СБОРКА ТУРБИНЫ В ТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ
TURBINE ASSEMBLY IN TURBINE ENGINE

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю и более конкретно к охлаждению внутренних элементов, расположенных в выпускной сборке газовой турбины турбинной секции для двигателя.
Уровень техники изобретения
В турбомашине, такой как газотурбинный двигатель, воздух сжимается в компрессоре, затем смешивается с топливом и сгорает в камере сгорания с образованием горячих выхлопных газов. Горячие выхлопные газы расширяются в турбинной секции, включающей в себя сборку турбины, где энергия извлекается для приведения в действие компрессора и производства полезной работы, такой как вращение генератора для производства электричества. Горячие выхлопные газы проходят через ряд ступеней турбины. Ступень турбины может включать в себя ряд стационарных лопаток, за которым следует ряд вращающихся лопаток турбины, где лопатки турбины извлекают энергию из горячего выхлопного газа для того, чтобы привести в действие компрессор, и могут обеспечить выходную мощность. Выхлопные газы удаляются через газовый путь, расположенный внутри выхлопного кожуха сборки турбины. Компоненты в сборке турбины для поддержания и продления срока их службы нуждаются в тепловой защите, например такой, которая может быть обеспечена системами охлаждения, спроектированными внутри и вокруг компонентов, и/или использованием дорогостоящих сплавов, которые являются устойчивыми к более высоким температурам. Как правило, системы охлаждения отбирают охлаждающий воздух из компрессора, что может уменьшить общую эффективность двигателя.
Сущность изобретения
В соответствии с одним аспектом настоящего изобретения предлагается сборка турбины в турбинном двигателе, имеющая внешний корпус, внутренний корпус, кольцевой путь отработанного газа, определяемый между внешней и внутренней стенками пути потока, а также полость выхлопного кожуха турбины, направленную радиально наружу и радиально внутрь из газового пути. Сборка турбины дополнительно включает в себя множество структурных раскосов, поддерживающих внутренний корпус на внешнем корпусе. Обтекатель окружает каждый из раскосов в области, простирающейся между внешней и внутренней стенками пути потока. Первый путь продувочного воздуха простирается радиальным образом внутрь через по меньшей мере один из раскосов, проводящих охлаждающий продувочный воздух к внутреннему корпусу для подачи охлаждающего продувочного воздуха по меньшей мере к одному компоненту радиальным образом внутрь из внутреннего корпуса. Второй путь продувочного воздуха простирается радиальным образом наружу через по меньшей мере один раскос для того, чтобы дополнительно провести охлаждающий продувочный воздух радиальным образом наружу по меньшей мере от одного компонента, чтобы обеспечить поток продувочного воздуха к внешнему расположению полости выхлопного кожуха радиально наружу от внешней стенки пути потока.
Первый путь продувочного воздуха может быть сформирован трубчатым проходом, простирающимся через центральную часть раскоса.
Второй путь продувочного воздуха может быть сформирован открытой полостью, простирающейся радиальным образом между радиально внешним и радиально внутренним концами раскоса, и трубчатый проход может простираться через открытую полость.
Открытая полость может быть удлиненной в осевом направлении, параллельном газовому пути, и могут быть предусмотрены отверстия раскоса, проходящие через простирающиеся в осевом направлении стороны раскоса от открытой полости до внешней области раскоса и изолированные от пути отработанного газа.
Отверстия раскоса могут быть расположены смежно с радиально внешним концом раскоса, и может быть предусмотрен экран раскоса, окружающий наружную поверхность раскоса и определяющий зазор между ними для того, чтобы направлять поток продувочного воздуха от отверстий раскоса радиальным образом внутрь вдоль наружной поверхности раскоса.
Сборка турбины может дополнительно включать в себя выходное отверстие у радиально внутреннего конца экрана раскоса для обеспечения управляемого потока продувочного воздуха из второго пути продувочного воздуха во внутреннее положение полости выхлопного кожуха радиальным образом внутрь от внутренней стенки пути потока. Выходное отверстие может простираться в осевом направлении назад от открытой полости внутри канала раскоса, смежного с внутренним корпусом.
Сборка турбины может дополнительно включать в себя масляную линию, простирающуюся через первый путь продувочного воздуха радиальным образом внутрь к отсеку подшипника для заднего подшипника газовой турбины.
Воздух, выходящий из первого пути продувочного воздуха, может обеспечивать герметизирующий подпор воздуха снаружи уплотнения между корпусом отсека подшипника и валом ротора газовой турбины.
