Газотурбинный двигатель
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и позволяет повысить экономичность двигателя путем уменьшения утечек охлаждающего воздуха через уплотнение.Газотурбинный двигатель выполнен с лабиринтным уплотнением ротора турбины с сопловым аппаратом, расположенным между дисками турбины.Лабиринтное уплотнение расположено в зоне перехода ступицы диска к его полотну, а между полотном диска, на входе в лабиринтное уплотнение, на диаметре D, со стороны выходных кромок рабочих лопаток ротора и осевым кольцевым выступом лабиринта выполнен кольцевой щелевой жиклер шириной h, соединенный на входе с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с газовой полостью, при этом h/D = 0,0001....0,002. 3 ил.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен газотурбинный двигатель с двухступенчатой турбиной, в которой лабиринтное уплотнение между диском турбины и сопловым аппаратом выполнено на периферийном диаметре диска [1].
Недостатком известной конструкции является низкая экономичность двигателя из-за больших утечек рабочего тела через лабиринтное уплотнение, расположенное на периферийном диаметре. Кроме того, возможен прорыв горячих газов в междисковую полость и перегрев дисков, что снижает надежность конструкции.
Наиболее близким к заявляемой конструкции является газотурбинный двигатель, турбинный диск в котором со стороны выходной кромки рабочей лопатки защищен от воздействия горячих газов с помощью двойного лабиринтного уплотнения по сопловому аппарату [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является большие утечки рабочего тела через лабиринтное уплотнение на периферийном диаметре между диском и сопловым аппаратом, что снижает экономичность двигателя.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении экономичности газотурбинного двигателя путем уменьшения утечек охлаждающего воздуха через уплотнение.
Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с лабиринтным уплотнением ротора турбины с сопловым аппаратом, расположенным между дисками турбины, согласно изобретению лабиринтное уплотнение расположено в зоне перехода ступицы диска к его полотну, а между полотном диска, на входе в лабиринтное уплотнение, на диаметре D, со стороны выходных кромок рабочих лопаток ротора и осевым кольцевым выступом лабиринта выполнен кольцевой щелевой жиклер шириной h, соединенный на входе с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с газовой полостью, при этом h/D = 0,0001....0,002.
Расположение лабиринтного уплотнения в зоне перехода от ступицы к полотну диска позволяет минимизировать утечки рабочего тела через это уплотнение из-за минимального диаметра последнего.
Пленочное охлаждение полотна диска охлаждающим воздухом, протекающим через кольцевой щелевой жиклер со стороны выходных кромок рабочих лопаток ротора позволяет получить потребную температуру полотна диска. Одновременно часть охлаждающего воздуха, подмешиваясь в рабочее тело, перетекающее через лабиринтное уплотнение, снижает утечки этого рабочего тела, а также температуру деталей лабиринтного уплотнения и деталей, расположенных за ним, что повышает надежность турбины.
Отношение ширины h кольцевого щелевого жиклера к диаметру D, на котором он расположен, равное h/D=0,0001...0,002, позволяет улучшить эффективность пленочного охлаждения диска и повысить экономичность двигателя. При h/D<0,0001 эффективность пленочного охлаждения диска будет недостаточна из-за малого расхода охлаждающего воздуха. При h/D>0,002 ухудшение экономичности двигателя из-за излишнего расхода охлаждающего воздуха.
