СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ РАБОЧИХ ЛОПАТОК ТУРБИНЫ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ
COOLING METHOD OF WORKING BLADES OF TURBINE OF DOUBLE-FLOW GAS TURBINE ENGINE AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Именно на авиационных двигателях требуется широкий диапазон регулирования по мощности, по оборотам и уровню температуры перед турбиной. Следует иметь в виду и еще одно обстоятельство, что на этих типах двигателей максимальный режим работы двигателя по мощности кратковременный, а крейсерские режимы - долговременные в жизненном цикле двигателя.
Наиболее близким изобретением к предлагаемому является способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации по патенту РФ №2196239, МПК F02C 7/12, опубл. 10.01.2003 г.
Способ охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2196239 включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование его расхода.
Устройство для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2196239 содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки статора и воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с внутренними полостями рабочих лопаток.
В решении по патенту РФ №2196239 для получения приемлемой экономичности двигателя во всем диапазоне работы максимальный расход воздуха подают на максимальных режимах, а на крейсерских режимах потребный расход охлаждающего воздуха снижают с помощью управляющих клапанов, установленных на коллекторе после теплообменника. При этом наиболее опасной с точки зрения охлаждения рабочей лопатки остается зона ее входной кромки, поэтому расход охлаждающего воздуха уменьшают до гарантированного уровня, обеспечивающего надежное охлаждение входной кромки по всем режимам работы двигателя. При этом более «холодные» зоны поверхности лопатки получают «избыток» охлаждающего воздуха по сравнению с оптимальным расходом охлаждающего воздуха для этих режимов двигателя, что ухудшает экономичность работы газотурбинного двигателя. Поэтому для высокотемпературных турбин на крейсерских режимах приходится мириться с излишним охлаждением средней и выходной частей пера рабочих лопаток, что снижает ее экономичность. С другой стороны, повышение рабочей температуры газа перед турбиной необходимо для получения приличных значений КПД на турбине.
Известны способ и система охлаждения рабочих лопаток турбины по патенту РФ на изобретение №2 387864 МПК F01D 5/18, опубл. 237/04/2010, прототип.
Этот способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование его расхода, внутреннюю полость каждой рабочей лопатки, расположенную у входной кромки, отделяют от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованную полость сообщают перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и подают в нее охлаждающий воздух из воздушной полости камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.
Это устройство для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки статора и воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с внутренними полостями рабочих лопаток, на рабочем колесе между его воздушными каналами и аппаратом закрутки статора размещен безлопаточный диффузор, внутренняя полость каждой рабочей лопатки, расположенная у входной кромки, отделена от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованная полость сообщена перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и соединена с воздушной полостью камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.
Недостатки: применение этого способа и устройства имеет ряд недостатков:
- применение двух концентрично установленных аппаратов закрутки и регулируемых клапанов значительно усложняет конструкцию турбины и ухудшает работу системы охлаждения по следующим причинам. Так как, расход воздуха на охлаждение рабочего колеса не может превышать 5%...7% от расхода воздуха через первый контур, то высота лопаток сопловых аппаратов будет очень мала. А это приведет к относительному увеличению толщины погранслоя и увеличению аэродинамических потерь в них.
Применение регулируемых клапанов приведет к отрицательным последствиям: а именно, резкому падания давления на входе в аппараты закрутки и изменению треугольников скоростей воздуха на выходе сопел закрутки, это приведет к ударному входу охлаждающего воздуха под дефлектор, т.е. потере давления на входе в рабочие лопатки, и как последствие - к затеканию продуктов сгорания в полости рабочих лопаток. Применение диффузоров незначительно повышает статическое давление да входе в воздушные каналы, но вследствие внезапного сужения потока воздуха на входе в эти каналы возникнут значительные потери давления.
Все это делает невозможным глубокое регулирование расхода охлаждающего воздуха и как следствие приводит к ухудшению экономичности работы газотурбинных двигателей с такими системами охлаждения.
Задачей изобретения является повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя.