Камера может быть расположена между внутренним корпусом и корпусом отсека подшипника, где герметизирующий воздух смешивается с воздухом, отбираемым из радиально внутренней полости охлаждающего воздуха ступени турбины для турбинного двигателя, и течет радиально наружу ко входу во второй путь продувочного воздуха во внутреннем корпусе.
Соединяющий путь продувочного воздуха может быть расположен между раскосом и обтекателем, простираясь между внешней и внутренней стенками пути потока для того, чтобы проводить продувочный воздух, подаваемый к внешнему положению полости выхлопного кожуха из второго пути продувочного воздуха радиальным образом внутрь к внутреннему положению полости выхлопного кожуха радиальным образом внутрь от внутренней стенки пути потока.
Раскосы могут включать в себя съемные элементы, прикрепленные к внешнему и внутреннему корпусам разъемными соединениями.
Внешний корпус может определять кожух промежуточной турбины между основной турбиной двигателя и силовой турбиной.
В соответствии с другим аспектом настоящего изобретения предлагается сборка турбины в турбинном двигателе, имеющая внешний корпус, внутренний корпус, кольцевой путь отработанного газа, определяемый между внешней и внутренней стенками пути потока, а также полость выхлопного кожуха турбины, направленную радиально наружу и радиально внутрь из газового пути. Сборка турбины дополнительно включает в себя множество раскосов, простирающихся между внутренним корпусом и внешним корпусом. Первый путь продувочного воздуха простирается радиальным образом внутрь через по меньшей мере один из раскосов, проводящих продувочный воздух к внутреннему корпусу для подачи продувочного воздуха по меньшей мере к одному компоненту радиальным образом внутрь из внутреннего корпуса. Второй путь продувочного воздуха, имеющий вход, расположенный во внутреннем корпусе и простирающийся радиальным образом наружу через по меньшей мере один раскос для того, чтобы дополнительно проводить охлаждающий продувочный воздух радиально наружу для того, чтобы обеспечить поток продувочного воздуха к внешнему расположению полости выхлопного кожуха радиально наружу от внешней стенки пути потока.
Проход может простираться в осевом направлении вперед в турбинном двигателе, проводя продувочный воздух, выходящий из первого прохода продувочного воздуха до положения, смежного с полостью охлаждения ступени турбины, где продувочный воздух смешивается с воздухом из полости охлаждения ступени турбины, и может включать в себя камеру, проводящую продувочный воздух в осевом направлении назад ко входу во второй проход продувочного воздуха.
Первый путь продувочного воздуха может снабжаться продувочным воздухом из первого места подачи в секции компрессора газовой турбины, а полость охлаждения ступени турбины может снабжаться охлаждающим воздухом из второго места подачи секции компрессора, отличающегося от первого места подачи.
Часть продувочного воздуха, выходящего из второго пути продувочного воздуха, может подавать продувочный воздух к соединяющему пути продувочного воздуха, простирающемуся радиальным образом внутрь через обтекатель, окружающий вышеупомянутый по меньшей мере один раскос.
Часть продувочного воздуха, выходящего из второго прохода продувочного воздуха, может подавать продувочный воздух в осевом направлении вперед к положению уплотнения между кольцевым сегментом турбины и внешней стенкой пути потока.
Раскос может включать в себя противоположные проходящие в осевом направлении боковые стенки, определяющие полость, формирующую второй путь продувочного воздуха между ними, и может включать в себя отверстия раскоса в боковых стенках в положениях, радиальным образом направленных наружу от внешней стенки пути потока для потока продувочного воздуха из раскоса.
Краткое описание чертежей
В то время как данное описание заканчивается формулой изобретения, конкретно указывающей и четко заявляющей настоящее изобретение, считается, что настоящее изобретение будет лучше понято из следующего описания в совокупности с сопроводительными чертежами, на которых одинаковые ссылочные цифры идентифицируют одинаковые элементы, и в которых:
Фиг.1 представляет собой схематическую иллюстрацию схемы промышленного газотурбинного двигателя на базе авиационного двигателя, который может включать в себя аспекты в соответствии с настоящим изобретением;
Фиг.2 представляет собой поперечное сечение секции выхлопного кожуха турбины двигателя;
Фиг.2A и фиг.2B представляют собой поперечные сечения вдоль линии 2A-2A, изображенной на фиг.2;
Фиг.3 представляет собой поперечное сечение вдоль линии 3-3, изображенной на фиг.2;
Фиг.4 представляет собой поперечное сечение вдоль линии 4-4, изображенной на фиг.3; и
Фиг.5 представляет собой схематическое поперечное сечение в осевом направлении через множество сборок раскоса в выхлопном кожухе турбины.