На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4, ротор 5 которой соединен с компрессором 2 валом 6, и турбины низкого давления 7, полезная мощность которой снимается с помощью вала 8 со стороны входа в двигатель 1. Турбина высокого давления 4 состоит из вала 6, на котором установлены диски 9 и 10 первой и второй ступеней с рабочими лопатками 11 и 12 первой и второй ступеней соответственно, а также из сопловых аппаратов 13 и 14 первой и второй ступеней. Со стороны входных кромок 15 и 16 рабочих лопаток первой и второй ступеней установлены покрывные дефлектора 17 и 18 первой и второй ступеней, между дефлекторами 17 и 18 и полотнами 19, 20 дисков 9, 10 образованы полости 21, 22 для прохода охлаждающего воздуха из полости высокого давления 23. Со стороны выходных кромок 24, 25 рабочих лопаток 11, 12 первой и второй ступеней поверхности 26, 27 полотен 19, 20 дисков 9 и 10 не закрыты ничем и могут омываться газом из проточной части 28 турбины 4. Для улучшения экономичности путем снижения утечек лабиринтное уплотнение 29 между фланцем 30 второго соплового аппарата 14 и лабиринтом 31, установленным на диске 9 первой ступени, выполнено на минимально возможном диаметре, в зоне перехода от ступицы 32 к полотну 19 диска 9. Лабиринт 31 упирается своим задним кольцевым выступом 33 в ступицу 34 дефлектора 18 второй ступени, образуя таким образом изолированную от газа воздушную полость 35, связанную с воздушной полостью высокого давления 23. Своим передним кольцевым выступом 36 лабиринт 31 образует со стороны выходной кромки 24 рабочей лопатки 11 совместно с полотном 19 диска первой ступени 9 кольцевой щелевой жиклер 37 шириной h и расположенный на входе в лабиринтное уплотнение на диаметре D, на входе связанный с воздушной полостью 35, а на выходе - с газовой полостью 38, ограниченной поверхностью 26 полотна 19 диска 9 и диафрагмой 39 второго соплового аппарата 14.
Работает устройство следующим образом. При работе двигателя ступицы дисков 9 и 10 первой и второй ступеней находятся в воздушной полости 35, в которую поступает закомпрессорный воздух из полости 23, и поэтому ступицы имеют низкую температуру. Со стороны входных кромок 15 и 16 рабочих лопаток 11 и 12 первой и второй ступеней диски 9 и 10 защищены от контакта с горячим газом с помощью дефлекторов 17, 18, причем полости 21, 22 между полотнами 19, 20 дисков 9 и 10 также продуваются охлаждающим воздухом из полости 23, и поэтому поверхность полотна дисков со стороны входных кромок рабочих лопаток имеет низкую температуру. Со стороны выходных кромок 24, 25 поверхности 26, 27 полотен 19, 20 дисков 9, 10 закрыты от контакта с горячим газом пленкой охлаждающего воздуха, истекающего через кольцевые жиклеры 37, обеспечивающего приемлемую температуру поверхностей 26, 27. Горячий газ с большой скоростью, протекающий через лабиринтное уплотнение 29, натекает на ступицу 34 покрывного дефлектора 18, которая охлаждается воздухом, перетекающим из полости 35 в полость 22 между диском 10 и дефлектором 18. Часть холодного воздуха из щелевого жиклера 37 подмешивается к этому воздуху, что снижает температуру лабиринта 31 и ступицы 34 дефлектора второй ступени 18. Вследствие больших проходных площадей газ в полости 38 движется с малой скоростью, и поэтому пленочное охлаждение поверхностей 26, 27 дисков 9 и 10 со стороны выходных кромок рабочих лопаток оказывается эффективным.
Источники информации
1. С.А. Вьюнов "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", - М.: Машиностроение, стр. 205, рис.4.52.
2. Там же, стр. 222, рис.4.63 - прототип.
Формула изобретения
Газотурбинный двигатель с лабиринтным уплотнением ротора турбины с сопловым аппаратом, расположенным между дисками турбины, отличающийся тем, что лабиринтное уплотнение расположено в зоне перехода ступицы диска к его полотну, а между полотном диска на входе в лабиринтное уплотнение на диаметре D со стороны выходных кромок рабочих лопаток ротора и осевым кольцевым выступом лабиринта выполнен кольцевой щелевой жиклер шириной h, соединенный на входе с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с газовой полостью, при этом h/D = 0,0001-0,002.
РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3
QZ4A Государственная регистрация изменений в зарегистрированный договор
Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 07.10.2010 № РД0070892
Вид договора: лицензионный
Лицо(а), передающее(ие) исключительное право: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)
Лицо, которому предоставлено право использования: Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод" (RU)
Дата и номер государственной регистрации изменений, внесенных в зарегистрированный договор: 26.08.2011 РД0086062
Изменения:Из предмета договора исключены патенты 
2255234 и 2250416. Изменения условий договора, не отраженных в Государственном реестре.
Дата публикации: 10.10.2011
