Власники патенту RU 2287073:
Товариство з обмеженою відповідальністю "авіадвигунів" (RU)
Винахід відноситься до силових турбін газотурбінних двигунів авіаційного і наземного застосування. Силова турбіна газотурбінного двигуна містить труби підведення охолоджуючого повітря, жорстко закріплені на зовнішньому корпусі периферійними хвостовиками і телескопически пов'язані внутрішніми хвостовиками з внутрішнім корпусом. Труби розміщені в порожніх стійках, встановлених перед сопловими лопатками по потоку газу в проточній частині турбіни. Периферійний хвостовик труби виконаний сферичним по зовнішній поверхні і зафіксований переднім і заднім кільцями, виконаними сферичними по внутрішніх поверхнях. Внутрішній циліндричний хвостовик труби телескопически встановлений в сферичної по зовнішньому діаметру втулки. У повітряній порожнині внутрішнього корпусу встановлений, щонайменше, один датчик контролю температури охолоджуючого повітря з виведенням провідників датчика через трубу. Винахід дозволяє підвищити надійність і коефіцієнт корисної дії турбіни шляхом виключення перегріву диска турбіни, зниження напруги вигину в трубах підведення охолоджуючого повітря, а також зниження гідравлічних втрат. 3 мул.
Винахід відноситься до силових турбін газотурбінних двигунів авіаційного і наземного застосування.
Відома силова турбіна газотурбінного двигуна, в якій для підведення охолоджуючого повітря на охолодження дисків ротора турбіни маточини дисків виконані з центральними отворами.
Недоліком такої конструкції є низька її надійність, так як отвори в маточинах дисків є концентраторами напружень.
Недоліком відомої конструкції, прийнятої за прототип, є її низька надійність і знижений ККД внаслідок підвищених згинальних напружень в трубах при взаємному переміщенні зовнішнього і внутрішнього корпусів, викликаному різним нагріванням цих корпусів при роботі двигуна. Зниження надійності конструкції сприяє також відсутність датчика контролю надходження холодного повітря в порожнині внутрішнього корпусу.
Зниження к.к.д. відбувається за рахунок підвищених гідравлічних втрат при обтіканні газом соплових лопаток, які виконуються зі збільшеною товщиною профілю пера для розміщення в лопатках труб підведення повітря.
Технічне завдання, на вирішення якої спрямовано заявляється винахід, полягає в підвищенні надійності і ККД силовий турбіни газотурбінного двигуна шляхом виключення перегріву диска турбіни, зниження напружень вигину в трубах підведення охолоджуючого повітря і зниження гідравлічних втрат.
Суть винаходу полягає в тому, що в силовий турбіні газотурбінного двигуна з трубами підведення охолоджуючого повітря, жорстко закріпленими на зовнішньому корпусі периферійними хвостовиками і телескопически пов'язаними внутрішніми хвостовиками з внутрішнім корпусом, відповідно до винаходу труби розміщені в порожніх стійках, встановлених перед сопловими лопатками по потоку газу в проточної частини турбіни, периферійний хвостовик труби виконаний сферичним по зовнішній поверхні і зафіксований переднім і заднім кільцями, виконані і сферичними по внутрішніх поверхнях, а внутрішній циліндричний хвостовик труби телескопически встановлений в сферичної по зовнішньому діаметру втулки, при цьому в повітряній порожнині внутрішнього корпусу встановлений щонайменше один датчик контролю температури охолоджуючого повітря з виведенням провідників датчика через трубу.
Виконання периферійного хвостовика труби сферичним по зовнішній поверхні з його фіксацією в осьовому і в радіальному напрямку переднім і заднім сферичними по внутрішній поверхні кільцями дозволяє виконати герметичну закладення хвостовика труби з можливістю повороту труби щодо центру сфери, що виключає появу в трубі напруг вигину в разі взаємних температурних деформацій зовнішнього і внутрішнього корпусів. Установка внутрішнього хвостовика труби телескопически в сферичної по зовнішньому діаметру втулки також виключає появу в трубі напруг вигину при взаємних температурних деформаціях зовнішнього і внутрішнього корпусів.
Розміщення труб підведення повітря в порожніх стійках, встановлених по потоку газу в проточній частині турбіни перед сопловими лопатками турбіни, дозволяє виконати соплові лопатки з мінімальною товщиною профілю, що призводить до зниження гідравлічних втрат при обтіканні газом цих лопаток з відповідним підвищенням ККД турбіни.
Охолоджуючий повітря, що проходить по трубах, служить для зниження температури диска силовий турбіни. Оскільки зайве підвищення температури охолоджуючого повітря або поломка труби з відповідним зниженням витрати охолоджуючого повітря може привести до перегріву високонавантаженого диска турбіни з подальшим його руйнуванням, то в повітряній порожнині внутрішнього корпусу встановлений датчик контролю температури охолоджуючого повітря з виведенням провідників від цього датчика через одну з труб підведення повітря, що знижує температуру провідників і підвищує їх надійність, а також турбіни в цілому.
