ТУРБИНА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ
LOW-PRESSURE TURBINE

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.
Известна турбина низкого давления, корпус статора которой выполнен с направленными к центру радиальными ребрами, на которых установлены сопловые лопатки и сектора разрезных колец (патент RU №2151886, F01D 11/24, 25/14, 2000 г.).
Недостатком известной конструкции является повышенный вес.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина низкого давления, с внешней стороны от верхней полки рабочей лопатки в которой на корпусе установлено секторное разрезное кольцо, зафиксированное в окружном направлении радиальными штифтами (патент US №7407368, F01D 11/08, 2008 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является увеличенный вес из-за увеличенной толщины разрезного кольца и низкая надежность из-за концентрации напряжений, создаваемых отверстиями под радиальные штифты.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины путем исключения перегрева наружного корпуса за счет фиксации разрезного кольца в окружном направлении, а также в снижении веса турбины за счет выполнения центральной части кольца однослойной.
Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной, передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса.
Выполнение разрезного кольца из листового материала одинаковой толщины с двухслойными передним и задним по потоку газа хвостовиками и с центральной частью кольца с сотовой вставкой, выполненной однослойной, позволяет снизить стоимость изготовления разрезного кольца, а также снизить вес кольца.
Выполнение переднего хвостовика кольца с направленным к оси турбины ребром, размещенным в пазу промежуточного кольца, расположенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса, позволяет обеспечить фиксацию разрезного кольца в окружном направлении в случае задевания уплотнительных гребешков верхней полки рабочей лопатки об сотовую вставку разрезного кольца, что исключает перегрев наружного корпуса турбины от сил трения и повышает надежность турбины, а также промежуточное кольцо фиксирует сопловую лопатку в осевом положении, что исключает осевое перемещение сопловой лопатки под действием газовых сил при работе турбины, а также снижает трудоемкость сборки и ремонта соплового аппарата турбины за счет облегчения монтажа и демонтажа сопловых лопаток.
На фиг.1 - изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - вид А на фиг.2.
На фиг.4 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Турбина низкого давления 1 состоит из наружного корпуса 2, с внутренней стороны которого установлено разрезное секторное кольцо 3 с сотовой вставкой 4, расположенной со стороны верхней полки 5 рабочей лопатки 6. Разрезное кольцо 3 выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний 7 по потоку 8 газа и задний 9 хвостовики кольца 3 выполнены двухслойными, а центральная часть 10 с внешней стороны от сотовой вставки 4 выполнена однослойной.
Передний хвостовик 7 кольца 3 выполнен с направленным к оси 11 турбины ребром 12, полученным путем пластической деформации части 13 ближнего к оси 11 слоя 14 листового материала, причем ребро 12 установлено в пазу 15 промежуточного кольца 16, размещенного между передним 17 и задним 18 по потоку газа 8 радиальными фланцами корпуса 2, соединенными между собой болтовым соединением 19. Промежуточное кольцо 16 хвостовиком 20 фиксирует в осевом положении переднюю по потоку 8 газа сопловую лопатку 21 турбины 1.
Работает устройство следующим образом.
При работе турбины 1 низкого давления разрезное секторное кольцо 3, имеющее минимальный вес, надежно зафиксировано в окружном направлении промежуточным кольцом 16. В случае возникновения нештатной ситуации и обрыва рабочей лопатки 6 стык фланцев 17 и 18 корпуса 2 надежно защищен промежуточным кольцом 16, что обеспечивает локализацию поломки турбины 1.