СТАТОР ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
STATOR OF GAS TURBINE

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен статор газовой турбины газотурбинного двигателя, наружный корпус которого охлаждается путем струйного обдува охлаждающим воздухом внешней поверхности корпуса (Патент RU 2324063, публ. 10.05.2008, МПК F02C 7/06, F02C 7/047).
Недостатком такой конструкции является пониженная эффективность охлаждения, что приводит к увеличению расхода охлаждающего воздуха.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является статор газовой турбины, наружный корпус которого содержит направленные к центру радиальные кольцевые ребра, воздушные полости между которыми соединены осевыми каналами для прохода охлаждающего воздуха (Патент RU 2151886, публ. 27.06.2000, МПК F01D 11/24, F01D 25/14).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенная материалоемкость заготовки и трудоемкость изготовления, из-за высоких радиальных кольцевых ребер и выполнения в них осевых отверстий.
Технической задачей заявленного изобретения является повышение надежности и снижение стоимости статора газовой турбины путем выполнения воздушных каналов подачи охлаждающего воздуха перпендикулярно направленными к наружной поверхности внешнего корпуса статора.
Технический результат достигается тем, что в статоре газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами, согласно изобретению, воздушные каналы во внешнем корпусе статора выполняют направленными перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса, соединяют между собой через воздушную полость, образованную установленным перепускным фланцем на наружной поверхности внешнего корпуса статора, причем L/d=4…10; L/М=0,5…4, где: d - диаметр воздушного канала; L - осевая длина перепускного фланца; М - размер перепускного фланца в окружном направлении.
Выполнение воздушных каналов во внешнем корпусе статора газовой турбины снижает уровень термических напряжений в стенках канала из-за минимальной температуры наружной стенки, что повышает надежность статора газовой турбины.
Выполнение воздушных каналов направленными перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса статора газовой турбины и соединенными между собой через воздушную полость позволяет производить механическую доработку каналов по оптимизации их пропускной способности при доводке системы охлаждения статора без его разборки, что снижает затраты и уменьшает время доводки, улучшает охлаждение ребра, что способствует снижению температуры внешнего корпуса и повышает его надежность.
Соединение воздушных каналов через воздушную полость установленного на наружной поверхности внешнего корпуса перепускного фланца уменьшает гидравлические потери охлаждающего воздуха из-за увеличенных проходных площадей воздушной полости перепускного фланца.
При L/d<4 - снижается надежность из-за врезания воздушных каналов в радиальное кольцевое ребро; при L/d>10 - снижается надежность из-за повышенных температурных деформаций перепускного фланца относительно внешнего корпуса статора газовой турбины; при L/М<0,5 - снижается надежность из-за повышенных напряжений в перепускном фланце в окружном направлении; при L/М>4 - снижается надежность из-за повышенных напряжений в перепускном фланце в осевом направлении.
На фиг. 1 показан продольный разрез статора газовой турбины;
На фиг. 2 показан вид А на фиг. 1.
Статор газовой турбины 1 включает в себя внешний корпус 2 с радиальными кольцевыми ребрами 3, на которых установлены разрезные кольца 4 и сопловые лопатки 5, контактирующие со стороны проточной части 6 с высокотемпературным газовым потоком 7.
Совместно с разрезным кольцом 4 и с сопловой лопаткой 5 радиального кольцевого ребра 3 образуют переднюю 8 и заднюю 9 по потоку газ 7 воздушные кольцевые полости, через которые проходит поток охлаждающего воздуха 10.
Передняя воздушная кольцевая полость 8 на выходе направленным перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса воздушным каналом 11 соединена с воздушной полостью 12 перепускного фланца 13, установленным на наружной поверхности 14 внешнего корпуса 2. В свою очередь, воздушная полость 12 перепускного фланца 13 на выходе воздушного канала 15 соединена с задней воздушной кольцевой полостью 9.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе статора газовой турбины 1 в проточной его части 6 протекает высокотемпературный газовый поток, что могло бы привести к перегреву внешнего корпуса 2 и его поломке. Однако этого не происходит, так как установленный на наружной поверхности 14 внешнего корпуса 2 перепускной фланец 13 позволяет организовать последовательную продувку воздушных кольцевых полостей 8 и 9 потоком охлаждающего воздуха 10, снижая таким образом температуру внешнего корпуса 2. Поскольку внешний корпус 2 и перепускной фланец 13 имеют различные темпы нагрева и охлаждения, то для уменьшения возможных температурных деформаций и связанных с ними повышенных напряжений, размеры перепускного фланца 13 в осевом и в окружном направлениях выполняются минимальными.
Таким образом выполнение предлагаемого изобретения, с вышеуказанными отличительными признаками, позволяет повысить надежность и снизить стоимости статора газовой турбины путем выполнения воздушных каналов подачи охлаждающего воздуха перпендикулярно направленными к наружной поверхности внешнего корпуса статора.