RU2352788C1 - Высокотемпературная газовая турбина - Google Patents

Abstract

В высокотемпературной газовой турбине на заднем по потоку газа торце верхней полки сопловой лопатки ступени выполнен обращенный к разрезному кольцу ступени образованный дугами окружности паз, сообщающийся на выходе с щелевой осевой кольцевой воздушной полостью между верхней полкой и разрезным кольцом. На разрезном кольце с внешней его стороны установлена лента, перфорированная отверстиями для обдува передней части разрезного кольца. Задняя часть кольца выполнена с наклонными по потоку газа отверстиями для выхода охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Верхняя полка сопловой лопатки по заднему торцу зафиксирована в осевом направлении L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом. Путем снижения температуры верхней полки сопловой лопатки II и разрезного кольца повышается надежность высокотемпературной газовой турбины. 4 ил.

Description

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей для механического привода и для привода электрогенератора.

Известна многоступенчатая газовая турбина, на радиальных ребрах корпуса которой установлены наружные полки сопловых лопаток и сектора разрезных колец, причем внутренние полости лопаток и разрезных колец заполнены теплоизоляцией, а наружные полости с внешней от теплоизоляции стороны соединены между собой осенаправленными клапанами в единую систему или разбиты на несколько систем (патент RU №2151886).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных температур наружных полок сопловых лопаток и секторов разрезных колец, которые не охлаждаются воздухом.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, на наружном корпусе которой верхними полками установлены сопловые лопатки I и II ступеней, а также сектора разрезных колец I и II ступеней (патент RU №2193091).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за высокой температуры наружных полок сопловых лопаток I и II ступеней, а также секторов разрезных колец I и II ступеней из-за низкой эффективности охлаждения.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины путем снижения температуры верхней полки сопловой лопатки II ступени и разрезного кольца I ступени.

Сущность технического решения заключается в том, что в высокотемпературной газовой турбине, на наружном корпусе которой верхними полками установлены сопловые лопатки I и II ступеней, а также сектора разрезных колец I и II ступеней, согласно изобретению на заднем по потоку газа торце верхней полки сопловой лопатки I ступени выполнен обращенный к разрезному кольцу I ступени образованный дугами окружности паз, сообщающийся на выходе с щелевой осевой кольцевой воздушной полостью между верхней полкой и разрезным кольцом I ступени, при этом на разрезном кольце I ступени с внешней его стороны установлена лента, перфорированная отверстиями обдува воздухом передней по потоку газа части разрезного кольца I ступени, а задняя по потоку газа часть разрезного кольца I ступени выполнена с наклонными по потоку газа отверстиями для выхода охлаждающего воздуха в проточную часть турбины, при этом верхняя полка сопловой лопатки II ступени по заднему торцу зафиксирована в осевом направлении L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом.

В высокотемпературной газовой турбине на охлаждение сопловой лопатки I ступени расходуется значительное количество воздуха высокого давления (до 12% от расхода воздуха через компрессор) и по этой причине утечки этого воздуха по местам установки сопловой лопатки I ступени в наружном корпусе турбины достигают существенных величин. Выполнение на заднем по потоку торце верхней полки сопловой лопатки I ступени обращенного к разрезному кольцу I ступени образованного дугами окружности паза позволяет равномерно распределить утечки охлаждающего воздуха в окружном направлении и через осевую щелевую кольцевую воздушную полость между полкой сопловой лопатки и разрезным кольцом I ступени направить утечки охлаждающего воздуха для создания заградительного пленочного охлаждения обращенной к проточной части поверхности разрезного кольца I ступени, что снижает температуру этой поверхности и повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.

Установка на разрезном кольце I ступени с внешней его стороны ленты, перфорированной отверстиями обдува воздухом передней по потоку газа части разрезного кольца II ступени позволяет в дополнение к заградительному пленочному охлаждению добавить эффективное конвективное струйное охлаждение с соответствующим снижением температуры передней части разрезного кольца I ступени и повышением его надежности.

При течении потока газа в проточной части турбины заградительное пленочное охлаждение размывается вследствие перемешивания холодного воздуха и потока газа, и для восстановления заградительного охлаждения задняя по потоку газа часть разрезного кольца выполнена с наклонными по потоку газа отверстиями для выхода охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Восстановленная таким образом пленка охлаждающего воздуха охлаждает не только заднюю по потоку воздуха часть разрезного кольца I ступени, но и верхнюю полку сопловой лопатки II ступени, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.

Фиксация верхней полки сопловой лопатки II ступени в осевом направлении L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом позволяет освободить верхнюю полку от конструктивных элементов для крепления полки к наружному корпусу турбины (например, от бобышек, штифтов, болтов) и тем самым улучшить конвективное охлаждение этой полки через отверстия в ленте с внешней стороны полки, снижая таким образом ее температуру.

