ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА
HIGH TEMPERATURE GAS TURBINE

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна высокотемпературная газовая турбина газотурбинного двигателя, первая сопловая лопатка в которой выполнена с охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки (патент RU №2443882, МПК: F02C 7/12, 2012 г.).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за недостаточно эффективного охлаждения нижней полки первой сопловой лопатки.
Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, первая сопловая лопатка в которой установлена передним и задним направленными к оси двигателя ребрами в кольцевых канавках внутреннего кольца, причем кольцо выполнено за одно целое с опорой соплового аппарата, установленной на внутреннем корпусе камеры сгорания, а сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания (патент RU №2261350, МПК: F02C 7/12, 7/06, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в первой сопловой лопатке из-за разницы температурных деформаций наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины путем уменьшения напряжений в первой сопловой лопатке и уменьшения температуры нижней полки первой сопловой лопатки.
Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной газовой турбине, включающей рабочую лопатку первой ступени, а также первую сопловую лопатку, верхней полкой установленную в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установленную в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата, а также установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата, согласно изобретению внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата, при этом передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку, а задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки, причем α=20…40° и H/L=6…10, где α - угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины, Н - высота радиальной стенки упругого элемента, L - толщина радиальной стенки упругого элемента.
Выполнение внутреннего кольца первого соплового аппарата с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата позволяет за счет минимальной осевой жесткости гибкого элемента минимизировать дополнительные напряжения в сопловой лопатке первой ступени как из-за разницы в температурных деформациях нижней полки и внутреннего кольца, так и из-за разницы в температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.
Выполнение в передней по потоку газа части внутреннего кольца каналов подвода охлаждающего воздуха на первую сопловую лопатку позволяет при минимальных гидравлических потерях охлаждающего воздуха организовать интенсивное конвективно-пленочное охлаждение как нижней полки сопловой лопатки, так и пера сопловой лопатки.
Выполнение задней по потоку части внутреннего кольца с осевым кольцевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки с углом наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины α=20…40° позволяет уменьшить паразитные утечки воздуха из воздушной полости между первым сопловым аппаратом и первой рабочей лопаткой в проточную часть турбины, а также увеличить осевую жесткость ближнего к рабочей лопатке радиального кольцевого ребра внутреннего кольца, что повышает надежность турбины.
При α<20° - снижается прочность задней части внутреннего кольца.
При α>40° - увеличивается вес внутреннего кольца.
При H/L<6 - излишне повышаются напряжения в упругом элементе при температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.
При H/L>10 - увеличиваются радиальные габариты внутреннего кольца.
На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной газовой турбины.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из соплового аппарата первой ступени 2 с первой сопловой лопаткой 3, а также из расположенной ниже по потоку газа 4 в проточной части 5 турбины первой рабочей лопатки 6.
Верхней полкой 7 сопловая лопатка 3 через промежуточное кольцо 8 газосборника камеры сгорания 9 установлена в наружном корпусе 10 камеры сгорания 9, а нижней полкой 11 передним 12 и задним 13 по потоку 4 радиальными ребрами установлена в канавках 14 и 15 внутреннего кольца 16. Между канавками 14 и 15 на кольце 16 размещен U-образный в поперечном сечении упругий элемент 17, центральной своей частью 18 с помощью радиального фланца 19 и болтового соединения 20 закрепленный на конической опоре 21 соплового аппарата, которая, в свою очередь, болтовым соединением 22 зафиксирована на внутреннем корпусе 23 камеры сгорания 9.
Передняя по потоку 4 часть 24 внутреннего кольца 16 выполнена с каналами 25 подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку 3, а задняя по потоку 4 часть 26 внутреннего кольца 16 выполнена с кольцевым осевым ребром 27 лабиринтного уплотнения 28 по нижней полке 29 первой рабочей лопатки 6, причем ребро 27 выполнено с углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31.
Работает устройство следующим образом.
r
При работе высокотемпературной газовой турбины 1 на первую сопловую лопатку 3 действует значительная по величине газовая сила Р, которая радиальным ребром 13 нижней полки 11 передается на заднюю часть 26 внутреннего кольца 16, усиленную осевым ребром 27, что повышает долговечность кольца 16. Радиальное ребро 27 выполнено с увеличенным углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31, что способствует более интенсивному выравниванию температуры по длине ребра 27 при смене работы турбины 1 и повышению надежности турбины.