СТУПЕНЬ ТУРБИНЫ ГТД С ОТВЕРСТИЯМИ ОТВОДА КОНЦЕНТРАТА ПЫЛИ ОТ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
GAS TURBINE STAGE WITH OPENING TO TAP DUST CONCENTRATE FROM COOLING SYSTEM

Изобретение относится к охлаждаемым турбинам газотурбинных авиационных двигателей и газотурбинных установок наземного применения.
Изобретение направлено на решение проблемы попадания пыли в систему охлаждения лопаток турбины посредством внедрения в конструкцию отверстий, через которые частицы пыли сбрасываются в проточную часть и далее в атмосферу через реактивное сопло.
Газовые турбины и принцип их действия общеизвестны. Во время работы газовой турбины для охлаждения ее направляющих и рабочих лопаток подается охлаждающий воздух под давлением, которое обычно отбирается на выходе из компрессора или его диффузора. Несмотря на то, что проходящий через компрессор воздух предварительно фильтруется в установленном перед ним входном устройстве, расположенных там фильтров недостаточно, чтобы в соответствии с требованиями очистить охлаждающий воздух, протекающий через подверженные воздействию горячего газа детали газовой турбины. Подхваченные сжатым воздухом грязевые частицы представляют собой опасность, по меньшей мере, для той его части, которая используется в качестве охлаждающего воздуха для охлаждения турбин. Опасность заключается в засорении отверстий, необходимых для охлаждения турбинных лопаток осаждающимися на них грязевыми частицами, которые подхватываются охлаждающим воздухом. Из-за этого необходимое охлаждение турбинных лопаток при определенных условиях нельзя обеспечить на необходимый ресурс.
В соответствии с данной проблемой подаваемый к турбине охлаждающий воздух приходится очищать при помощи дополнительных мер.
Известно устройство охлаждения турбины (Патент РФ №1625078, кл. F01D 5/08, опубликовано 15.05.1994), содержащее рабочее колесо с установленными в нем охлаждаемыми лопатками. Охлаждаемая лопатка содержит полое перо с отверстиями в периферийном торце, которые имеют переменный диаметр, уменьшающийся от входной кромки к выходной кромке пера через которые выбрасываются частицы пыли.
Недостатком этого устройства является присутствие посторонних частиц внутри лопатки, и налипание их на стенки уменьшает теплосъем температуры от стенки лопатки и приводит к прогару, что снижает ресурс лопатки и уменьшает надежность турбины.
Известно устройство охлаждения турбины (Патент РФ №2406827, кл. F01D5/08, опубликовано 20.12.2010), содержащее отверстия для охлаждения рабочей лопатки турбины. Для выработки чистого охлаждающего воздуха для деталей турбины, например направляющих лопаток и/или рабочих лопаток, радиально снаружи дальше, чем заборные отверстия и на расстоянии от них расположен защитный элемент для осаждения взвешенных в сжатом воздухе частиц. Защитный элемент выполнен в виде козырька, который прочно соединен с корпусом турбины.
Недостатком данного устройства является осаждение частиц пыли на бандажной ленте и других деталях корпуса турбины, что приводит к прогару, уменьшая ресурс работы деталей турбины, а следовательно, снижает надежность работы турбины.
Известно выбранное в качестве прототипа устройство для охлаждения турбины (Патент РФ №2069768, кл. F01D 5/08, F01D 25/12, опубликовано 19.02.1992), содержащее рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, аппарат закрутки с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины. Сепарация частиц происходит при помощи кольца-отражателя. Посторонние частицы по инерции при ударе о кольцо-отражатель отбрасываются в проточную часть турбины двигателя, а очищенный воздух через щель между кольцом-отражателем и картером турбины поступает в систему охлаждения турбины.
Недостатком описанного устройства является скапливание пыли на стенках картера, что приводит к прогару, снижению ресурса работы деталей турбины и уменьшению надежности работы турбины.
Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является предотвращение загрязнения системы охлаждения турбины и как следствие повышение надежности работы турбины.
Указанный технический результат достигается тем, что ступень турбины ГТД с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения, содержащая рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, аппарат закрутки с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины, согласно изобретению в аппарате закрутки дополнительно имеется по меньшей мере одно отверстие отвода пылевого концентрата, которое выполнено под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°<β<60° от оси двигателя, при этом отверстие отвода пылевого концентрата находится выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха.
Наличие по меньшей мере одного дополнительного отверстия отвода пылевого концентрата в аппарате закрутки, выполненного под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°<β<60° от оси двигателя, расположенного выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха устраняет возможность скапливания и налипания посторонних частиц на стенках аппарата закрутки, увеличивает ресурс работы деталей и повышает надежность турбины.
На прилагаемых чертежах изображена ступень турбины ГТД с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения:
Фиг.1 - представлен общий вид ступени турбины ГТД с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения;
Фиг.2 - увеличенный разрез А-А фиг.2.
Фиг.3 - увеличенный вид Б фиг.3.
Ступень турбины ГТД с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения содержит рабочие охлаждаемые лопатки 1 и сопловые охлаждаемые лопатки 2, образующие проточную часть 3 турбины. В аппарате закрутки 4 выполнены отверстия 5 для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины и дополнительно выполнено по меньшей мере одно отверстие 6 отвода пылевого концентрата. Отверстие 6 отвода пылевого концентрата, которое выполнено под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса 7 и под углом 0°<β<60° от оси двигателя 8, при этом отверстие 6 отвода пылевого концентрата находится выше по радиусу отверстий 5 подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстия подвода охлаждающего воздуха.
Устройство работает следующим образом.
Охлаждающий воздух, отбираемый из-за промежуточной ступени компрессора или вторичный воздух камеры сгорания, засоренный посторонними частицами от выработки уплотнений компрессора, сажи, кокса из-за неполного сгорания топлива в камере сгорания, пыли, попадающей в проточную часть двигателя из внешней атмосферы, поступает в аппарат закрутки 4. Посторонние частицы вследствие массовых сил, закручиваясь, вылетают через отверстия 6 отвода концентрата пыли и сбрасываются в проточную часть 3 турбины, далее за реактивное сопло двигателя, а очищенный воздух через отверстие 5 подвода охлаждающего воздуха поступает в систему охлаждения турбины.
Отверстие отвода пылевого концентрата выполняется под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°<β<60° от оси двигателя, выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха для отвода концентрата пыли и сброса его в проточную часть турбины.
Угол 0°<α<90° позволяет обеспечить снижение температуры охлаждающего воздуха на входе в систему охлаждения рабочих лопаток. Изменение угла α ограничивается технологическими возможностями изготовления. Оптимальное значение угла α выбирается из условия равенства окружной составляющей скорости воздуха истекающего из аппарата закрутки и окружной скорости диска на радиусе входа в каналы охлаждения.
Угол 0°<β<60° позволяет обеспечить отвод концентрата пыли. Изменение угла β ограничивается технологическими возможностями изготовления и обеспечивает выброс частиц пыли в направлении проточной части турбины.
Применяемость заявленного технического решения подтверждена положительными результатами ресурсных и эквивалентно-циклических испытаний опытных образцов авиационных двигателей АЛ-55И №21и №40.
Положительный эффект предполагаемого изобретения проявится в повышении надежности и ресурса работы деталей статора сопловых и рабочих лопаток турбины и повышения их ремонтопригодности.