Подробное описание изобретения
В следующем подробном описании предпочтительного варианта осуществления делается ссылка на сопроводительные чертежи, которые являются его частью, на которых показывается посредством иллюстрации, а не посредством ограничения, конкретный предпочтительный вариант осуществления, с помощью которого может быть реализовано настоящее изобретение. Следует понимать, что могут быть использованы другие варианты осуществления и что изменения могут быть сделаны без отступлений от духа и области охвата настоящего изобретения.
Фиг.1 схематично иллюстрирует газотурбинный двигатель 10, который может включать в себя настоящее изобретение. Следует отметить, что конкретный двигатель, изображенный на фиг.1, включает в себя промышленный газотурбинный двигатель на базе авиационного двигателя; однако настоящее изобретение не ограничивается описанным в настоящем документе конкретным двигателем. Газотурбинный двигатель 10 включает в себя компрессор 12 высокого давления, компрессор 14 низкого давления, камеру 16 сгорания, турбинную секцию 17, включающую в себя турбину 18 высокого давления, турбину 20 низкого давления и силовую турбину 22, а также электрический генератор 24. Промежуточный кожух 21 простирается между турбиной 20 низкого давления и силовой турбиной 22 и включает в себя выхлопной кожух 25 турбины (фиг.2). Компрессор 12 высокого давления сжимает частично сжатый воздух из компрессора низкого давления, который проходит через последовательные ступени компрессора для того, чтобы произвести воздух высокого давления, например сжатый воздух, имеющий давление от приблизительно 4 атм. до приблизительно 20 атм., и компрессор 14 низкого давления сжимает окружающий воздух с помощью последовательных ступеней для того, чтобы произвести воздух низкого давления, например сжатый воздух, имеющий давление от приблизительно 1 атм. до приблизительно 4 атм. Компрессоры 12, 14 высокого и низкого давления совокупно упоминаются в настоящем документе как «устройство компрессора».
Камера 16 сгорания объединяет часть сжатого воздуха из устройства компрессора с топливом и зажигает смесь, создавая продукты сгорания, образующие горячий рабочий газ. Рабочий газ поступает из камеры 16 сгорания к турбинной секции 17. Внутри каждой турбины 18, 20 и 22 в турбинной секции 17 имеются ряды стационарных лопаток (не показаны) и вращающихся лопаток (не показаны). Для каждого ряда лопаток предусматривается отдельный диск (не показан). Диски, образующие часть турбины 18 высокого давления, соединяются с первым вращающимся валом 26 (см. фиг. 1), который соединяется с компрессором 12 высокого давления для приведения его в действие. Диски, образующие часть турбины 20 низкого давления, соединяются со вторым вращающимся валом 28 (схематически показанным на фиг. 1), который соединяется с компрессором 14 низкого давления для приведения его в действие. Второй вращающийся вал 28 помещается внутри и является соосным с первым вращающимся валом 26, как изображено на фиг. 1. Диски, образующие часть силовой турбины 22, соединяются с третьим вращающимся валом 30 (см. фиг. 1), который соединяется с электрическим генератором 24 для приведения его в действие. По мере того, как рабочий газ расширяется и проходит через турбины 18, 20, 22, он заставляет вращаться ряды вращающихся лопаток внутри турбин 18, 20, 22, и, следовательно, вращает соответствующие диски и первый, второй и третий валы 26, 28, 30. Структура, образуемая турбинными дисками и валами 26, 28, 30, обычно называется ротором 31 турбины, см. фиг. 2. Фиг. 2 иллюстрирует выхлопной кожух 25 турбины, расположенный на выходе или выхлопе последней ступени турбины 20 низкого давления, включая ряд стационарных лопаток 32 последней ступени и ряд лопастей 34 последней ступени. Выхлопной кожух 25 турбины включает в себя внешний корпус 36 и внутренний корпус 38, определяющие полость 