Сектор кольца турбины газотурбинного двигателя, кольцо турбины, турбина, содержащая такое кольцо, и газотурбинный двигатель, содержащий такую турбину

Сектор кольца турбины содержит стенку, ограничивающую аэродинамический контур, в котором проходят газы от входа к выходу, и перфорированный лист, расположенный противоположно аэродинамическому контуру относительно стенки. Перфорированный лист содержит дно и боковые стенки. Расстояние между стенкой сектора кольца и дном перфорированного листа ограничивает зазор, изменяющийся в осевом направлении от входа к выходу, причем величина зазора, расположенного на входе, меньше величины зазора, расположенного на выходе. Другие изобретения группы относятся к кольцу турбины, турбине и газотурбинному двигателю, каждый из которых содержит указанный выше сектор кольца. Изобретения позволяют снизить деформации сектора кольца за счет обеспечения равномерности его температуры. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности касается охлаждения секторов кольца турбины газотурбинного двигателя.

Авиационный газотурбинный двигатель в классическом варианте содержит компрессор, камеру сгорания и турбину. Турбина предназначена для обеспечения вращения компрессора за счет отбора части энергии давления горячих газов, выходящих из камеры сгорания, и ее преобразования в механическую энергию.

Турбина, расположенная на выходе камеры сгорания, является агрегатом газотурбинного двигателя, который работает в самых сложных условиях. В частности, она подвергается воздействию значительных термических и механических напряжений, создаваемых горячими газами на выходе камеры.

Турбина традиционно содержит, по меньшей мере, один направляющий сопловой аппарат, образованный решеткой лопаток, неподвижных относительно картера газотурбинного двигателя, и, по меньшей мере, одно подвижное колесо, содержащее набор лопаток, выполненных с возможностью приведения колеса во вращение.

Подвижное колесо охвачено неподвижным кольцом, неподвижно соединенным с картером. Указанное кольцо предназначено, в частности, для образования своей внутренней поверхностью внешней границы аэродинамического контура. Чаще всего это кольцо состоит из множества секторов. Будучи постоянно подверженным воздействию горячих газов, кольцо турбины имеет непродолжительный срок службы. Поэтому его необходимо охлаждать, чтобы повысить его устойчивость к сверхвысоким температурам.

Известное решение для охлаждения состоит в оборудовании кольца перфорированными листами, окружающими упомянутое кольцо. Такие листы описаны в патентах ЕР 0893577, ЕР 1134360, ЕР 0516322, ЕР 1225309 и ЕР 1533478. Перфорированный лист, как правило, имеет форму ванны и содержит дно и боковые стенки. Отверстия выполнены в основном в дне перфорированного листа рядами. Охлаждающий воздух проходит через перфорированный лист через отверстия и обдувает стенку кольца, охлаждая ее. Дно перфорированного листа отделено от кольца промежутком. В патентах GB 1330892 и US 2003/0131980 раскрыт промежуток, изменяющийся в осевом направлении, однако решение согласно этим документам все же остается неудовлетворительным с точки зрения недостаточного охлаждения.

В разных точках кольца температура не является однородной. В результате этого возникают деформации кольца. Если кольцо выполнено в виде множества секторов, каждый сектор имеет вид дуги окружности, соответствующей угловому сектору кольца. Каждому сектору кольца соответствует свой перфорированный лист.

Первый тип деформации выражается в короблении секторов в окружном направлении, то есть происходит потеря концентричности секторов и, следовательно, кольца.

Второй тип деформации происходит в осевом направлении и выражается в осевом наклоне секторов, то есть происходит чрезмерное смещение расстояния входной части или выходной части секторов по отношению к оси (X) газотурбинного двигателя, на котором они закреплены.

Оба типа деформаций приводят к механическому износу кольца из-за трения находящихся друг против друга лопаток подвижного колеса. В результате износа возникает необратимый зазор между вершинами лопаток и кольцом турбины. Этот зазор снижает производительность газотурбинного двигателя.