Указанная задача достигается тем, что в способе охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, и через входную полость в аппарат закрутки, последующий подвод «холодного» воздуха вместе с «горячим» воздухом между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование расхода как «холодного», так и «горячего» воздуха, отличающемся тем, что входная полость разделена на две, аппарат закрутки соответственно - на две части, к которым подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, давление воздуха на входе во внутренние полости рабочих лопаток повышают в центробежном компрессоре, выполненном между диском турбины и дефлектором, а регулирование подачи и «холодного» и «горячего» воздуха по режимам выполнено дискретно.
Первая и вторая полости лопатки разделены на несколько секторов и поводящие трубопроводы присоединены к каждому сектору, при этом на максимальном режиме открыты все отсечные клапаны, а на других режимах они поочередно закрываются.
На максимальном режиме работы двигателя может быть обеспечено равенство углов:
1
0
α=β,
1
где: α - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
0
β - угол установки входной кромки лопасти,
1
0
а на других режимах обеспечить максимально близкие значения углов α и β.
Указанная задача достигается и тем, что в устройстве для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, входную полость в аппарат закрутки, системы подвода «холодного» воздуха вместе с «горячим» воздухом между диском турбины и дефлектором во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и систему регулирование расхода как «холодного», так и «горячего» воздуха, тем, что входная полость разделена на две, аппарат закрутки соответственно - на две части, к входу которых подсоединены по несколько подводящих трубопроводов с отсечными клапанами, а к выходу - центробежный компрессор, размещенный между диском турбины и дефлектором.
Первая и вторая полости могут быть разделены на несколько секторов и поводящие трубопроводы присоединены к каждому сектору.
В каждой рабочей лопатке может быть выполнено по две полости: передняя и задняя, при этом в переднюю полость выведены перфорационные отверстия передней кромки.
Сущность изобретения представлена на чертежах фиг 1…14, где:
- на фиг. 1 представлен пример конкретного выполнения устройства для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя, позволяющего реализовать предложенный способ,
- на фиг. 2 приведена схема подачи охлаждающего воздуха,
- на фиг. 3 приведена схема подачи охлаждающего воздуха, второй вариант,
- на фиг. 4 приведен первый вариант системы охлаждения,
- на фиг. 5 приведен схема подвода охлаждающего воздуха,
- на фиг. 6 приведена схема подвода охлаждающего воздуха,
- на фиг. 7 приведена турбина в сборе, первая ступень,
- на фиг. 8 приведена лопатка турбины, первый вариант,
- на фиг. 9 приведена лопатка турбины, второй вариант,
- на фиг. 10 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант,
- на фиг. 11 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант,
- на фиг. 12 приведен фрагмент чертежа рабочего колеса,
- на фиг. 13 приведен вид А,
- на фиг. 14 приведен чертеж компоновки сектора и подводящего трубопровода, разрез В - В.
Перечень обозначений, принятых в описании.
воздухо-воздушный теплообменник 1,
второй контур 2,
вход 3,
воздушная полость 4,
камера сгорания 5,
выход 6,
воздуховод «холодного» воздуха 7,
отсечной клапан 8,
внутренняя полость 9,
сопловые лопатки 10,
входная полость 11,
аппарат закрутки 12,
статор 13,
воздушные каналы 14,
рабочее колесо 15,
внутренняя полость 16,
рабочие лопатки 17,
дефлектор 18,
центробежный компрессор 19,
входная кромка 20,
перфорационные отверстия 21,
проточная часть турбины 22,
первая полость 23,
вторая полость 24,
радиальные перегородки 25,
первая часть 26,
вторая часть 27,
воздуховод «горячего» воздуха 28,
отсечной клапан 29,
дополнительные перегородки 30,
сектора 31,
обтекаемые лопатки 32,
внешнее уплотнение 33,
внутреннее уплотнение 34,
ступица 35,
диск 36,
вал 37,
блок управления 38,
линии связи 39,
замок 40,
бандажная полка 41,
уплотнение 42,
выходная кромка 43,
выходная щель 44,
перегородка 45,
передний канал 46,
задний канал 47,
лопасть 48,
входная кромка лопасти 49,
диффузор 50,
ребра 51,
0
α - угол установки обтекаемых лопаток 32
1
α - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
0
β - угол установки входной кромки лопасти,
Устройство охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя (фиг. 1…14) содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник 1, размещенный во втором контуре 2, соединенный своим выходом 3 с воздушной полостью 4 камеры сгорания 5 (зона вторичного воздуха камеры сгорания), а выходом 6 - с воздуховодами «холодного» воздуха 7 с отсечными клапанами 8 в них, проходящими через внутренние полости 9 сопловых лопаток 10, входную полость 11, аппарат закрутки 12 статора 13 и воздушные каналы 14 в рабочем колесе 15, соединенные с внутренними полостями 16 рабочих лопаток 17, входящих в состав рабочего колеса 15. На рабочем колесе 15 между его воздушными каналами 14 и аппаратом закрутки 12 статора 13 размещен дефлектор 18 с центробежным компрессором 19. На водных кромках 20 рабочих лопатках 17 выполнены перфорационные отверстия 21 для сообщения с проточной частью турбины 22.