40 выхлопного кожуха турбины между ними. Кольцевой путь 42 отработанного газа определяется между внешней стенкой 44 пути потока и внутренней стенкой 46 пути потока. Газовый путь 42 проводит горячий газ от турбины 20 низкого давления к силовой турбине 22 и делит полость выхлопного кожуха на внешнюю полость или часть полости 40а кожуха и внутреннюю полость или часть полости 40b выхлопного кожуха. Внешняя полость 40а выхлопного кожуха обычно определяется между внешним корпусом 36 выхлопного кожуха 25 и внешней стенкой 44 пути потока, а внутренняя полость 40b кожуха обычно определяется между внутренней стенкой 46 пути потока и конусом 49, простирающимся между корпусом 50 подшипника и передним или входным концом силовой турбины 22. Что касается фиг. 2 и фиг. 5, множество сборок раскоса 48 располагаются по окружности вокруг выхлопного кожуха 25 турбины на некотором расстоянии друг от друга, простираясь радиальным образом внутрь от внешнего корпуса 36 к внутреннему корпусу 38 для поддержания внутреннего корпуса 38. Корпус 50 подшипника поддерживается на радиально внутренней стороне внутреннего корпуса 38 и предусмотрен для того, чтобы закрыть задний подшипник, схематически обозначенный цифрой 51, для поддержки ротора 31 турбины. Каждая сборка 48 раскоса включает в себя структурный раскос 52, прикрепленный к внешним и внутренним корпусам 36, 38, и обтекатель 54, окружающий раскос 52 и простирающийся между внешней и внутренней стенками 44, 46 пути потока для изолирования и защиты раскоса 52 от горячих газов, проходящих через газовый путь 42, см. также фиг. 3. Как видно на фиг. 3, каждый раскос 52 является удлиненным в осевом направлении двигателя, определяя простирающиеся в осевом направлении внешние боковые стенки 56, 58, и раскосы 52 формируются как в целом твердые структурные элементы для обеспечения существенной структурной поддержки для внутреннего корпуса 38 в радиальном и круговом направлениях. Кроме того, каждый раскос 52 формируется с удлиненной в осевом направлении полостью 60 раскоса, простирающейся радиально через его центральную часть, и определяется противоположными и удлиненными в осевом направлении стенками 56а, 58а внутренней полости, проходящими параллельно внешним боковым стенкам 56, 58. Что касается фиг. 2, в соответствии с одним аспектом настоящего изобретения раскосы 52 крепятся съемным образом, то есть без помощи сварки и не как единое целое, к внешнему корпусу 36 и внутреннему корпусу 38. В иллюстрируемом варианте осуществления раскосы 52 упираются во внешний и внутренний корпуса 36, 38 и присоединяются к внешнему и внутреннему корпусам 36, 38 с помощью разъемных соединений, таких как резьбовые или штифтовые соединения 62. Кроме того, как показано на фиг. 2 и 2А, раскосы 52 могут быть сформированы с увеличенной головной частью 52d, такой как круглая головная часть 52d. Головная часть 52d может быть предусмотрена для того, чтобы облегчить крепление к внешнему корпусу 36 кожуха 25. Тугая посадка обеспечивается между кожухом и головной частью 52d, так что боковые нагрузки и/или задняя нагрузка от кожуха 25 будет передаваться к головной части 52d, и не будет восприниматься резьбовыми или штифтовыми соединениями 62. Фиг. 2В показывает альтернативную конфигурацию для головной части 52dʹ, в которой головная часть имеет продолговатую конфигурацию и проектируется так, чтобы принимать боковые и/или задние нагрузки кожуха 25 аналогично тому, что было обсуждено для круговой конфигурации, изображенной на фиг. 2А. Альтернативно раскосы 52 могут быть сформированы без увеличенной головной части, то есть могут быть сформированы с прямой стенкой или постоянным поперечным сечением, простирающимся до соединения с внешним корпусом 36 кожуха 25. В этом случае резьбовые или штифтовые соединения 62 буду принимать нагрузки, которые в противном случае несут вышеописанные головные части 52d, 52d' .