Для ограничения деформаций необходимо обеспечить однородность температуры секторов кольца. Для этого, как известно, меняют различные параметры перфорированного листа, такие как диаметр отверстий, число отверстий в ряду или шаг между каждым рядом.

Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных проблем и разработка решения, более эффективного по сравнению с существующими решениями. В этой связи объектом изобретения является сектор кольца турбины, содержащий:

- стенку, ограничивающую аэродинамический контур, в котором проходят газы от входа к выходу, и

- перфорированный лист, расположенный противоположно аэродинамическому контуру относительно стенки, при этом упомянутый перфорированный лист содержит дно и боковые стенки, причем расстояние между стенкой кольцевого сектора и дном перфорированного листа формирует воздушный зазор.

Согласно основному отличительному признаку настоящего изобретения зазор изменяется, то есть не является постоянным или является переменным. Иначе говоря, в отличие от секторов кольца, оборудованных известными перфорированными листами, плоскость дна перфорированного листа в соответствии с настоящим изобретением не отделена постоянным расстоянием от плоскости стенки сектора кольца.

Это изменение зазора может происходить в осевом и/или окружном направлении.

Предпочтительно, чтобы величина промежутка, расположенного на входе, была меньше величины промежутка, расположенного на выходе.

Дно перфорированного листа может принимать самые разные формы. В частности, оно может меняться линейно, криволинейно или ступенчато, причем полностью или только частично.

Предпочтительно, чтобы изобретение позволяло снизить тепловой градиент на секторах кольца, при этом можно рассчитывать на снижение температуры на 40 градусов Кельвина или больше, что позволяет увеличить срок службы колец.

Предпочтительно, чтобы сектором кольца можно было оборудовать не только вновь проектируемые турбины, но и турбины, находящиеся в эксплуатации и оборудованные секторами колец, содержащими перфорированный лист. Определив зоны сектора кольца, предназначенные для более интенсивного охлаждения, можно заменить старый перфорированный лист на новый перфорированный лист в соответствии с настоящим изобретением для улучшения характеристик турбины и увеличения срока ее службы, что не требует много времени и модификации соседних деталей.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из подробного описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие неограничительные примеры выполнения, в числе которых:

Фиг.1 изображает вид в разрезе сектора кольца согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.2 - вид в изометрии перфорированного листа согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.3 - вид в разрезе сектора кольца согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.4 - вид в разрезе сектора кольца согласно третьему варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.5 - вид в разрезе сектора кольца согласно четвертому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.6 - схематичный вид в изометрии газотурбинного двигателя.

На фиг.1 показан сектор 1 кольца турбины, образованный стенкой 11, содержащей внутреннюю поверхность 16 и наружную поверхность 17, при этом внутренняя поверхность 16 ограничивает внешнюю границу аэродинамического контура 5.

После установки секторов 1 кольца на турбине 8 газотурбинного двигателя 9 они охватывают в окружном направлении подвижное колесо, вершины 31 лопаток 3 которого расположены напротив внутренней поверхности 16 стенки 11 сектора 1 кольца. Пространство, находящееся между вершинами 31 лопаток 3 и внутренней поверхностью 16 стенки 11 сектора 1 кольца, образует зазор 4.

Как правило, сектор 1 кольца крепят на картере (не показан) турбины 8 при помощи крепежных средств, таких как шипы 14 и 15, выступающие за пределы наружной поверхности 17 стенки 11 сектора 1 кольца. Эти шипы 14 и 15, выполненные на входном 12 и выходном 13 концах сектора 1 кольца, предназначены для взаимодействия с соответствующими кольцевыми пазами (не показаны).

Термины «вход» и «выход» следует рассматривать по отношению к потоку газов в аэродинамическом контуре 5. На фиг.1 вход 52 находится слева, а выход 53 - справа.

Пространство, ограниченное шипами 14 и 15 и наружной поверхностью 17 стенки 11 сектора 1 кольца, образует первую «ванну», при этом шипы 14 и 15 образуют боковые стенки ванны, а стенка 11 сектора 1 кольца образует дно ванны.