L-образное поперечное сечение стопорного кольца позволяет увеличить осевую жесткость кольца и существенно повысить технологичность разборки данного соединения, что также повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.

На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.4 - вид А на фиг.2.

Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из наружного корпуса 2, в котором своими верхними полками 3 и 4 установлены сопловые лопатки 5 и 6 I и II ступеней соответственно. На выходе из сопловых лопаток 5 и 6 расположены рабочие лопатки I ступени 7 и рабочие лопатки II ступени 8 соответственно. С внешней стороны от рабочих лопаток 7 и 8 на наружном корпусе 2 установлены состоящие из секторов разрезные кольца 9 и 10 I и II ступеней соответственно. На заднем по потоку газа 11 торце 12 верхней полки 3 сопловой лопатки I ступени 5 выполнен обращенный к разрезному кольцу I ступени 9 образованный дугами окружности 13 и 14 паз 15, сообщающийся на выходе с щелевой осевой кольцевой воздушной полостью 16 между верхней полкой 3 сопловой лопатки I ступени 5 и разрезным кольцом I ступени 9. На разрезном кольце 9 с внешней его стороны установлена уплотнительная лента 17, перфорированная отверстиями 18 для обдува охлаждающим воздухом 19 передней 20 по потоку газа 11 части разрезного кольца 9. Задняя часть 21 кольца 9 выполнена с наклонными по потоку газа 11 отверстиями 22 для выхода охлаждающего воздуха 19 в проточную часть 23 турбины 1. Сопловые лопатки 5 установлены в наружном корпусе 2 по поверхности 24 и зафиксированы с помощью переднего 25 и заднего 26 соединений типа «шип-паз». Для компенсации термических расширений между собой верхние полки 3 лопаток 5 установлены с окружными зазорами 27, а между задним торцом 12 полки 3 и разрезным кольцом 9 выполнен осевой зазор 28. С внешней стороны верхней полки 4 сопловой лопатки 6 установлена уплотняющая лента 29 с отверстиями 30 подвода охлаждающего воздуха 19 для конвективного охлаждения полки 4 лопатки 6. Полка 4 лопатки 6 установлена в корпусе 2 турбины 1 с помощью переднего 31 и заднего 32 соединений типа «шип-паз» и зафиксирована от осевого перемещения L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом 33 с радиальным 34 и осевым 35 кольцевыми выступами.

Работает устройство следующим образом. При работе высокотемпературной газовой турбины 1 большое количество охлаждающего воздуха высокого давления 19 поступает на охлаждение сопловых лопаток I ступени 5 и по местам установки лопаток 5 в наружный корпус 2, включая посадочную поверхность 24 и соединения «шип-паз» 25 и 26. При этом образуются утечки охлаждающего воздуха 19, поступающие из осевого зазора 28 между полкой 3 лопатки 5 и разрезным кольцом 9 в паз 15, равномерно распределяющиеся в окружном направлении в пазу 15 и истекающие из щелевой кольцевой полости 16 между полкой 3 и кольцом 9 в проточную часть 23 турбины 1, образуя таким образом заградительное пленочное охлаждение разрезного кольца 9, что снижает его температуру и повышает его надежность. Истекающий из задней части 21 кольца 9 через наклонные по потоку газа 11 отверстия 22 охлаждающий воздух 19 образует заградительное пленочное охлаждение для верхней полки 4 сопловой лопатки II ступени 6, снижая таким образом ее температуру и повышая ее надежность. L-образное в поперечном сечении стопорное кольцо 33 радиальным кольцевым выступом надежно фиксирует сопловую лопатку II ступени 6 в осевом направлении, а осевой кольцевой выступ 35 придает дополнительную жесткость кольцу 33 и облегчает демонтаж этого кольца при разборке турбины 1, что повышает надежность турбины 1 за счет улучшения качества ее ремонта.

Claims (1)

1. Высокотемпературная газовая турбина, на наружном корпусе которой верхними полками установлены сопловые лопатки I и II ступеней, а также сектора разрезных колец I и II ступеней, отличающаяся тем, что на заднем по потоку газа торце верхней полки сопловой лопатки I ступени выполнен обращенный к разрезному кольцу I ступени образованный дугами окружности паз, сообщающийся на выходе с щелевой осевой кольцевой воздушной полостью между верхней полкой и разрезным кольцом I ступени, при этом на разрезном кольце I ступени с внешней его стороны установлена лента, перфорированная отверстиями обдува воздухом передней по потоку газа части разрезного кольца I ступени, а задняя по потоку газа часть разрезного кольца I ступени выполнена с наклонными по потоку газа отверстиями для выхода охлаждающего воздуха в проточную часть турбины, при этом верхняя полка сопловой лопатки II ступени по заднему торцу зафиксирована в осевом направлении L-образным в поперечном сечении стопорным кольцом.

Images