Можно отметить, что хотя в настоящем документе проиллюстрированы четыре раскоса 52 (фиг. 5), в области охвата настоящего изобретения может быть предусмотрено другое количество раскосов 52. Например, может быть предусмотрено восемь раскосов 52 или любое другое количество раскосов. Дополнительно к этому, хотя на фиг. 2 показано четыре болта или штифта 62, то есть два в каждом из радиально внешнего и внутреннего положений раскоса 52, может быть предусмотрено только два болта или штифта, причем каждый болт или штифт простирается радиально через всю длину раскоса 52 для присоединения к внешнему и внутреннему корпусам 36, 38 на каждом из радиально внешнего и внутреннего концов раскоса 52. Что касается фиг. 2 и фиг. 3, в соответствии с одним аспектом настоящего изобретения предлагается вторичная воздушная система SAS. SAS включает в себя первый путь 63 продувочного воздуха, который определяется через полость 60 раскоса, и может определяться трубчатым элементом 64 пути отбора воздуха, простирающимся от положения 66 воздушного входа у внешнего корпуса 36 к радиально внутреннему положению 68 на уплотнительной стенке 70, прикрепленной к внутреннему корпусу 38 и окружающей корпус 50 подшипника. Первая внутренняя кольцевая камера 72 располагается радиальным образом внутрь от внутреннего корпуса 38 и определяется между уплотнительной стенкой 70 и корпусом 50 подшипника. Первая линия подачи охлаждающего воздуха, проиллюстрированная схематически как 74, обеспечивает подачу охлаждающего воздуха к элементу 64 воздушного пути. Например, подача охлаждающего воздуха к элементу 64 воздушного пути может быть обеспечена из ступени компрессора 12 высокого давления, например как воздух, отбираемый от восьмой ступени компрессора 12, см. также фиг. 1. Воздух, подаваемый через первую линию 74 подачи охлаждающего воздуха, может быть охлажден, например, проходя через теплообменник, перед тем, как он попадет в элемент 64 воздушного пути. Из приведенного ниже описания будет очевидно, что воздух, подаваемый через элемент 64 воздушного пути, обеспечивает функцию охлаждающего воздуха, а также функцию продувочного воздуха для герметизации некоторых областей внутри выхлопного кожуха 25 турбины против входа горячих газов. Например, как будет описано ниже, элемент 64 воздушного пути проводит охлаждающий или продувочный воздух радиальным образом внутрь через полость 60 раскоса в первую внутреннюю кольцевую камеру 72. Как видно на фиг. 2, вторая внутренняя кольцевая камера 76 определяется между внутренним корпусом 38 и уплотнительной стенкой 70, радиально наружу от первой внутренней кольцевой камеры 72. Полость 60 раскоса находится в гидравлической связи со второй внутренней кольцевой камерой 76 через проход 77, проходящий через внутренний корпус 38. Полость 60 раскоса определяет второй путь 78 продувочного воздуха вторичной воздушной системы для того, чтобы проводить охлаждающий и продувочный воздух радиальным образом наружу от радиально внутреннего конца 52b раскоса 52 к радиально внешнему концу 52а раскоса 52. Вторая внутренняя кольцевая камера 76 получает охлаждающий или продувочный воздух для второго пути 78 продувочного воздуха как смесь воздуха из первого пути 63 продувочного воздуха и охлаждающего воздуха диска турбины, как будет показано ниже. Радиально внешние и внутренние концы 52а, 52b раскосов 52 формируют в целом герметичное соединение с внешними и внутренними корпусами 36, 38, за исключением предопределенных проходов и отверстий для продувочного воздуха, как описано в настоящем документе, для обеспечения управляемого потока продувочного воздуха внутри выхлопного кожуха 25 турбины. Опционально может быть предусмотрена линия 80 подачи масла, проходящая через элемент 64 воздушного пути отбираемого воздуха. Линия 80 подачи масла может подавать масло к подшипнику 51, и защищается продувочным воздухом от тепла, передаваемого к сборке 48 раскоса, то есть от потока горячего газа в газовом пути 42, причем продувочный воздух, текущий в первом и во втором путях 63, 78 продувочного воздуха, обеспечивает защитный воздушный барьер для линии 80 подачи масла.
Температура линии 80 подачи масла и самого масла в ней, поддерживается на уровне, позволяющем избежать или уменьшить тенденцию коксования внутри линии 80 подачи масла, которая может проявляться в частности во время аварийного выключения двигателя или резкого падения нагрузки, когда двигатель глушится быстро, то есть когда масло перестает течь через линию 80. Направленный радиальным образом наружу поток воздуха через второй путь 78 продувочного воздуха обеспечивает тепловой буфер между раскосом 52 и первым путем 63 продувочного воздуха и связанной с ним линией 80 подачи масла.
Кроме того, поток охлаждающего воздуха через первый путь 63 продувочного воздуха регулируется таким образом, чтобы обеспечить увеличенный воздушный поток, то есть больше, чем обычно требующийся для обеспечения охлаждающего потока к линии 80 подачи масла, с более низкой скоростью потока. Более низкая скорость потока через первый путь 63 продувочного воздуха обеспечивает более низкое значение числа Маха в элементе 64 воздушного пути отбираемого воздуха отсоса с соответственно уменьшенной тенденцией к созданию вибрации за счет потока.
1
2
3
4
2
1
2
3
На фиг.5 схематически проиллюстрировано множество раскосов 52, 52, 52, 52, где раскос 52 может быть снабжен обратной масляной линией 82, проходящей от корпуса 50 подшипника для передачи масла от подшипника 51 из выхлопного кожуха 25 турбины. Дополнительно к этому может быть предусмотрено множество элементов 64, 64, 64 воздушного пути отбираемого воздуха для передачи продувочного воздуха к первой внутренней кольцевой камере 72.
Что касается фиг.2, охлаждающий или продувочный воздух, проходящий через первый путь 63 продувочного воздуха, входит в первую внутреннюю кольцевую камеру 72 и часть этого воздуха течет в осевом направлении вперед внутри камеры 72 к последней ступени 84 турбины 20 низкого давления. Часть текущего вперед воздуха в первой внутренней кольцевой камере 72 обеспечивает герметизирующий подпор для уплотнения 85 на корпусе 50 подшипника. Таким образом, давление воздуха в камере 72 обеспечивает герметизирующий подпор воздуха снаружи уплотнения 85 в положении между корпусом 50 подшипника и валом 31 ротора для того, чтобы предотвратить утечку масла через уплотнение 85. Оставшаяся часть текущего вперед воздуха проходит через уплотнение 87, смежное с ротором 31, из первой внутренней кольцевой камеры 72 ко второй внутренней кольцевой камере 76.
Дополнительно к этому часть воздуха из первого пути 63 продувочного воздуха течет в осевом направлении назад в первой внутренней кольцевой камере 72 к отверстиям 89 для подачи продувочного/охлаждающего воздуха к задней части отсека подшипника у заднего уплотнения для того, чтобы предотвратить попадание воздуха и тепла из передней полости 73 силовой турбины в полость 53 подшипника, включая отсек подшипника.
Последняя ступень 84 турбины 20 может получать отбираемый от компрессора охлаждающий воздух, например через трубопровод 91 (фиг.1) от компрессора 12 высокого давления, по меньшей мере часть которого подается к полости 90 охлаждения диска. Например, поток 93 охлаждающего воздуха может подаваться из девятой ступени компрессора 12 высокого давления, и дозироваться так, чтобы охладить внутренние и смежные компоненты последней ступени 84 турбины 20 и обеспечить управляемый или дозированный поток к выхлопному кожуху 25 турбины. В частности, отверстия 86 на валу 31 ротора обеспечивают управляемый поток 88 охлаждающего воздуха из полости 90 охлаждения диска последней ступени 84 турбины во вторую внутреннюю кольцевую камеру 76, где он смешивается с воздухом, подаваемым через первый путь 63 продувочного воздуха в положении, обозначенном цифрой 92, с тем, чтобы сформировать смешанный поток 94. Часть 96 смешанного потока 94 проходит из второй внутренней кольцевой камеры 76 через уплотнение 98, чтобы подать продувочный воздух к внутренней стенке камеры 100 пути потока для предотвращения прохода горячих отработанных газов через уплотнение 102 в интерфейсе между последней ступенью 84 турбины и внутренней стенкой 46 пути потока.
Дополнительная часть смешанного потока 94 течет в осевом направлении вперед через вторую внутреннюю кольцевую камеру 76 и через проход 77 во второй путь 78 продувочного воздуха. Таким образом, смешанный поток проходит в открытую полость 60 раскоса 52 и течет в направлении наружу к радиально внешнему концу 52а раскоса 52. Что касается фиг. 3, радиально внешний конец 52а раскоса 52 формируется с множеством отверстий 104 для продувочного потока с низкими потерями, проходящих поперечно через стороны раскоса 52, от внутренних стенок 56а, 58а полости к соответствующим внешним боковым стенкам 56, 58. Отверстия 104 для продувочного потока определяют выходной проход для второго пути 78 продувочного воздуха, позволяя смешанному потоку 94 вытекать из открытой полости 60 к положению снаружи раскоса 52, определяемому как зазор 106 экрана раскоса между внешней поверхностью 108 раскоса 52 и экраном 110, окружающим раскос 52. Экран 110 простирается радиальным образом между внешним и внутренним корпусами 36, 38 и может быть присоединен к ним.