Первая ванна позволяет установить перфорированный лист 2, который выполнен в виде второй «ванны», содержащей боковые стенки 22 и 23 и дно 21. Концы 24 и 25 боковых стенок 22 и 23 перфорированного листа 2 выполнены изогнутыми и образуют бортики, которые могут опираться соответственно на шипы 14 и 15 сектора 1 кольца. Толщина перфорированного листа 2 существенно меньше толщины сектора 1 кольца. Перфорированный лист 2 можно выполнять штамповкой. Крепление этого перфорированного листа 2 на секторе 1 кольца можно выполнить пайкой. Стенка 11 сектора 1 кольца и дно 21 перфорированного листа 2 разделены расстоянием, образующим промежуток 7.

Охлаждающий воздух под давлением, который можно отбирать у дна камеры сгорания от компрессора или любого другого эквивалентного средства, выполненного с возможностью подачи свежего воздуха, поступает в пространство 6, расположенное противоположно сектору 1 кольца относительно перфорированного листа 2. Высокое давление в пространстве 6 заставляет охлаждающий воздух проходить через перфорированный лист 2 через отверстия 20, показанные на фиг.2. Отверстия 20 могут быть выполнены электроэрозионным способом EDM (Electro Discharge Machine) или способом лазерного сверления.

Охлаждающий воздух, выходящий из перфорированного листа 2 через отверстия 20, обдувает наружную поверхность 17 стенки 11 сектора 1 кольца. В каждой зоне обдува напротив каждого отверстия 20 происходит теплообменный процесс. Нагретый воздух удаляется после этого в аэродинамический воздушный контур 5 по каналам (не показаны), как правило, выполняемым в секторе 1 кольца. Эти каналы могут быть идентичными каналам, описанным в вышеуказанных патентах, например в патенте ЕР 0516322, раскрывающем сектор кольца, содержащий каналы большой длины. Воздух, выходящий из этих каналов и входящий в аэродинамический контур 5, должен иметь достаточный напор, чтобы создавать воздушный слой на входе 12 сектора 1 кольца. Изобретение позволяет создавать напор воздуха, больший на входе 12, чем на выходе 13 сектора 1 кольца.

Коэффициент теплообмена зависит от расстояния между отверстием 20 и обдуваемой зоной и, следовательно, от зазора 7. Как правило, уменьшение зазора 7 приводит к повышению коэффициента теплового обмена. И, наоборот, увеличение зазора 7 снижает коэффициент теплообмена. Таким образом, можно локально управлять теплообменом между охлаждающим воздухом и стенкой 11 сектора 1 кольца, изменяя зазор 7. Кроме того, этот параметр можно комбинировать, по меньшей мере, с одним из других известных параметров, которые могут влиять на коэффициент теплообмена, таких как диаметр отверстий, число отверстий в ряду или шаг между рядами.

Горячие газы проходят от входа 52 к выходу 53, и входная часть 12 сектора 1 кольца обычно является более горячей, чем выходная часть 13 сектора 1 кольца. Поэтому рекомендуется более интенсивно охлаждать входную часть 12. В этом случае перфорированный лист 2 можно выполнять таким образом, чтобы зазор 7, находящийся на входе 12 сектора 1 кольца, был меньше зазора 7, находящегося на выходе 13 сектора 1 кольца.

В первом варианте осуществления настоящего изобретения, показанном на фиг.1, зазор 7 меняется линейно. Дно 21 перфорированного листа 2 расположено в плоскости, пересекающей ось (X) вращения турбины 8, которая совпадает с осью (X) вращения газотурбинного двигателя 9. Дно 21 перфорированного листа 2 образует угол α с осью (X) вращения турбины 8. Этот угол α обязательно должен быть больше 0° и может достигать 45°. В зависимости от условий работы каждой турбины правильно выбранный наклон позволяет получать более однородную температуру сектора 1 кольца.

