Сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопловых лопаток турбины газотурбинного двигателя (ГТД). Сопловая лопатка турбины ГТД содержит наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха. Промежуточный дефлектор выполнен из керамического или композиционного материала. Внутренняя полость металлического дефлектора сообщена с полостью подвода охлаждающего воздуха к ротору турбины. Изобретение обеспечивает снижение расхода воздуха на охлаждение сопловой лопатки турбины, снижение газодинамических и тепловых потерь в сопловом аппарате турбины ГТД, а также возможность увеличения температуры газа перед турбиной до стехиометрических значений, что приводит к увеличению параметров цикла ГТД и повышению эффективности узла турбины и ГТД как тепловой машины в целом. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно, к конструкции сопловых лопаток газотурбинных двигателей (ГТД).

Известна сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха (см. патент № US4396349, класс F01D 11/02, опубл. 02.08.1983).

Недостатком этой конструкции сопловой лопатки является то, что применение металлического экрана между керамическим профилем и металлическим несущим стержнем ограничивает температуру внутренней стенки наружной керамической оболочки лопатки и требует либо большого количества охлаждающего воздуха, либо ограничения температуры рабочего газа, обтекающего наружную керамическую оболочку.

Задачей настоящего изобретения является устранение ограничения, накладываемого на допустимую температуру наружного аэродинамического профиля из керамического материала (ниже допустимой температуры материала) и снижение расхода охлаждающего воздуха.

Поставленная задача решается тем, что в сопловой лопатки ГТД, содержащей наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха, согласно изобретению, промежуточный дефлектор выполнен, по меньшей мере, из двух частей, установленных с зазором друг относительно друга, а внутренняя полость металлического дефлектора сообщена с полостью подвода охлаждающего воздуха к ротору турбины, при этом промежуточный дефлектор выполнен из керамического или композиционного материала.

При этом наружный аэродинамический профиль может быть выполнен из композиционного материала типа углерод-карбид кремниевый композиционный (C_f/SiC_m) или керамоматричный композиционный (SiC_f/SiC_m), а промежуточный дефлектор - из керамического материала типа карбида кремния (SiC) или нитрида кремния (Si₃N₄).

Технический результат от использования изобретения заключается в снижение расхода воздуха, идущего на охлаждение сопловой лопатки турбины ГТД, снижение газодинамических и тепловых потерь в сопловом аппарате турбины ГТД, а также возможности увеличения температуры газа перед турбиной до стехиометрических значений за счёт применение промежуточного дефлектора в сопловой лопатке из керамического или композиционного материала.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 представлена сопловая лопатка турбины ГТД, поперечное сечение;

на фиг. 2 - сопловая лопатка турбины ГТД, продольное сечение.

Сопловая лопатка турбины ГТД содержит наружный аэродинамический профиль 1, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор 2 и установленный между ними промежуточный дефлектор. Промежуточный дефлектор выполнен составным и включает верхнюю и нижнюю части 3 и 4, установленные и закреплённые в зазором 5 друг относительно друга. Верхняя и нижняя части 3 и 4 промежуточного дефлектора снабжены выступами 6 и 7, выполненными соответственно на наружной и внутренней поверхностях 8 и 9 с образованием с противолежащими поверхностями аэродинамического профиля 1 и металлического дефлектора 2 каналов 10 и 11 для охлаждающего воздуха. Внутренняя полость 12 металлического дефлектора 2 сообщена с полостью 13 подвода охлаждающего воздуха к ротору турбины (на чертежах не показано). Аэродинамический профиль 1 лопатки снабжен верхней и нижней полками 14 и 15. Промежуточный дефлектор выполнен из керамического материала типа карбида кремния (SiC) или нитрида кремния (Si₃N₄), или композиционного материала типа углерод-карбид кремниевый композиционный (C_f/SiC_m), или керамоматричный композиционный (SiC_f/SiC_m).

В частном случае реализации сопловой лопатки турбины ГТД наружный аэродинамический профиль выполнен из композиционного материала типа углерод-карбид кремниевый композиционный (C_f/SiC_m) или керамоматричный композиционный (SiC_f/SiC_m), а промежуточный дефлектор - из керамического материала типа карбида кремния (SiC) или нитрида кремния (Si₃N₄).

Устройство работает следующим образом.

