SU1809127A1 - Gas-turbine engine turbine - Google Patents

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиадвигйтелестроению и может быть использовано в турбинах авиадвигателей, устанавливаемых на сверхзвуковых самолетах.

Цель изобретения - повышение экономичности и надежности турбины с клапанным устройством путем совместного регулирования расходом воздуха, идущего на охлаждение лопаток и на регулирование зазором между статором и рабочими лопатками.

Это достигается тем, что клапан, например ленточного типа, с механизмом привода, вынесенным на наружную поверхность статора турбины, установлен в тракте отбора воздуха из-за компрессора таким образом, чтобы весь воздух, идущий на охлаждение лопаток и на регулирование зазором, проходил через него, при этом клапан выполнен управляемым по величине его проходного сечения в зависимости от какого-либо параметра двигателя, например от температуры газа в турбине, измеренного при помощи специального датчика, например, термопары, установленной на тракте турбины.

Изобретение поясняется чертежом, где представлен разрез предлагаемой турбины, состоящей из статорных корпусов 1 и 2, между которыми установлен сопловый аппарат 3 с полыми лопатками 4, каналы 5 которого сообщают внутренние полости лопаток с газовым трактом 6 турбины. Выступы 7 и 8 соплового аппарата 3 совместно с лабиринтными буртами 9 и 10 рабочего колеса 11 образуют полость 12, в которую выходят внутренние полости полых лопаток 4.

Полость 12 через каналы 13 в колесе 11 сообщается с внутренними полостями 14 рабочих лопаток 15, установленных в колесе 11. Внутренние полости 14 лопаток 15 сообщаются отверстиями 16 с газовым трактом 6 турбины.

Рабочие лопасти 15 своими концами образуют зазор <5 со стенкой 17, установленной в корпусе 2. В стенке имеются отверстия 18, которые сообщают Газовый тракт 6 с полостью 19, образованной корпусом 2 и стенкой 17.

Сопловой аппарат 3 и корпус 1 образуют полость 20, которая сообщается с внутренними полостями лопаток 4 и с полостью 19 через отверстия 21. выполненные в корпусах1 и 2.

Наружная обечайка 22 камеры ограничения 23 двигателя посажена на бурт соплового аппарата 3, в результате чего происходит разделение тракта 24 камеры сгорания 23 от тракта 25. по которому под водится воздух из-за компрессора двигателя.

В тракте 25 подвода воздуха установлен клапан 26. ленточного типа, лета 27 которого совместно с буртами 28 и 29 корпуса 1 образует канал 30, который сообщается через отверстия 31 в корпусе 1 с полостью 19. Клапан 26 имеет механизм привода (условно не показан), вынесенный на наружную поверхность статорного корпуса 1 турбины. В корпусе 2 установлена термопара 32, входящая своим рабочим концом в тракт 6 турбины. Термопара 31 связана с механизмом привода клапана 26 каким-либо из известных способов таким образом, что поступающие от нее сигналы воздействуют на механизм привода, который, в свою очередь, осуществляет натяжение или расслабление натяжения ленты 27, изменяя проходное сечение каналов 30.

Перед сборкой двигателя клапан 26 настраивается по величине проходных сечений каналов 30 в зависимости от температуры, которую показывает термопара 32. Клапан 26 может быть двухпозиционным или иметь большее число положений в натяжении ленты в зависимости от конкретного назначения двигателя и требований к регулировке расходом воздуха на охлаждение лопаток и регулирование зазором ό .

