ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА
HIGH-TEMPERATURE DOUBLE-STAGE GAS TURBINE

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна высокотемпературная газовая турбина, рабочие лопатки которой фиксируются в осевом направлении относительно диска радиальными пластинами, закрывающими замковые соединения лопатки с диском со стороны выходной кромки лопатки (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.150, рис.4.14, б).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за высокой температуры радиальных пластин и замкового соединения рабочей лопатки с диском, омываемых высокотемпературным потоком газа.
Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена промежуточным диском, радиальным, направленным к периферии кольцевым ребром которого со стороны выходной кромки закрыто замковое соединение рабочей лопатки второй ступени с диском (патент США №5275534, F01D 5/06, F01D 11/00, F02C 7/18, 1994 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных термических напряжений в радиальном ребре промежуточного диска, омываемого высокотемпературным газовым потоком.
Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет интенсификации охлаждения замкового соединения рабочих лопаток с дисками турбины.
Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной двухступенчатой газовой турбине, междисковая полость в которой уплотнена промежуточными дисками, согласно изобретению между ободом заднего промежуточного диска и хвостовиком рабочей лопатки со стороны входной кромки указанной лопатки установлены радиальные пластины, образующие с поверхностью замкового соединения «диск-лопатка» щелевую полость, на входе соединенную с междисковой полостью, а на выходе - через щелевые каналы замкового соединения с газовой полостью, расположенной с задней по потоку газа стороны диска второй ступени, причем на радиальных пластинах со стороны щелевой полости выполнены охлаждающие матрицы, а H/h=1,5-10,0,
где H - толщина радиальной пластины;
h - глубина щелевой полости.
С целью улучшения эффективности охлаждения радиальных пластин охлаждающая матрица может быть выполнена в виде штырьков-турбулизаторов, в виде ребер-турбулизаторов либо в виде системы разделенных перегородками каналов, открытых в сторону хвостовика рабочей лопатки. Причем радиальные пластины выполняют с перфорацией или без нее.
Установка радиальных пластин между ободом заднего промежуточного диска и хвостовиком рабочей лопатки со стороны входной кромки указанной лопатки, закрывающих замковые соединения диска с лопаткой, позволяет снизить термические напряжения в пластинах ввиду их малых геометрических размеров и одновременно предохранить хвостовики лопаток и выступы диска с замковым соединением от обтекания высокотемпературным газом, а также исключает перетекание газа по каналам замкового соединения, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.
Выполнение между радиальными пластинами и поверхностью замкового соединения «диск-лопатка» щелевых воздушных полостей, соединенных на входе с междисковой полостью, а на выходе - через щелевые каналы замкового соединения с газовой полостью, расположенной с задней по потоку газа стороны диска второй ступени, позволяет за счет увеличенного перепада давления охлаждающего воздуха организовать его прокачку через воздушные полости пластин и каналы замкового соединения с интенсивным охлаждением выступов диска и хвостовика рабочей лопатки второй ступени совместно с замковым соединением, что существенно повышает надежность турбины.
Заполнение воздушной щелевой полости пластин охлаждающей матрицей различной геометрии позволяет в зависимости от температуры натекающего газа и располагаемого перепада охлаждающего воздуха организовать оптимальное и экономичное по расходу охлаждающего воздуха конвективное или конвективно-пленочное охлаждение пластин, обеспечив им необходимый ресурс, что также повышает надежность турбины.
При H/h<1,5 излишне утоняется часть пластины, на которой расположена охлаждающая матрица, что может привести к поломке пластины под действием центробежных сил.
При H/h>10 излишне увеличивается вес пластины и нагрузка от пластины на хвостовые лопатки и одновременно ухудшается охлаждение пластины и замкового соединения «диск-лопатка», что снижает надежность турбины.
Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами.
На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен вид А на фиг.2, а на фиг.4, фиг.5 и фиг.6 показаны варианты конвективного и конвективно-пленочного охлаждения пластин.
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина 1 включает статор 2 с сопловыми лопатками первой ступени 3 и сопловыми лопатками второй ступени 4, а также ротор 5 с установленными в нем диском первой ступени 6 и диском второй ступени 7 с рабочими лопатками первой ступени 8 и рабочими лопатками второй ступени 9.
Междисковая полость 10 уплотнена от попадания в нее газа 11 из проточной части 12 турбины 1 передним 13 и задним 14 по потоку газа 11 промежуточными дисками, на внешней поверхности 15 которых выполнены уплотнительные гребешки 16, образующие совместно с фланцем 17 сопловой лопатки второй ступени 4 лабиринтное уплотнение 18.
Между ободом 19 заднего промежуточного диска 14 и осевым выступом 20 на хвостовике 21 рабочей лопатки второй ступени 9 со стороны ее входной кромки 22 установлены тонкостенные радиальные пластины 23, закрывающие замковые соединения 24 типа «елочка» хвостовика 21 рабочей лопатки второй ступени 9 и диска второй ступени 7. Между пластинами 23 и замковым соединением 24 выполнены щелевые воздушные полости 25, ограниченные боковыми 26, 27 и периферийными стенками 28 и соединенные на входе с междисковой полостью 10 и на выходе через щелевые каналы 29 замкового соединения 24 - с газовой полостью 30, расположенной с задней по потоку газа 11 стороны 31 диска второй ступени 7.
Для повышения эффективности охлаждения пластин 23 они могут быть выполнены с охлаждающими матрицами 32 в виде штырьков - турбулизаторов 33, ребер - турбулизаторов 34 пограничного слоя охлаждающего воздуха 35, изготовленных методом литья, штамповки или гравировки (высота ≈0,3 мм). Охлаждающие матрицы могут быть выполнены в виде системы разделенных перегородками 36 каналов 37, открытых в сторону хвостовика 21 рабочей лопатки 9.
Для конвективно-пленочной системы охлаждения пластин 23 с образованием заградительной пленки воздуха пластины 23 выполняются с перфорацией 38, соединяющей ее воздушную полость 25 с ее внешней поверхностью 39.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе высокотемпературной двухступенчатой турбины 1 утечки высокотемпературного газа 11, перетекающие через лабиринтное уплотнение 18, натекают на внешнюю поверхность 39 пластин 23, что может привести к перегреву и поломке пластин 23 и повреждению рабочих лопаток второй ступени 9.
Однако этого не происходит, так как поступающий из полости 29 охлаждающий воздух 35 протекает по щелевой полости 25 пластины 23, интенсивно ее охлаждая, что существенно снижает температуру пластины 23 и повышает ее надежность. Далее охлаждающий воздух 35 протекает через щелевые каналы 29 замкового соединения 24 лопатки 9 с диском 7, что также существенно снижает как температуру замкового соединения 24, так и хвостовика 21 лопатки 9, повышая надежность турбины 1.