Особенностью устройства является то, что (фиг 2) что входная полость 11 разделена на две полости: первую 23 и вторую 24, разделенные радиальными перегородками 25, а аппарат закрутки 12 соответственно - на две части: первую 26 и вторую 27, к входу в первую часть 23 присоединены с воздуховоды «холодного» воздуха 7 с отсечными клапанами 8, а ко второй части 24 подсоединены по несколько воздуховодов «горячего» воздуха 28 с отсечными клапанами 29. К выходу аппарата закрутки 12 присоединен центробежный компрессор 19, размещенный между рабочим колесом 15 и дефлектором 18.
Возможен вариант системы охлаждения (фиг 3) в котором первая полость 23 и вторая полость 24 дополнительными перегородками 30 разделены на равные сектора 31.
К входу в сектора 31 первой части 23 присоединены по одному воздуховоду «холодного» воздуха 7 с отсечными клапанами 8, а к входам в сектора 31 второй части 24 подсоединены по одному подводящих трубопроводов «горячего» воздуха 28 с отсечными клапанами 29 (фиг. 3).
Аппарат закрутки 12 содержит обтекаемые лопатки 32 и уплотнен внешним и внутренним уплотнениями 33 и 34 (фиг. 1 и 6). К ступице 35 диска 36 присоединен вал 37 (фиг. 6).
Устройство содержит блок управления 38. Блок управления 38 соединен линиями связи 39 с отсечными клапанами 8 и 29 (фиг. 1).
На фиг. 8 приведен первый вариант лопатки турбины 17. Она содержит входную кромку 20, перфорационные отверстия 21, бандажную полку 41, внешнее уплотнение 42, выходную кромку 43, выходную щель 44.
На фиг. 9 приведен второй вариант лопатки турбины 17. Она дополнительно содержит перегородку 45, а внутреннюю полость 16 разделена перегородкой 45 на передний канал 46 и задний канал 47.
На фиг. 10 приведена конструкция центробежного компрессора, первый вариант, центробежный компрессор 19 содержит радиальные лопасти 48.
На фиг. 11 приведена конструкция центробежного компрессора, второй вариант, центробежный компрессор содержит криволинейные лопасти 48.
На фиг. 12 приведен фрагмент чертежа рабочего колеса 14 оно содержит под дефлектром 16 лопасти 48 входными кромками лопасти 49.
0
0
На фиг. 13 приведен вид А, видны изогнутые входные кромки лопасти 49 а на фиг. 14 приведен чертеж компоновки сектора и подводящего трубопровода, разрез В-В. Видно, что входные кромки лопастей 49 выполнены под углом α=β, где:
0
α - угол установки обтекаемых лопаток 32 аппарата закрутки 12,
1
α - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 12,
0
β - угол установки входной кромки лопасти 49.
Реализация способа осуществляют следующим образом:
Подачу охлаждающего воздуха из воздушной полости 4 камеры сгорания 6 на охлаждение рабочих лопаток 17 осуществляют по двум независимым каналам (фиг. 1). По первому каналу охлаждающий воздух отбирают из воздушной полости 4 и транспортируют его во внутреннюю полость 16 рабочей лопатки 17 через последовательно размещенный воздухо-воздушный теплообменник 1, установленный в воздушном тракте второго контура 2, воздуховоды «холодного» воздуха 7 с отсечными клапанами 8 в них, аппарат закрутки 12, центробежный компрессор 18, воздушные каналы 14 в рабочем колесе 15.