Во время работы, когда в турбине температура газа будет приближаться к максимальной. что, например, соответствует сверхзвуковому режиму полета самолета или взлетному режиму, необходим большой расход воздуха на охлаждение лопаток. .Выход на максимальный режим осуществляется разгоном ротора и его опережающим прогревом по сравнению со статором. Поэтому нужен увеличенный расход воздуха, подогретого в компрессоре, чтобы нагреть статор над рабочими лопатками 15 воизбежании касания за стенку 17. Термопара 32 выдает сигнал на механизм привода клапана 26, который, в соответствии с сигналом, определяющим высокую температуру в турбине, открывает максимально каналы 30 ослаблением натяжения ленты 27. Воздух из полости 25, куда он нагнетается компрессором двигателя, отбирается через каналы 30, 31 в полость 20. откуда он поступает в лопатки 4, охлаждая их и частично выходя из отверстия 5 в тракт 6 турбины. Из лопаток 4 воздух через полость 12, отверстия 13 поступает в полые лопатки 15 рабочего колеса 11, охлаждая которые выходит в отверстия 16 в тракт 6 турбины. Другая часть воздуха из полости 20 по отверстиям 21 поступает в полость 19, откуда по отверстиям 18 выхо5 дит в газовый тракт 6 турбины. Проходя через полость 19 и отверстия 18, нагретый в компрессоре воздух нагревает статор, который при этом расширяется, удаляя внутреннюю поверхность стенки 17 от концов 5 лопаток 15, которые увеличивают свой наружный диаметр под воздействием температуры и центробежных сил.

При полете, когда имеет место умеренная температура газа в турбине, что соот- 10 ветствует, например, дозвуковому крейсерскому режиму полета самолета, материал лопаток способен выдерживать рабочие условия и без охлаждения. Однако, чтобы газ не затекал в отверстия 5, 16, а 15 также не проникал в полость 12 через зазор между выступами 8 и 9, необходимо поддерживать давление, равное или чуть большее, чем в турбинном тракте 6 между сопловым аппаратом 3 и рабочими лопатками 15. По- 20 этому при понижении температуры в турбине термопара 32 подает сигнал, который заставит механизм привода клапана 26 натянуть ленту 27, прикрывающую каналы 30 до необходимого значения проходного се- 25 чения, обеспечивающего небольшой положительный перепад из полости 12 в тракт 6.

Уменьшение расхода воздуха через клапан 26 приведет к уменьшению расхода воздуха через полость 19 и отверстия 18, что 30 снизит температуру статора и уменьшит его внутренний диаметр по стенке 17, в то время как уменьшится диаметр и по концам лопаток 15 при уменьшении температуры и оборотов. 35

При этом уменьшится расход вытекающего воздуха из отверстий 5, 16 и 18, что благоприятно скажется на КПД турбины.

При отсутствии клапана 26 перед давления на отверстиях 5, 16 и 18 был бы значи- 40 тельным, что увеличило бы расход воздуха, выбрасываемого в тракт турбины, снизило бы ее КПД. Клапан 26 позволяет поддерживать небольшие положительные перепады на этих отверстиях на всех режимах, создавая экономию в расходе охлаждающего воздуха.

Клапан 26 может работать от какого-либо другого датчика, замеряющего тот или иной параметр двигателя (например, датчик приведенных оборотов и т.д.). Схемы связи этих датчиков с дополнительным механизмом привода клапанов широко известны, поэтому здесь не приводятся.

Предложенное изобретение повышает надежность турбины по сравнению с турбинами, представленными в аналоге и прототипе, потому что клапан не допускает попадание продуктов сгорания в отверстия 5, 16 и 18, обладает меньшей инерционностью, т.к. работа клапана не зависит от его материала, что также повышает надежность турбины.

В предложенном изобретении обеспечено совместное регулирование расходом воздуха, отбираемого из-за компрессора на охлаждение лопаток и регулирование зазором между лопатками и статором, что благоприятно сказывается на КПД турбины и, следовательно, уменьшает удельный расход топлива двигателя, что позволит увеличить дальность полета самолета.

Claims (1)

1. Формула изобретения

   Турбина газотурбинного двигателя с охлаждаемыми лопатками, содержащая полость подвода в последние охлаждающего воздуха, отбираемо го из-за компрессора, на входе в которую установлен управляемый расходный клапан, и полость, образованную корпусом турбины и стенкой, создающей с лабиринтными гребешками рабочих лопаток регулируемый радиальный зазор, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности и экономичности двигателя, полость, образованная корпусом и стенкой уплотнения, соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха.