых установках.

Сущность изобретения; воздух из-за компрессора проходит через клапан 26, установленный в тракте 25 отбора воздуха и идет на охлаждение лопаток 4, 15 и регулирование зазора между статором 17 и рабочими лопатками 15, Проходное сечение клапана 26 управляется в зависимости от какого-либо параметра двигателя. 1 ил.

Л 1 Р Р/ /У 9 18 Я2

1809127

Предлагаемое изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в турбинах авиадвигателей. устанавливаемых на сверхзвуковых самолетах.

Цель изобретения — повышение экономичности и надежности турбины с клапанным устройством путем совместного регулирования расходом воздуха, идущего . на охлаждение лопаток и на регулирование зазором между статором и рабочими лопатками.

Это достигается тем, что клапан, например ленточного типа, с механизмом привода, вынесенным на наружную поверхность статора турбины, установлен в тракте отбора воздуха из-за компрессора таким образом, чтобы весь воздух, идущий на охлаждение лопаток и на регулирование зазором, проходил через него, при этом клапан выполнен управляемым по величине его проходного сечения в зависимости от какого-либо параметра двигателя, например от температуры газа в турбине, измеренного при помощи специального датчика, например, термопары, установленной на тракте турбины.

Изобретение поясняется чертежом, где представлен разрез предлагаемой турбины, состоящей из статорных корпусов 1 и 2, между которыми установлен сопловый аппарат 3 с полыми лопатками 4, каналы 5 которого сообщают внутренние полости лопаток с газовым трактом 6 турбины. Выступы 7 и 8 соплового аппарата 3 совместно с лабиринтными буртами 9 и 10 рабочего колеса 11 образуют полость 12, в которую выходят внутренние полости полых лопаток 4, Полость 12 через каналы 13 в колесе 11 сообщается с внутренними полостями 14 рабочих лопаток 15, установленных в колесе

11. Внутренние полости 14 лопаток 15 сообщаются отверстиями 16 с газовым трактом

6 турбины, Рабочие лопасти 15 своими концами образуют зазор " д " со стенкой 17, установленной в корпусе 2. В стенке имеются отверстия 18, которые сообщают газовый тракт 6 с полостью 19, образованной корпусом 2 и стенкой 17, Сопловой аппарат 3 и корпус 1 образуют полость 20, которая сообщается с внутренними полостями лопаток 4 и с полостью

19 через отверстия 21, выполненные в корпусах1 и 2.

Наружная обечэйка 22 камеры ограничения 23 двигателя посажена на бурт соплового аппарата 3, в результате чего происходит разделение тракта 24 камеры сгорания 23 от тракта 25. по которому под5

10 водится воздух из-за компрессора двигателя.

В тракте 25 подвода воздуха установлен клапан 26, ленточного типа, лета 27 которого совместно с буртами 28 и 29 корпуса 1 образует канал 30, который сообщается через отверстия 31 в корпусе 1 с полостью 19, Клапан 26 имеет механизм привода (условно не показан), вынесенный на наружную поверхность статорного корпуса 1 турбины.

В корпусе 2 установлена термопара 32, входящая своим рабочим концом в тракт 6 турбины, Термопара 31 связана с механизмом привода клапана 26 каким-либо из известных способов таким образом, что поступающие от нее сигналы воздействуют на механизм привода, который, в свою очередь, осуществляет натяжение или расслабление натяжения ленты 27, изменяя проходное сечение каналов 30.

Перед сборкой двигателя клапан 26 настраивается по величине проходных сечений каналов 30 в зависимости от температуры, которую показывает термопара 32, Клапан 26 может быть двухпозиционным или иметь большее число положений в натяжении ленты в зависимости от конкретного назначения двигателя и требований к регулировке расходом воздуха на охлаждение лопаток и регулирование зазором "

Д и

Во время работы, когда в турбине температура газа будет приближаться к максимальной, что, например, соответствует

35 сверхзвуковому режиму полета самолета или взлетному режиму, необходим большой расход воздуха на охлаждение лопаток, Выход на максимальный режим осуществляется разгоном ротора и его опережающим

40 прогревом по сравнению со статором. Поэтому нужен увеличенный расход воздуха, подогретого в компрессоре, чтобы нагреть статор нэд рабочими лопатками 15 воизбежании касания за стенку 17, Термопара 32

