ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
GAS TURBINE ENGINE TURBINE

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой для обеспечения его непробиваемости в случае обрыва рабочих лопаток выполнен с радиальными ребрами, расположенными с внешней стороны (Патент РФ №2151884, F01D 9/02, 2000 г.).
Недостатком такой конструкции является повышенный вес корпуса турбины.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой с внешней стороны от второй рабочей лопатки выполнен утолщенным, а фланцевое соединение корпусов турбины выполнено со стороны выходной кромки рабочей лопатки (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенный вес и низкая надежность, так как оборвавшиеся лопатки могут раскрыть фланцевое соединение корпусов, расположенное со стороны выходной кромки лопатки, т.е. по течению потока газа в турбине, и выйти за пределы наружного корпуса турбины.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, согласно изобретению фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.
Расположение фланцевого соединения корпусов с внешней стороны от рабочей лопатки повышает радиальную жесткость наружного корпуса, повышает его непробиваемость в случае обрыва рабочей лопатки и способствует сохранению геометрии наружного корпуса в течение всего ресурса турбины, что позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором, повысив тем самым КПД турбины.
Соединение заднего по потоку газа кольцевого ребра фланцевого соединения с внешней стороны с конической обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки повышает радиальную жесткость фланцевого соединения и наружного корпуса и способствует локализации фрагментов оборвавшихся лопаток в кольцевой замкнутой полости со стороны выходной кромки лопатки. При этом фрагменты лопаток движутся в проточной части преимущественно по потоку газа, предотвращая тем самым лавинообразное разрушение последних ступеней турбины.
Выполнение фланцевого соединения закрытым со стороны рабочей лопатки соединенным с передним по потоку радиальным ребром фланцевого соединения цилиндрическим осевым ребром, направленным по потоку газа, исключает попадание фрагментов оборвавшихся лопаток встык между фланцами и последующее раскрытие стыка с пластической деформацией фланцев и выходом фрагментов лопаток за пределы наружного корпуса турбины, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.
На чертеже показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.
Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, рабочие лопатки 3 которого расположены в проточной части 4, и статора 5 с наружным корпусом 6, состоящим из переднего 7 и заднего 8 по потоку газа 9 наружных корпусов, фланцевое соединение 10 которых расположено с внешней стороны от рабочей лопатки 3.
Фланцевое соединение 10 состоит из переднего 11 и заднего 12 по потоку газа 9 кольцевых радиальных ребер с радиальным стыком между ними 13, соединенных между собой болтовым соединением 14. Заднее кольцевое ребро 12 со своей внешней стороны 15 соединено с конусной обечайкой 16 заднего корпуса 8 с образованием кольцевой замкнутой полости 17, расположенной со стороны выходной кромки 18 рабочей лопатки 3, с внешней стороны от проточной части 4 турбины 1.
Стык 13 между кольцевыми ребрами 11 и 12 со стороны рабочей лопатки 3 закрыт соединенным с радиальным ребром 11 фланцевого соединения 10 направленным по течению газа 9 осевым цилиндрическим ребром 19.
Ниже по потоку газа 9 рабочих лопаток 3 в проточной части 4 турбины 1 расположены профилированные стойки 20 с входными кромками 21, а с внешней стороны от рабочих лопаток 3, между проточной частью 4 и наружным корпусом 6, расположены сектора 22 разрезного кольца 23, установленные, в свою очередь, на промежуточном кольце 24.
Позицией 25 обозначено преимущественное направление движения фрагментов 26 оборвавшихся рабочих лопаток 3 под действием газовых и центробежных сил.
Заявляемое устройство работает следующим образом.
При работе турбины газотурбинного двигателя 1 рабочие лопатки 3 под действием газового потока 9 совместно с ротором 2 вращаются, производя полезную работу.
При возникновении нештатной ситуации, в случае обрыва рабочих лопаток 3, фрагменты 26 оборвавшихся лопаток затормаживаются входными кромками 21 профилированных стоек 20 и, двигаясь по траектории 25 под действием центробежных и газовых сил, после пластической деформации секторов 22 разрезного кольца 23 и промежуточного кольца 24, скапливаются в кольцевой замкнутой полости 17, что предотвращает дальнейшее лавинообразное разрушение проточной части 4 турбины 1.
Стык 13 фланцевого соединения 10 наружных корпусов 11 и 12, прикрытый со стороны рабочих лопаток 3 кольцевым осевым ребром 19, при этом не раскрывается, что также повышает надежность турбины 1.