По второму каналу охлаждающий воздух отбирают из воздушной полости 4 и по воздуховодам «горячего» воздуха транспортируют его во внутреннюю полость 9 рабочей лопатки 17 через последовательно размещенные отсечные клапаны 29, аппарат закрутки 12, центробежный компрессор и воздушные каналы 14 в рабочем колесе 17.
Из воздушных каналов 14 воздух через перфорационные отверстия 21 во входной кромке 20 поступает в проточную часть турбины 22, осуществляя пленочное охлаждение стенки рабочей лопатки 17 в зоне ее входной кромки 20, которое может обеспечить надежную работу этой зоны при очень высоких температурах газа. Для уменьшения потерь давления охлаждающего воздуха в полости за аппаратом закрутки 12 ее, с одной стороны, отделяют от полости на входе в компрессор 19 рабочего колеса 15 внешним уплотнением 33 и внутренним уплотнением 34.
Расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 16, уменьшают по мере дросселирования режима работы двигателя с помощью отсечных клапанов 8 и 29. Имеется возможность регулирования расхода охлаждающего воздуха, поступающего и в полость первую и вторую полости 23 и 24 внутренней полости 16 рабочей лопатки 17, если она разделена перегородкой 25.
На максимальных режимах работы двигателя все отсечные клапаны 8 и 19 открыты.
При снижении оборотов двигателя и температуры газа перед турбиной уменьшают расход охлаждающего воздуха путем закрытия отсечных клапанов 8 и 29. Таким образом, расход охлаждающего воздуха во внутренние полости 16 лопаток 17 падает, а увеличивается в тракте камеры сгорания 5, тем самым, увеличивая массу рабочего тела в турбине. Для сохранения режима работы двигателя снижают подачу топлива в камеру сгорания 5, что снижает температуру газа перед турбиной и уменьшает удельный расход топлива двигателя, т.е. улучшает экономичность.
Применение отсечных клапанов 8 и 29 для каждого сектора 31, обслуживающего 3…7 обтекаемых лопаток 32 аппарата закрутки 12 позволяет поддерживать на выходе из аппарата закрутки 12 оптимальные скорости и направления движения потока охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя.
Диффузор 50 и ребра 51 (фиг. 14) в системе охлаждения уменьшают потери от внезапного расширения воздуха при входе в во входную полость 11 и повышают давление охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости рабочей лопатки 17, или в передние и задние каналы 46 и 47, при наличии перегородок 45 в рабочих лопатках 17, а значит улучшить охлаждение рабочих лопаток 17.
Применение для каждого сектора 31 своего отсечного клапана позволяет на пониженных режимах работы двигателя уменьшить в 2…4 раза расход охлаждающего воздуха, без снижения его давления и без изменения треугольников скоростей истечения охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 12 (фиг. 14).
U - скорость вращения диска,
V - общая скорость истечения охлаждающего воздуха,
0
V - осевая составляющая скорости истечения воздуха,
u
V - окружная составляющая скорости истечения воздуха,
0
α - угол установки обтекаемых лопаток 32 аппарата закрутки 12,
1
α - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки 12,
0
β - угол установки входной кромки лопасти 49.
Учитывая, что приблизительно:
1
0
α=α,
предложено на максимальном режиме работы двигателя обеспечить равенство углов:
1
0
α=β,
1
где: α - угол истечения потока охлаждающего воздуха из аппарата закрутки,
0
1
0
β - угол установки входной кромки лопасти, а на других режимах обеспечить максимально близкие значения углов α и β. Это обеспечит безударный вход охлаждающего воздуха центробежный компрессор и уменьшит потери давления воздуха в системе охлаждения.
Таким образом, изобретение позволяет, с одной стороны, обеспечить надежность и заданный ресурс работы двигателя, а, с другой стороны, высокую экономичность в конструкциях высокотемпературных турбин в широком диапазоне регулирования по мощности (оборотам) газотурбинного двигателя.
Особенно это актуально для современных высокотемпературных судовых и авиационных двигателей.