45 выдает сигнал на механизм привода клапана 26, который, в соответствии с сигналом, определяющим высокую температуру в турбине, открывает максимально каналы 30 ослаблением натяжения ленты 27. Воздух из полости 25, куда он нагнетается компрессором двигателя, отбирается через каналы 30, 31 в полость 20, откуда он поступает в лопатки 4, охлаждая их и частично выходя из отверстия 5 в тракт 6 турбины. Из лопаток 4 воздух через полость 12, отверстия 13 поступает в полые лопатки 15 рабочего колеса 11, охлаждая которые выходит в отверстия 16 в тракт 6 турбины, Другая часть воздуха из полости 20 по отверстиям 21 поступает в полость 19, откуда по отверстиям 18 выхо1809127 дит в газовый тракт 6 турбины. Проходя через полость 19 и отверстия 18, нагретый в компрессоре воздух нагревает статор, который при этом расширяется, удаляя внутреннюю поверхность стенки 17 от концов лопаток 15, которые увеличивают свой наружный диаметр под воздействием температуры и центробежных сил.

При полете, когда имеет место умеренная температура газа в турбине, что соответствует, например, дозвуковому крейсерскому режиму полета самолета, материал лопаток способен выдерживать рабочие условия и без охлаждения. Однако, чтобы газ не затекал в отверстия 5, 16, а также не проникал в полость 12 через зазор между выступами 8 и 9, необходимо поддерживать давление, равное или чуть большее, чем в турбинном тракте 6 между сопловым аппаратом 3 и рабочими лопатками 15. Поэтому и ри понижении температуры в турбине термопара 32 подает сигнал, который заставит механизм привода клапана 26 натянуть ленту 27, прикрывающую каналы 30 до необходимого значения проходного сечения, обеспечивающего небольшой положительный перепад из полости 12 в тракт 6, Уменьшение расхода воздуха через клапан 26 приведет к уменьшению расхода воздуха через полость 19 и отверстия 18, что снизит температуру статора и уменьшит его внутренний диаметр по стенке 17. в то время как уменьшится диаметр и по концам лопаток 15 при уменьшении температуры и оборотов.

При этом уменьшится расход вытекающего воздуха из отверстий 5, 16 и 18, что благоприятно скажется на КПД турбины, При отсутствии клапана 26 переддавления на отверстиях 5, 16 и 18 был бы значительным, что увеличило бы расход воздуха, выбрасываемого в тракт турбины, снизило бы ее КПД. Клапан 26 позволяет поддерживать небольшие положительные перепады на этих отверстиях на всех режимах, создавая экономию в расходе охлаждающего воздуха.

Клапан 26 может работать от какого-либо другого датчика, замеряющего тот или иной параметр двигателя (например, датчик приведенных оборотов и т,д.). Схемы связи этих датчиков с дополнительным механизмом привода клапанов широко известны, поэтому здесь не приводятся.

Предложенное изобретение повышает надежность турбины по сравнению с турбинами, представленными в аналоге и прототипе, яотому что клапан не допускает попадание продуктов сгорания в отверстия

5, 16 и 18, обладает меньшей инерционностью, т.к. работа клапана не зависит от его материала, что также повышает надежность турбины.

В предложенном изобретении обеспечено совместное регулирование расходом воздуха, отбираемого из-за компрессора на охлаждение лопаток и регулирование зазором между лопатками и статором, что благоприятно сказывается на КПД турбины и, 20

25 следовательно, уменьшает удельный расход топлива двигателя, что позволит увеличить дальность полета самолета.

Формула изобретения

Турбина газотурбинного двигателя с охлаждаемыми лопатками, содержащая полость подвода в последние охлаждающего воздуха, отбираемого из-за компрессора, на входе в которую установлен управляемый расходный клапан, и полость, образованную корпусом турбины и стенкой, соэдаю35 щей с лабиринтными гребешками рабочих лопаток регулируемый радиальный зазор, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности и экономичности двигателя, полость, образованная корпусом и стенкой уплотнения, соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, Составитель В.Орлов

Техред M.Mîðãåíòàë

Корректор Н.Кешеля .

Редактор

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул.Гагарина, 101

Заказ 1271 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5