Как видно на фиг.2, часть смешанного воздуха 94, проходящего через отверстия 104, включает в себя радиально внешнюю часть, которая может вытекать из зазора 106 экрана раскоса за внешние края экрана 110. Таким образом, малые зазоры или зазоры с низкими потерями, изображенные радиально внешним передним зазором 112a и радиально внешним задним зазором 112b, могут быть предусмотрены между экраном 110 и внешним кольцом 36. Предопределенное или управляемое количество продувочного воздуха может вытекать из переднего и заднего зазоров 112a, 112b к внешней полости 40a корпуса. Передняя часть 114a потока продувочного воздуха обеспечивает увеличение давления воздуха во внешней полости 40a корпуса, смежной с задним уплотнением 116 турбины, то есть у выходного конца кольцевого сегмента 118 последней ступени турбины, где часть 114a продувочного воздуха и охлаждающий/продувочный воздух 119, подаваемый в полость 120 кожуха последней ступени турбины, обеспечивают положительное давление продувочного воздуха для предотвращения выхода наружу горячих газов из газового пути 42. Можно отметить, что продувочный/охлаждающий воздух, подаваемый к полости 120 кожуха последней ступени турбины, может подаваться от дополнительной ступени компрессора 12 высокого давления, например от двенадцатой ступени компрессора 12.
Задняя часть 114b потока продувочного воздуха обеспечивает увеличение давления воздуха во внешней полости 40a корпуса, смежной с передним внешним уплотнением 122 с силовой турбиной 22. Часть 114b продувочного воздуха обеспечивает положительное давление продувочного воздуха для предотвращения выхода наружу горячих газов из газового пути 42 у входа в силовую турбину 22. Задняя часть 114b потока дополнительно течет радиальным образом внутрь между экраном 106 раскоса и обтекателем 54, что изображено потоком 123, для того, чтобы увеличить давление во внутренней полости 40b корпуса, смежной с передним внутренним уплотнением 124 с силовой турбиной 22, для обеспечения положительного давления для предотвращения прохода горячих газов во внутреннюю полость 40b корпуса.
Что касается фиг.2, дополнительная часть смешанного воздуха 94, проходящего через отверстия 104 в зазор 106 экрана раскоса (фиг. 3), включает в себя радиально внутреннюю часть 126, которая движется радиально внутрь вдоль воздушного пути 128, обычно определяемого зазором 106 экрана раскоса, вдоль радиальной части зазора 106 экрана раскоса, простирающейся между отверстиями 104 и внутренним корпусом 38. Радиально внутренняя часть 126 смешанного воздуха 94 выходит из зазора 106 экрана раскоса через малый радиально внутренний зазор 130 или зазор с низкими потерями, определяемый между экраном 110 и внутренним корпусом 38 (фиг. 3). Поток, определяемый радиально внутренней частью 126 смешанного воздуха 94, образует барьер охлаждающего воздуха вокруг раскоса 52, а поток, проходящий через радиально внутренний зазор (зазоры) 130, обеспечивает дополнительный продувочный воздух 131 для внутренней полости 40b корпуса. Поток, проходящий через радиально внутренний зазор (зазоры) 130, дополнительно обеспечивает охлаждение для внутренних и смежных компонентов внутренней полости 40b корпуса. В предпочтительной конфигурации настоящего изобретения по меньшей мере 10%, то есть 10% или больше смешанного воздуха 94, проходящего в зазор 106 экрана раскоса, должно формировать радиально внутреннюю часть 126 смешанного воздушного потока и вытекать через зазор (зазоры) 130. В конкретной конфигурации смешанного воздушного потока, подаваемого к зазору 106 экрана раскоса, примерно две трети смешанного потока 94 могут быть обеспечены за счет прохождения через радиально внешние зазоры 112а, 112b для формирования текущих вперед и назад частей 114а, 114b, и приблизительно одна треть смешанного потока может быть обеспечена за счет прохождения радиально внутрь через зазор 106 раскоса к радиально внутреннему зазору (зазорам) 130. Кроме того, как показано на фиг. 2, 3 и 4, часть смешанного воздуха 94 дозируется непосредственно из открытой полости 60 через отверстие 132, проходящее в осевом направлении к выходу из открытой полости 60 у радиально внутреннего конца 52b раскоса 52, смежного с внутренним корпусом 38. Следует понимать, что отверстие 132 может быть сформировано во внутреннем корпусе 38 или раскосе 52. Поток смешанного воздуха 94 через отверстие 132 обеспечивает дополнительный поток 134 продувочного воздуха (фиг.2 и 3) к внутренней полости 40b корпуса, который может смешиваться с потоком 131 продувочного воздуха, проходящим через радиально внутренний зазор (зазоры) 130 для поддержания положительного давления у переднего внутреннего уплотнения 124 силовой турбины 22 и для обеспечения охлаждения компонентов выхлопного кожуха турбины.
Вышеописанная конфигурация вторичной воздушной системы обеспечивает несколько механизмов теплопередачи для поддержания температуры компонентов выхлопного кожуха турбины в пределах температурных ограничений металла, формирующего компоненты, а также для поддержания температурного баланса между компонентами кожуха турбины. В соответствии с одним аспектом настоящего изобретения описанная вторичная воздушная система обеспечивает продувочный воздух, создавая положительное давление, которое предотвращает утечку горячих газов из газового пути 42, что может быть востребовано, например, во время штатной работы двигателя 10. В частности, продувочный воздух предотвращает или ограничивает утечку горячих газов в уплотнениях, связанных с внешней и внутренней стенками пути потока 44, 46 внутри выхлопного кожуха 25 турбины.
В соответствии с другим аспектом вторичная воздушная система обеспечивает охлаждающий теплообмен компонентов с выхлопным кожухом 25 турбины. В частности, внутренние и внешние поверхности раскосов 52 обеспечиваются потоком охлаждающего воздуха, то есть потоком воздуха, проходящим вдоль поверхностей открытой полости и вдоль внешней поверхности 108. Кроме того, смешанный воздух 94, выходящий из зазоров 112a, 112b и 130 у радиально внешних и внутренних краев экрана 110, обеспечивает охлаждение и поглощение тепла внутри полости 40 выхлопного кожуха турбины, где смешанный воздух 94 охлаждает поверхности, формирующие область полости 40 корпуса, путем естественной конвекции. Например, смешанный воздух 94 внутри полости 40 может конвективно течь между экраном 106 и обтекателем 54 вдоль проходящего радиальным образом соединяющего пути продувочного воздуха, соединяя внешнюю и внутреннюю части 40a, 40b полости для того, чтобы охладить обтекатель 54 и обеспечить распределение продувочного воздуха внутри полости выхлопного кожуха турбины.
В соответствии с дополнительным аспектом вторичная воздушная система обеспечивает поглощение тепла для поддержания температуры воздуха внутри полости 40 выхлопного кожуха турбины на уровне ниже того, который мог бы в противном случае вызвать поломку изготовленных из сплавов компонентов внутри выхлопного кожуха 25 турбины. В частности, представленная вторичная воздушная система позволяет производить компоненты выхлопного кожуха турбины с меньшими затратами из низкотемпературных сплавов путем обеспечения соответствующего охлаждения и поглощения тепла внутри полости 40 выхлопного кожуха турбины.
Представленная вторичная воздушная система дополнительно облегчает поддержание температурного баланса между радиально внешними и радиально внутренними компонентами во время изменений режима работы двигателя. В частности, поток воздуха, направленный радиальным образом внутрь и наружу описанным в настоящем документе образом, обеспечивает распределение температуры внутри выхлопного кожуха 25 турбины для поддержания температурного баланса между компонентами во время переходных режимов.
Дополнительно к этому, как отмечено выше в отношении линии 80 подачи масла, множество воздушных путей в представленной вторичной воздушной системе обеспечивает тепловой барьер в случае состояния, образующегося при быстром выключении двигателя. Линия 80 подачи масла окружена множеством слоев, сформированных воздушными барьерами, которые обеспечивают поглощение тепла для замедления эффектов «термической выдержки» от более горячих компонентов. Кроме того, множественные воздушные камеры, образуемые первой и второй внутренними кольцевыми камерами 74, 76, обеспечивают поглощение тепла вокруг корпуса 50 подшипника для замедления эффектов «термической выдержки» по отношению к подшипнику и маслу, расположенным внутри корпуса 50 подшипника.
В то время как конкретные варианты осуществления настоящего изобретения были проиллюстрированы и описаны, специалистам в данной области техники будет очевидно, что различные другие изменения и модификации могут быть сделаны без отступления от духа и области охвата настоящего изобретения. Таким образом подразумевается, что приложенная формула изобретения покрывает все такие изменения и модификации, которые находятся в области охвата настоящего изобретения.