RU2673924C1

RU2673924C1 - Статор газовой турбины

Info

Publication number: RU2673924C1
Application number: RU2017136694A
Authority: RU
Inventors: Иван Сергеевич Павлецов; Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев; Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель"
Priority date: 2017-10-17
Filing date: 2017-10-17
Publication date: 2018-12-03

Abstract

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие кольцевые воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами. Воздушные каналы во внешнем корпусе статора выполнены направленными перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса, соединенные между собой через воздушную полость, образованную установленным перепускным фланцем на наружной поверхности внешнего корпуса статора. Причем L/d=4…10; L/М=0,5…4, где d - диаметр воздушного канала; L - осевая длина фланца; М - размер фланца в окружном направлении. Позволяет повысить надежность и снизить стоимость статора газовой турбины путем выполнения воздушных каналов подачи охлаждающего воздуха перпендикулярно направленными к наружной поверхности внешнего корпуса статора. 2 ил.

Description

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен статор газовой турбины газотурбинного двигателя, наружный корпус которого охлаждается путем струйного обдува охлаждающим воздухом внешней поверхности корпуса (Патент RU 2324063, публ. 10.05.2008, МПК F02C 7/06, F02C 7/047).

Недостатком такой конструкции является пониженная эффективность охлаждения, что приводит к увеличению расхода охлаждающего воздуха.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является статор газовой турбины, наружный корпус которого содержит направленные к центру радиальные кольцевые ребра, воздушные полости между которыми соединены осевыми каналами для прохода охлаждающего воздуха (Патент RU 2151886, публ. 27.06.2000, МПК F01D 11/24, F01D 25/14).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является повышенная материалоемкость заготовки и трудоемкость изготовления, из-за высоких радиальных кольцевых ребер и выполнения в них осевых отверстий.

Технической задачей заявленного изобретения является повышение надежности и снижение стоимости статора газовой турбины путем выполнения воздушных каналов подачи охлаждающего воздуха перпендикулярно направленными к наружной поверхности внешнего корпуса статора.

Технический результат достигается тем, что в статоре газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами, согласно изобретению, воздушные каналы во внешнем корпусе статора выполняют направленными перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса, соединяют между собой через воздушную полость, образованную установленным перепускным фланцем на наружной поверхности внешнего корпуса статора, причем L/d=4…10; L/М=0,5…4, где: d - диаметр воздушного канала; L - осевая длина перепускного фланца; М - размер перепускного фланца в окружном направлении.

Выполнение воздушных каналов во внешнем корпусе статора газовой турбины снижает уровень термических напряжений в стенках канала из-за минимальной температуры наружной стенки, что повышает надежность статора газовой турбины.

Выполнение воздушных каналов направленными перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса статора газовой турбины и соединенными между собой через воздушную полость позволяет производить механическую доработку каналов по оптимизации их пропускной способности при доводке системы охлаждения статора без его разборки, что снижает затраты и уменьшает время доводки, улучшает охлаждение ребра, что способствует снижению температуры внешнего корпуса и повышает его надежность.

Соединение воздушных каналов через воздушную полость установленного на наружной поверхности внешнего корпуса перепускного фланца уменьшает гидравлические потери охлаждающего воздуха из-за увеличенных проходных площадей воздушной полости перепускного фланца.

При L/d<4 - снижается надежность из-за врезания воздушных каналов в радиальное кольцевое ребро; при L/d>10 - снижается надежность из-за повышенных температурных деформаций перепускного фланца относительно внешнего корпуса статора газовой турбины; при L/М<0,5 - снижается надежность из-за повышенных напряжений в перепускном фланце в окружном направлении; при L/М>4 - снижается надежность из-за повышенных напряжений в перепускном фланце в осевом направлении.

На фиг. 1 показан продольный разрез статора газовой турбины;

На фиг. 2 показан вид А на фиг. 1.

Статор газовой турбины 1 включает в себя внешний корпус 2 с радиальными кольцевыми ребрами 3, на которых установлены разрезные кольца 4 и сопловые лопатки 5, контактирующие со стороны проточной части 6 с высокотемпературным газовым потоком 7.

Совместно с разрезным кольцом 4 и с сопловой лопаткой 5 радиального кольцевого ребра 3 образуют переднюю 8 и заднюю 9 по потоку газ 7 воздушные кольцевые полости, через которые проходит поток охлаждающего воздуха 10.

Передняя воздушная кольцевая полость 8 на выходе направленным перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса воздушным каналом 11 соединена с воздушной полостью 12 перепускного фланца 13, установленным на наружной поверхности 14 внешнего корпуса 2. В свою очередь, воздушная полость 12 перепускного фланца 13 на выходе воздушного канала 15 соединена с задней воздушной кольцевой полостью 9.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе статора газовой турбины 1 в проточной его части 6 протекает высокотемпературный газовый поток, что могло бы привести к перегреву внешнего корпуса 2 и его поломке. Однако этого не происходит, так как установленный на наружной поверхности 14 внешнего корпуса 2 перепускной фланец 13 позволяет организовать последовательную продувку воздушных кольцевых полостей 8 и 9 потоком охлаждающего воздуха 10, снижая таким образом температуру внешнего корпуса 2. Поскольку внешний корпус 2 и перепускной фланец 13 имеют различные темпы нагрева и охлаждения, то для уменьшения возможных температурных деформаций и связанных с ними повышенных напряжений, размеры перепускного фланца 13 в осевом и в окружном направлениях выполняются минимальными.

Таким образом выполнение предлагаемого изобретения, с вышеуказанными отличительными признаками, позволяет повысить надежность и снизить стоимости статора газовой турбины путем выполнения воздушных каналов подачи охлаждающего воздуха перпендикулярно направленными к наружной поверхности внешнего корпуса статора.

Claims

Статор газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие кольцевые воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами, отличающийся тем, что воздушные каналы во внешнем корпусе статора выполнены направленными перпендикулярно к наружной поверхности внешнего корпуса, соединены между собой через воздушную полость, образованную установленным перепускным фланцем на наружной поверхности внешнего корпуса статора, причем L/d=4…10; L/М=0,5…4, где d - диаметр воздушного канала; L - осевая длина фланца; М - размер фланца в окружном направлении.