Во втором варианте осуществления настоящего изобретения, показанном на фиг.3, величина зазора 7 меняется ступенчато, при этом дно 21 перфорированного листа 2 имеет форму «лестницы». Дно 21 перфорированного листа 2 образовано несколькими последовательными «площадками» или «ступенями» 121а, 121b и 121с.

В третьем варианте осуществления настоящего изобретения, показанном на фиг.4, зазор 7 является постоянным напротив первой части 221а перфорированного листа 2 и меняется напротив второй части 221b перфорированного листа 2, причем это изменение может быть линейным или криволинейным. В примере, показанном на фиг.4, вторая часть 221b меняется линейно и образует угол β с первой частью 221а. Этот угол β обязательно должен быть больше 0° и может достигать 60°.

В четвертом варианте осуществления настоящего изобретения, показанном на фиг.5, зазор 7 меняется криволинейно вдоль кривой, например, равномерной и поднимающейся от входа к выходу. Дно 321 листа 2 в этом случае является выпуклым напротив стенки 11 сектора 1 кольца.

Описанные выше варианты осуществления относятся к зазорам 7, меняющимся в осевом направлении (X), однако можно выполнить зазор 7 таким образом, чтобы он менялся в окружном направлении (Y), в плоскости, перпендикулярной к осевому направлению, например, для исправления термических погрешностей, возникающих из-за утечек между секторами.

Объектом настоящего изобретения являются также кольцо турбины, содержащее множество описанных выше секторов кольца, и турбина 8, показанная на фиг.6 в виде заштрихованного точками участка, содержащая описанное выше кольцо турбины.

Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель 9, показанный на фиг.6, содержащий вышеупомянутую турбину 8.

1. Сектор (1) кольца турбины, содержащий стенку (11), ограничивающую аэродинамический контур (5), в котором проходят газы от входа (52) к выходу (53), и перфорированный лист (2), расположенный противоположно аэродинамическому контуру (5) относительно стенки (11), при этом перфорированный лист (2) содержит дно (21, 121, 221, 321) и боковые стенки (22, 23), причем расстояние между стенкой (11) сектора (1) кольца и дном (21, 121, 221, 321) перфорированного листа (2) ограничивает зазор (7), который изменяется в осевом направлении от входа (52) к выходу (53), отличающийся тем, что величина зазора, расположенного на входе (52), меньше величины зазора, расположенного на выходе (53).

2. Сектор (1) кольца турбины по п.1, отличающийся тем, что зазор (7) меняется линейно.

3. Сектор (1) кольца турбины по п.1, отличающийся тем, что зазор (7) меняется криволинейно.

4. Сектор (1) кольца турбины по п.1, отличающийся тем, что зазор (7) является постоянным напротив первой части (221а) перфорированного листа (2) и меняется напротив второй части (221b) перфорированного листа (2).

5. Сектор (1) кольца турбины по п.4, отличающийся тем, что зазор (7) напротив второй части (221b) перфорированного листа (2) меняется линейно.

6. Сектор (1) кольца турбины по п.4, отличающийся тем, что зазор (7) напротив второй части (221b) перфорированного листа (2) меняется криволинейно.

7. Сектор (1) кольца турбины по п.6, отличающийся тем, что зазор (7) напротив второй части (221b) перфорированного листа (2) меняется криволинейно по равномерной и поднимающейся кривой.

8. Сектор (1) кольца турбины по п.1, отличающийся тем, что величина зазора меняется ступенями (121а, 121b, 121с), при этом дно перфорированного листа (2) имеет вид лестницы.

9. Сектор (1) кольца турбины по одному из пп.1-8, отличающийся тем, что зазор (7) меняется в окружном направлении.

10. Кольцо турбины, содержащее множество секторов (1) по одному из пп.1-9.

11. Турбина (8), содержащая кольцо турбины по п.10.

12. Газотурбинный двигатель (9), содержащий турбину (8) по п.11.