RU2382892C1

RU2382892C1 - Газотурбинный двигатель

Info

Publication number: RU2382892C1
Application number: RU2008125762/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2008-06-24
Filing date: 2008-06-24
Publication date: 2010-02-27
Also published as: RU2008125762A

Abstract

Газотурбинный двигатель выполнен с сопловыми лопатками первой ступени турбины, установленными на выходе из газосборника камеры сгорания. Задняя по потоку газа часть внутренней стенки газосборника выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограничена передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток. Между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом расположен U-образный в поперечном сечении компенсатор. Внешняя поверхность перфорированной стенки выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки сопловой лопатки первой ступени. Изобретение направлено на повышение надежности двигателя путем эффективного охлаждения нижних полок сопловых лопаток первой ступени турбины. 2 ил.

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания и первый сопловой аппарат турбины на ее выходе (С.А.Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». Москва, «Машиностроение», стр.428, рис.8.27а).

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за повышенной температуры нижней полки первой сопловой лопатки вследствие недостаточно эффективного ее охлаждения.

Наиболее близким к заявляемой конструкции является газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания с кольцевым газосборником, на выходе из которого установлены сопловые лопатки первой ступени турбины с верхними и нижними полками (патент RU №2151960).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры нижних полок сопловых лопаток первой ступени, система охлаждения которых является неэффективной.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, - заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем эффективного охлаждения нижних полок сопловых лопаток первой ступени турбины, установленных на выходе из газосборника камеры сгорания.

Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с сопловыми лопатками первой ступени турбины, установленными на выходе из газосборника камеры сгорания, согласно изобретению задняя по потоку газа часть внутренней стенки газосборника выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограничена передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток, при этом между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом расположен U-образный в поперечном сечении компенсатор, а внешняя поверхность перфорированной стенки выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки сопловой лопатки первой ступени.

Выполнение задней по потоку газа части внутренней стенки газосборника перфорированной, расположенной с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограниченной передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток, с внешней поверхностью перфорированной стенки, выполненной эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки позволяет организовать эффективное струйное охлаждение нижней полки сопловой лопатки первой ступени, что повышает надежность газотурбинного двигателя.

Выполнение между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом U-образного в поперечном сечении компенсатора позволяет парировать в пределах упругой деформации компенсатора разницу в термических осевых перемещениях нижней полки сопловой лопатки первой ступени и перфорированной стенки газосборника камеры сгорания, что исключает поломку лопатки или газосборника, особенно на переходных режимах.

Выполнение U-образного компенсатора также позволяет организовать эффективное струйное охлаждение наиболее нагреваемых потоком газа передней и средней частей нижней полки первой сопловой лопатки, а также эффективное охлаждение расположенной с внешней стороны от компенсатора задней части нижней полки потоком охлаждающего воздуха, двигающегося после струйного натекания в сторону выходной кромки сопловой лопатки, т.е. в зону наименьшего давления газа.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.

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

Газотурбинный двигатель 1 состоит из камеры сгорания 2 с газосборником 3, на выходе из которого установлена турбина 4 с сопловыми лопатками первой ступени 5, на нижних полках 6 которых со стороны входной кромки 7 и выходной кромки 8 выполнены направленные к оси двигателя 1 радиальные выступы 9 и 10 соответственно. Задняя часть 11 внутренней стенки 12 газосборника 3 по потоку газа 13 выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки 6 сопловой лопатки первой ступени 5 и ограничена передним 14 и задним 15 кольцевыми пазами в стенке 12 газосборника 3, в которые телескопически установлены ребра 9 и 10 нижней полки 6 лопатки 5. Перфорация 16 в стенке 11 выполнена для эффективного струйного охлаждения нижней полки 6 лопатки 5. Для достижения максимальной эффективности охлаждения внешняя поверхность 17 в перфорированной стенке 11 выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности 18 нижней полки 6 сопловой лопатки 5. Осевые температурные деформации полки 6 и перфорированной стенки 11 на работающем двигателе существенно отличаются, и для повышения надежности конструкции между перфорированной стенкой 11 и задним кольцевым пазом 15 выполнен U-образный в поперечном сечении компенсатор 19. Перфорация 16 на входе соединена с полостью 20 охлаждающего воздуха высокого давления, а на выходе через воздушную полость 21 между нижней полкой 6 и стенкой 11 и далее - через щелевые полости (не показано) между полками 6 соседних сопловых лопаток 5 - с газовой полостью 22 турбины 4.

Работает устройство следующим образом. При работе газотурбинного двигателя 1 радиальные выступы 9 и 10, телескопически установленные в кольцевых пазах 14 и 15 стенки 12 газосборника 3, уплотняют воздушную полость 21 от попадания в нее потока газа 13, а через перфорацию 16 происходит интенсивное охлаждение нижней полки 6 сопловой лопатки первой ступени 5, что повышает надежность газотурбинного двигателя.

Claims

Газотурбинный двигатель с сопловыми лопатками первой ступени турбины, установленными на выходе из газосборника камеры сгорания, отличающийся тем, что задняя по потоку газа часть внутренней стенки газосборника выполнена перфорированной, расположена с внешней стороны от нижней полки сопловой лопатки первой ступени и ограничена передним и задним кольцевыми пазами под радиальные выступы сопловых лопаток, при этом между перфорированной стенкой и задним кольцевым пазом расположен U-образный в поперечном сечении компенсатор, а внешняя поверхность перфорированной стенки выполнена эквидистантно охлаждаемой поверхности нижней полки сопловой лопатки первой ступени.