ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
GAS TURBINE ENGINE TURBINE

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Известна турбина газотрубинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.
Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г., прототип. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие кола, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что в турбине газотурбинного двигателя, содержащей корпус, по меньшей мере один вал и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над каждым рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени турбины, тем, согласно изобретению кольцевые вставки над рабочими колесами выполнены в форме усеченных конусов с расширением к выходу, внешние кромки рабочих лопаток выполнены эквидистатно этим кольцевым вставким, а средство регулирования радиального зазора выполнено в виде поршня, выполненного по меньшей мере на одном валу турбины, и по меньшей мере одного распределителя подачи воздуха высокого давления, соединенного трубопроводами с полостями по обе стороны поршня и датчиков измерения радиальных зазоров как минимум над рабочим колесом одной из ступеней, а бортовой компьютер соединен электрическими связями с датчиками измерения радиальных зазоров и каждым распределителем подачи воздуха. Каждая кольцевая вставка может быть выполнена пористой. На внутренней поверхности каждой кольцевой вставки может быть нанесено мягкое покрытие, например графитовое. На внутренней поверхности каждой кольцевой вставки может быть закреплены панели «сотового уплотнения».
Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-4), где:
- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора,
- на фиг.2 представлена схема образования радиального зазора в турбине,
- на фиг.3 приведена кольцевая вставка с мягким покрытием,
- на фиг.4 представлена кольцевая втавка с панелями сотового уплотнения.
Конструкция турбины представлена на чертежах фиг.1-4. Турбина содержит корпус 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с тремя ступенями 2, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4 и диски 5.
Кроме того, турбина содержит средств регулирования радиального зазора. Средство регулирования радиального зазора (фиг.1) содержит по меньшей мере одну кольцевую вставку 6, установленную внутри корпуса 1 над рабочим колесом 4. Кольцевая вставка 6 выполнена конической в виде усеченного конуса, расширяющегося к выходу из турбины и установлена в корпусе 1 турбины. Внешняя поверхность 7 рабочего колеса 4 также выполнена эквидистантно внутренней поверхности 8 этой кольцевой вставки 6, т.е. тоже в виде усеченного конуса (фиг.2).
В дальнейшем описание работы системы регулирования радиального зазора сделано на примере трехступенчатой турбины с двумя валами: внутренним 9 и наружным 10. Внутренний вал 9 установлен на опорах 11, а наружный - на опорах 12.
Кроме того, в состав системы регулирования радиального зазора входит бортовой компьютер 13 и датчики измерения радиального зазора 14, которые установлены как минимум над одной ступенью 2. В состав системы регулирования радиального зазора входит по меньшей мере один поршень 15. Для примера приведена схема с двумя поршнями 15, соединенными с валами 9 и 10.
Поршень 15 установлен в цилиндре 16 и имеет по обе стороны поршня 15 полости 17 и 18. К полости 17 присоединена дренажная трубка 19. Кроме того, в состав системы регулирования радиальных зазоров входит распределитель воздуха высокого давления 20, который трубопроводом 21 соединен с полостью 18. Ко второму выходу из распределителя воздуха высокого давления 20 присоединен дренажный трубопровод 22. В эту систему входит баллон сжатого воздуха 23, который трубопроводом 24 соединен с распределителем воздуха высокого давления 20. Бортовой компьютер 13 линиями связи 25 соединен с датчиками измерения радиальных зазоров 14 и распределителем воздуха высокого давления 20.
Опора 11 установлена внутри цилиндрического корпуса 26. С обеих сторон цилиндрического корпуса 26 выполнены передняя и задняя торцовые стенки 27 и 28. По обе стороны опоры 11 выполнены полости 29 и полости 30, установлена пружина 31, которая упирается в наружную обойму 32 опоры 11. Цилиндрический корпус 26 радиальной перегородкой 33 соединен с сопловым аппаратом 3. Между опорой 11 и диском 5 установлена втулка 34. В торцовых стенках 27 и 28 установлены уплотнения 35 по внутреннему валу 9.
На внутренней поверхности 8 кольцевых вставок 6 может быть нанесено мягкое легкостираемое покрытие 36, например графит, (фиг.3) или прикреплены панели сотового уплотнения 37 (фиг.4).
Работа ГТД осуществляется следующим образом фиг.1 и 2.
При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает, частота вращения валов 9 и 10 также возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор δ0 имеет расчетное значение, а на форсажном режиме радиальные зазоры δ в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. Датчики измерения радиальных зазоров 14 измеряют эти зазоры и передают информацию по линии связи 25 в бортовой компьютер 13, который подает сигналы на распределитель (распределители) воздуха высокого давления 20 для соответствующего увеличения или уменьшения расхода (давления) воздуха. Поршень 15 перемещает вал 9 в сторону входа в турбину (влево) и этот зазор уменьшается. При этом пружина 31 сжимается. В случае отказа системы регулирования радиальных зазоров пружина 31 перемещает вал 9 с диском 5 в сторону выхода из турбины (вправо).
В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на всех режимах, в том числе и переходных или поддерживать их величину по определенной программе.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах
2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных режимах.
3. Обеспечить взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД.
4. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим.