ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
GAS TURBINE ENGINE TURBINE

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.
Недостатки - невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.
Известна турбина по патенту РФ на полезную модель №87213, МПК F01D 11/14, опубл. 27.09.2009 г., прототип.
Эта турбина газотурбинного двигателя содержит корпус, по меньшей мере, один вал и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над каждым рабочим колесом, которые выполнены с внутренней поверхностью в форме усеченного конуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, в виде по меньшей мере одного средства осевого перемещения кольцевой вставки,
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дросселировании двигателя.
Задача создания изобретения, совпадающая с техническим результатом, - обеспечение эффективности регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дросселировании двигателя.
Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащей корпус, по меньшей мере, один пал и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над каждым рабочим колесом, которые выполнены с внутренней поверхностью в форме усеченного конуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, в виде по меньшей мере одного средства осевого перемещения кольцевой вставки, тем, что согласно изобретению средство регулирования радиального зазора выполнено в виде бортового компьютера, а средство осевого перемещения выполнено в виде цилиндра с поршнем и штоком, к которому прикреплен толкатель, соединенный с кольцевой вставкой, и распределителя подачи воздуха высокого давления, соединенного трубопроводами с полостями по обе стороны каждого поршня и датчиков измерения радиальных зазоров, установленных как минимум над рабочими колесами одной из ступеней, а бортовой компьютер соединен электрическими связями с датчиками измерения радиальных зазоров и распределителем подачи воздуха. Каждая кольцевая вставка может быть выполнена пористой. Каждая кольцевая вставка может быть выполнена пустотелой. На внутренней поверхности каждой кольцевой вставки может быть нанесено мягкое покрытие, например графитовое. На внутренней поверхности каждой кольцевой вставки могут быть закреплены панели «сотового уплотнения».
Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-6), где:
- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора,
- на фиг.2 представлена схема образования радиального зазора в турбине,
- на фиг.3 приведена пористая вставка,
- на фиг.4 приведена пустотелая кольцевая вставка,
- на фиг.5 приведена кольцевая вставка с мягким покрытием,
- на фиг.6 представлена кольцевая вставка с панелями сотового уплотнения.
Конструкция турбины ГТД представлена на чертежах фиг.1-6. Турбина ГТД содержит корпус 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с тремя ступенями 2, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4, и диски 5.
Кроме того, турбина содержит средства регулирования радиального зазора.
Средство регулирования радиального зазора (фиг.1) содержит, по меньшей мере одну кольцевую вставку 6, установленную внутри корпуса 1 над рабочим колесом 4. Кольцевая вставка 6 выполнена конической в виде усеченного конуса, расширяющегося к выходу из турбины, и установлена в корпусе 1 турбины. Внешняя поверхность 7 рабочего колеса 4 также выполнена эквидистантно внутренней поверхности 8 этой кольцевой вставки 6, т.е. тоже в виде усеченного конуса (фиг.2).
В дальнейшем описание работы системы регулирования радиального зазора сделано на примере трехступенчатой турбины ГГД с двумя валами внутренним 9 и наружным 10. Внутренний вал 9 установлен на опорах 11, а наружный - на опорах 12.
Кроме того, в состав системы регулирования радиального зазора входит бортовой компьютер 13 и датчики измерения радиального зазора 14, которые установлены как минимум над одной ступенью 2. В состав системы регулирования радиального зазора входит средство осевого перемещения 15 кольцевой вставки 6, которое может быть выполнено в виде, по меньшей мере, одного цилиндра 16 с поршнем 17 и штоком 18. Шток 18 соединен с кольцевой вставкой 6 толкателем 19.
Применение бортового компьютера и датчиков измерения радиального зазора в системах регулирования радиального зазора известно, например, из патента РФ №2372494, МПК F01D 11/04, опубл. 10.11.2008 г. Однако этим системам свойственно запаздывание изменения радиального зазора после прохождения управляющего сигнала. Это связано с тепловой инерционностью элементов системы регулирования. На изменение радиального зазора может потребоваться несколько секунд. Это приемлемо для регулирования на крейсерском режиме, но недопустимо на переходных режимах. Предложенная система реагирует на сигнал практически мгновенно.
Поршень 17 установлен в цилиндре 16 и имеет по обе стороны поршня 17 полости 20 и 21. К полости 21 присоединена дренажная трубка 22. Кроме того, в состав системы регулирования радиальных зазоров входит распределитель воздуха высокого давления 23, который трубопроводом 24 соединен с полостью 20. Ко второму выходу из распределителя воздуха высокого давления 23 присоединен дренажный трубопровод 25. В эту систему входит баллон сжатого воздуха 26, который трубопроводом 27 соединен с распределителем воздуха высокого давления 23. Бортовой компьютер 13 линиями связи 28 соединен с датчиками измерения радиальных зазоров 14 и распределителем воздуха высокого давления 23.
Опора 11 установлена внутри цилиндрического корпуса 29. С обеих сторон цилиндрического корпуса 29 выполнены передняя и задняя торцовые стенки 30 и 31. В торцовых стенках 30 и 31 установлены уплотнения 32 по внутреннему валу 9. Цилиндрический корпус 29 соединен с сопловым аппаратом 3 радиальной диафрагмой 33. Кольцевая вставка 6 может быть подпружинена в сторону входа в турбину пружиной 34.
Кольцевые вставки 6 могут быть выполнены пористыми (фиг.3) или пустотелыми (фиг.4). На внутренней поверхности 8 кольцевых вставок 6 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 35, например графит (фиг.5), или прикреплены панели сотового уплотнения 36 (фиг.6).
Работа турбины ГГД осуществляется следующим образом фиг.1…6.
При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает, частота вращения валов 9 и 10 также возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 60 имеет расчетное значение, а на форсажном режиме радиальные зазоры 5 в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. Датчики измерения радиальных зазоров 14 измеряют эти зазоры и передают информацию по линии связи 28 в бортовой компьютер 13, который подает сигналы на распределитель (распределители) воздуха высокого давления 20 для соответствующего увеличения или уменьшения расхода (давления) воздуха. Поршень 17 перемещает кольцевую вставку 6 в сторону выхода из турбины ГТД (вправо) и этот зазор уменьшается. При этом пружина 34 сжимается. В случае отказа системы регулирования радиальных зазоров пружина 34 перемещает вал 9 с диском 5 в сторону входа в турбину ГТД (влево). В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на всех режимах, особенно на переходных или поддерживать их величину но определенной программе.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.
2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных режимах за счет быстрого изменения радиального зазора до минимально допустимого.
3. Обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД.
4. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим за счет быстрого изменения радиального зазора.
5. Разместить все элементы системы регулирования радиального зазора вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит ее надежность.