Винахід проілюстровано наступним чином.
На фіг.1 показаний поздовжній розріз силовий турбіни газотурбінного двигуна. На фіг.2 представлений елемент I на фіг.1 в збільшеному вигляді, а на фіг.3 - елемент II на фіг.1 в збільшеному вигляді.
Силова турбіна газотурбінного двигуна 1 складається з ротора 2, на диску 3 якого встановлено робочі лопатки 4, а також з статора 5 з сопловими лопатками 6 і вхідного дифузора 7 із зовнішнім 8 і внутрішнім 9 корпусами дифузора. На внутрішніх полицях 10 соплових лопаток 6 телескопически, з можливістю радіального переміщення лопаток 6, встановлені внутрішній корпус 9 дифузора 7 і конусна діафрагма 11, що обмежує з передньої по потоку газу 12 проточної частини 13 дифузора 7 боку повітряну порожнину 14, яка з заднього боку обмежена диском 3.
Повітряна порожнина 14 на виході через лабіринтове ущільнення 15 між диском 3 і внутрішнім кільцем 16 на соплових лопатках 6 з'єднана з проточною частиною 17 турбіни 1, а на виході через труби підведення повітря 18 - з проміжним ступенем компресора (не показана). Труба 18 розміщена в стійці 19, що проходить через проточну частину 13 дифузора 7, і зафіксована в стійці 19 периферійним сферичним по зовнішній поверхні 20 хвостовиком 21 з фіксацією в осьовому і радіальному напрямках переднім 22 і заднім 23 сферичними по внутрішніх поверхнях кільцями, встановленими між собою з осьовим зазором 24.
У напрямку по осі 25 труби 18 кільця 22 і 23 зафіксовані через пружне кільце 26 з металлорезіни фланцем 27, на яке встановлюється трубопровід 28 підведення охолоджуючого повітря 29 через проміжної ступені компресора.
Внутрішній циліндричний хвостовик 30 труби 18 за допомогою телескопічного з'єднання 31 розміщений в сферичної втулці 32 через проміжну втулку 33, встановлену у втулці 34, закріпленої нерухомим з'єднанням 35 (наприклад, зварюванням) в діафрагмі 11.
Стійки 19 нерухомо встановлені в зовнішньому корпусі 8 дифузора 7 і за допомогою телескопічного з'єднання 36 - у внутрішньому корпусі дифузора 7.
Надійність диска 3 турбіни 1 значною мірою визначається його температурою, яка залежить від температури охолоджуючого повітря 29 в повітряної порожнини 14, і для контролю температури цього повітря, а також його наявності, в повітряної порожнини 14 встановлений датчик 37 контролю температури повітря в порожнині 14. електричні провідники 38 від датчика 37 розташовані в одній з труб 18, що гарантує їх розрахункове температурний стан і надійну роботу.
Працює пристрій наступним чином.
При роботі турбіни 1 її диск 3, охолоджуваний повітрям 29, має високі запаси міцності і виключає перегрів диска турбіни 3, забезпечуючи високу надійність турбіни 1.
На конусну діафрагму 11 діє осьова газова сила, викликана надлишковим тиском охолоджуючого повітря 29 в повітряної порожнини 14, однак це не призводить до значних її осьовим переміщенням, так як діафрагма 11 телескопически встановлена на безлічі соплових лопаток 6, що мають значну сумарну осьову жорсткість.
У разі поломки системи підведення повітря 29 температура в повітряної порожнини 14 підвищується, що фіксується датчиком 37 контролю температури повітря, і при досягненні граничного рівня температури газотурбінний двигун разом з турбіною 1 відключається, що запобігає руйнуванню диска 3 турбіни 1, підвищуючи таким чином її надійність.
Силова турбіна газотурбінного двигуна з трубами підведення охолоджуючого повітря, жорстко закріпленими на зовнішньому корпусі периферійними хвостовиками і телескопически пов'язаними внутрішніми хвостовиками з внутрішнім корпусом, що відрізняється тим, що труби розміщені в порожніх стійках, встановлених перед сопловими лопатками по потоку газу в проточній частині турбіни, периферійний хвостовик труби виконаний сферичним по зовнішній поверхні і зафіксований переднім і заднім кільцями, виконаними сферичними по внутрішніх поверхнях, а внутрішній циліндричний хвостовик труби телескопически встановлений в сферичної по зовнішньому діаметру втулки, при цьому в повітряній порожнині внутрішнього корпусу встановлений, щонайменше, один датчик контролю температури охолоджуючого повітря з виведенням провідників датчика через трубу.