Турбина газотурбинного двигателя

ССЧОЗ СОВЕТСКИХСОЦИАЛИСТИЧЕСКИХРЕСПУБЛИК 42, 1809127 А 1 5)5 Г 1/00 Б ВИДЕТЕЛ ЬСТВ АВТОРСКО зование: в авиадвигателестроенах двигателей, устанавливаеверхзвуковых установках. зобретения; воздух из-за комп- ходит через клапан 26, установакте 25 отбора воздуха и идет на лопаток 4, 15 и регулирование ду статором 17 и рабочими лоПроходное сечение клапана 26 в зависимости от какого-либо вигателя. 1 ил.. (54) ТУРБИН ТЕЛЯ (57) Исполь нии в турби мых на с Сущность и рессора про ленный в трохлаждение зазора меж патками 15, управляетСя параметра д ЗОТУРБИННОГО ДВИГАПредлагаемое изобретение относится кавиадвигателестроению и может быть использовано в турбинах авиадвигателей, устанавливаемых на сверхзвуковыхсамолетах.Цель изобретения - повышение экономичности и надежности турбины с клапанным устройством путем совместногорегулирования расходом воздуха, идущего. на охлаждение лопаток и на регулированиезазором между статором и рабочими лопатками.Это достигается тем, что клапан, например ленточного типа, с механизмом привода, вынесенным на наружную поверхностьстатора турбины, установлен в тракте отбора воздуха из-за компрессора таким образом, чтобы весь воздух, идущий наохлаждение лопаток и на регулирование зазором, проходил через него, при этом клапан выполнен управляемым по величине егопроходного сечения в зависимости от какого-либо параметра двигателя, например оттемпературы газа в турбине, измеренногопри помощи специального датчика, например, термопары, установленной на трактетурбины,Изобретение поясняется чертежом, гдепредставлен разрез предлаГаемой турбины,состоящей из статорных корпусов 1 и 2,между которыми установлен сопловый аппарат 3 с полыми лопатками 4, каналы 5которого сообщают внутренние полости лопаток с газовым трактом 6 турбины. Выступы 7 и 8 соплового аппарата 3 совместно слабиринтными 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 11сообщается с внутренними полостями 14рабочих лопаток 15, установленных в колесе11, Внутренние полости 14 лопаток 15 сообщаются отверстиями 16 с газовым трактом6 турбины,Рабочие лопасти 15 своими концами образуют зазор " д " со стенкой 17, установленной в корпусе 2. В стенке имеютсяотверстия 18, которые сообщают газовыйтракт 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 полостью19 через отверстия 21, выполненные в корпусах 1 и 2,Наружная обечэйка 22 камеры ограничения 23 двигателя посажена на бурт соплового аппарата 3, в результате чегопроисходит разделение тракта 24 камерысгорания 23 от тракта 25. по которому под 5 10 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 анал 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 20 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 охлажде ние лопаток и регулирование зазором "Д иВо время работы, когда в турбине температура газа будет приближаться к максимальной, что, например, соответствует 35 сверхзвуковому режиму полета самолетаили взлетному режиму, необходим большой расход воздуха на охлаждение лопаток, Выход на максимальный режим осуществляется разгоном ротора и его опережающим 40 прогревом по сравнению со статором. Поэтому нужен увеличенный расход воздуха, подогретого в компрессоре, чтобы нагреть статор нэд рабочими лопатками 15 воизбежании касания за стенку 17, Термопара 32 45 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 50 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 б турбины, Другая часть воздуха из полости 20 по отверстиям 21 поступает в полость 19, откуда по отверстиям 18 выхо1809127 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, злотому что клапан не допускает попадание продуктов сгорания в отверстия 5 10 15 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,20 25 следовательно, уменьшает удельный расходтоплива двигателя, что позволит увеличитьдальность полета самолета. 30 Формула изобретенияТурбина газотурбинного двигателя с охлость подвода в последние охлаждающего воздуха, отбираемого из-за компрессора, на входе в которую установлен управляемый расходный клапан, и полость, образованную корпусом турбины и стенкой, соэдаю 35 щей с лабиринтными гребешками рабочих лопаток регулируемый радиальный зазор, о т л и ч а ю щ а я с я тем, что, с целью повышения надежности и экономичности двигателя, полость, образованная корпусоми стенкой уплотнения, соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха,Составитель В.ОрловТехред М.Моргентал Корректор Н.Кешеля . Редактор Заказ 1271 Тираж Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР 113035, Москва, Ж, Раушская наб., 4/5 Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101 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 лопаток 15, которые увеличивают свой наружный диаметр под воздействием температуры и центробежных сил.При полете, когда имеет место умеренная температура газа в турбине, что соответствует, 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 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. Поэтому и ри понижении температуры в турбине термопара 32 подает сигнал, который заставит механизм привода клапана 26 натянуть ленту 27, прикрывающую каналы 30 до необходимого значения проходного сечения, 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 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.При этом уменьшится расход вытекающего воздуха из отверстий 5, 16 и 18, что благоприятно скажется на КПД турбины,При отсутствии клапана 26 переддавления на отверстиях 5, 16 и 18 был бы значительным, что увеличило бы расход воздуха, выбрасываемого в тракт турбины, снизило бы ее КПД. Клапан 26 позволяет поддерживать небольшие положительные перепады лаждаемыми лопатками, содержащая по 9