В процессе работы ГТД теплонапряженные участки сопловой лопатки турбины подвергают охлаждению раздельными потоками 16 и 17 охлаждающего воздуха. Поток 16 охлаждающего воздуха, например, из вторичной камеры сгорания через технологические отверстия 18, выполненные в элементах 19 статора турбины, поступает в прямолинейные каналы 10, образованные металлическим дефлектором 2 и промежуточным дефлектором, обеспечивая охлаждение металлического дефлектора 2 и его экранирование от более горячего промежуточного дефлектора. Охлаждающий воздух, проходя через зазор 5 между верхней и нижней частями 3 и 4 промежуточного дефлектора, поступает в каналы 11, образованные промежуточным дефлектором и аэродинамическим профилем 1, обеспечивая натекание охлаждающего воздуха на внутренние стенки аэродинамического профиля 1 лопатки. Из каналов 11 нагретый теплосъемом воздух через щелевые отверстия 20 в полках 14, 15 аэродинамического профиля 1 лопатки отводят в проточную часть ГТД. Охлаждающий воздух в каналах 11 обеспечивает снижение теплового потока от профиля сопловой лопатки в промежуточный дефлектор, достигая тем самым снижение его температуры. Кроме того промежуточный дефлектор экранирует металлический дефлектор 2 от лучистого потока, идущего от разогретого до температуры близкой к температуре газа наружной поверхности аэродинамического профиля 1 лопатки.

Другой поток 17 охлаждающего воздуха, например, от компрессора ГТД поступает во внутреннюю полость 12 металлического дефлектора 2, выполняющего две функции: охлаждение металлического дефлектора 1 и пропуска (транзита) с минимальным нагревом большей части потока воздуха для охлаждения ротора турбины. Одновременно металлический дефлектор 2 осуществляет передачу нагрузок, возникающих от действия газовых сил на статор турбины. Для минимизации контактных напряжений и обеспечения совместной работы деталей из материалов с разными коэффициентами термического линейного расширения металлический дефлектор 2 выполнен податливым из листового металлического материала.

Предложенное изобретение позволяет повысить топливную эффективность и снизить вес ГТД за счет снижения расход воздуха, идущего на охлаждение сопловой лопатки турбины ГТД, снижения газодинамических и тепловых потерь в сопловом аппарате турбины ГТД, а также возможности увеличения температуры газа перед турбиной до стехиометрических значений. Это достигают за счет применения сопловой лопатки турбины, состоящей из наружного аэродинамического профиля, формирующего решетку соплового аппарата турбины, выполненного из керамического или композиционного материала с длительной рабочей температурой, равной или превышающей температуру газа на входе в сопловой аппарат турбины (не менее 1300°С), дефлектора из керамического или композиционного материала с длительной рабочей температурой, равной рабочей температуре материала наружного аэродинамического профиля, экранирующего от лучистого теплового потока и обеспечивающего циркуляцию охлаждающего воздуха для обеспечения нормальной длительной рабочей температуры (меньше рабочей температуры керамического или композиционного материала) металлического дефлектора, который обеспечивает передачу нагрузок возникающих от действия газовых сил на статор турбины и транзит охлаждающего воздуха к ротору турбины (при необходимости). Высокая рабочая температура, высокая теплопроводность и излучательная способность керамических и композиционных материалов обеспечивает низкий уровень термических напряжений в конструкции, но требует защиты окружающих металлических деталей от лучистого теплового потока, теплопередачи от конвективного и контактного теплообмена. Низкий коэффициент линейного термического напряжения, низкая прочность (~ 200 МПа) и низкая пластичность керамических и композиционных материалов обуславливают необходимость минимизации контактных напряжений и обеспечения совместной работы с деталями из металлических материалов. Для минимизации контактных напряжений и обеспечения совместной работы деталей из материалов с разными коэффициентами термического линейного расширения дефлектор выполнен податливым из листового металлического материала. Кроме того, выполнение наружного аэродинамического профиля из керамического композиционного материала позволяет повысить надежность конструкции и увеличить ресурсные показатели ГТД за счет большей трещиностойкости керамического композиционного материала относительно керамического материала. Таким образом, применение заявленной сопловой лопатки турбины приводит к увеличению параметров цикла ГТД и повышению эффективности узла турбины и ГТД как тепловой машины в целом.

1. Сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха, отличающаяся тем, что промежуточный дефлектор выполнен по меньшей мере из двух частей, установленных с зазором относительно друг друга, а внутренняя полость металлического дефлектора сообщена с полостью подвода охлаждающего воздуха к ротору турбины, при этом промежуточный дефлектор выполнен из керамического или композиционного материала.

2. Сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что наружный аэродинамический профиль выполнен из композиционного материала типа углерод-карбид кремниевый композиционный (C_f/SiC_m) или керамоматричный композиционный (SiC_f/SiC_m), а промежуточный дефлектор - из керамического материала типа карбида кремния (SiC) или нитрида кремния (Si₃N₄).