Високотемпературна газова турбина, переважно газотурбинного двигуна

9809^933, МП К* F01D Високотемпературна газова турбіна, переважно газотурбинного двигуна Винахід відноситься до двигунобудівництва і може бути використаний у виробництві високотемпературних газотурбинних і парових двигунів для транспортних наземних і повітряних засобів, а також в енергоустановках. Відома конструкція високотемпературної турбіни, що включає корпус статора з сопловими апаратами, в якому встановлений роторний агрегат, що складається з внутрішнього бандажа, пов'язаного з валом турбіни, зовнішнього бандажа, встановленого в проточку корпусу статора, і лопаток, які виконані з високотемпературної кераміки і встановлені між внутрішнім і зовнішнім бандажами (див. патент США № 5493855, кл. F01D 005/12, опубл. 27.02.1996). Внутрішній бандаж підтримує роторний агрегат, що складається з множини високотемпературних керамічних лопаток, які встановлені на високоміцних металевих спицях, що мають складну внутрішню структуру і що з'єднують механічно зовнішній бандаж, виконаний у вигляді масивного металевого обода, з внутрішнім бандажем, що являє собою масивну металеву маточину. Внутрішній бандаж - маточина, призначено для сприйняття відцентрових навантажень, виникаючих при обертанні роторного агрегату і власне маточини, а також для передачі окружних навантажень від роторного агрегату до вала двигуна І сприйняття осьових навантажень. І внутрішній бандаж - маточина, і зовнішній бандаж - обід, мають множину порожнин і просвердлень для створення гідродинамічних опор для керамічних лопаток, які самовстанавлюються відносно деталей роторного агрегату. Рідина, що використовується в гідродинамічних опорах, використовується також для охолоджування металевих спиць. У цьому двигуні навантаження, які зазнають керамічні лопатки, передаються елементам роторного агрегату за допомогою гідравлічних опор, тобто без прямого механічного контакту. Основним недоліком відомої конструкції с їіаявність великої маси рідини, необхідної для забезпечення роботи гідравлічних опор. У результаті відбувається обваження елементів ротора і збільшення їх габаритів. Крім того, присутність рідини в елементах ротора може приводити до неврівноваженості ротора при обертанні, особливо на перехідних режимах при зміні частоти обертання ротора, зміні положення осі двигуна в просторі, а також у разі переходу рідини з рідкої фази в пароподібну під впливом температурних і динамічних режимів, які змінюються. Іншим недоліком цієї конструкції є те, що відцентрові навантаження, які виникають при обертанні роторного агрегату, сприймаються самим ротором, що ускладнює і обважнює конструкцію ротора. До недоліків даної конструкції також можна віднести необхідність мати великі запаси рідини, порівняні із запасами палива, а також додаткові агрегати для забезпечення роботи рідинних систем ротора, що є надто несприятливими при використанні двигуна в транспортному засобі. Нарешті, як недолік потрібно відмітити високу складність конструкції зовнішнього і внутрішнього бандажів і металевих, високоміцних, спиць ротора, що охолоджуються. Задачею даного винаходу є створення високотемпературного газотурбинного двигуна більш простої конструкції, робота якого не зв'язана з використанням рідин і, отже, вільного від зазначених вище недоліків. При цьому основні елементи ротора турбіни повинні бути виготовлені не з високоміцних, і маючих велику питому вагу металів, що дорого коштують, а з більш дешевих керамік, які використовуються у виробництві роторів турбін, і які мають низьку питому вагу. Поставлена задача вирішується тим, що у відомій високотемпературній газовій турбіні, що включає корпус статора з сопловими апаратами, в якому встановлений роторний агрегат, що складається з внутрішнього бандажа, пов'язаного з валом турбіни, зовнішнього бандажа, встановленого в проточку корпусу статора, і лопаток, які виконані з високотемпературної кераміки і встановлені між внутрішнім і зовнішнім бандажами, внутрішні і зовнішні бандажі виконані тонкостінними з високотемпературної кераміки і жорстко пов'язані з тонкопрофільними лопатками, внутрішній бандаж встановлений в корпусі статора за допомогою периферійної радіальної газової опори і на валу турбіни за допомогою периферійних окружних газових опор і периферійних осьових газових опор, а зовнішній бандаж встановлений в корпусі статора за допомогою корінних радіальних газових опор і корінних осьових газових опор, причому весь лопатковий вінець виконаний монолітним і має можливість осьового і радіального зміщення, при цьому як корінні радіальні газові опори і корінні осьові газові опори, так і периферійні радіальні, окружні і осьові газові опори, гідравлічно пов'язані з джерелом робочого повітря високого тиску. Переважно кожна з корінних радіальних газових опор виконана у вигляді порожнини, яка утворена циліндричною кільцевою поверхнею зовнішнього бандажа лопаткового вінця, суміжною з внутрішньою кільцевою поверхнею корпусу статора і забезпечена ущільнюючими елементами, які розташовані на зовнішньому бандажі лопаткового вінця і на корпусі статора. Кожна з корінних осьових опор переважно виконана у вигляді порожнини, яка утворена радіально-кільцевою поверхнею на радіальному виступі зовнішнього бандажа лопаткового вінця і суміжною радіально-кільцевою поверхнею корпусу статора і забезпечена ущільнюючими елементами, розташованими на радіальному виступі зовнішнього бандажа лопаткового вінця і на корпусі статора, пов'язаної з джерелом повітря високого тиску, при цьому порожнина, розташована із зворотної сторони від радіального виступу сполучається з проточною частиною турбіни. Периферійна радіальна газова опора може бути виконана у вигляді порожнини, яка утворена кільцевою циліндричною поверхнею внутрішнього бандажа лопаткового вінця і суміжною кільцевого циліндричною поверхнею 1 соплового апарату і забезпечена ущільнюючими елементами, які розташовані на внутрішньому бандажі лопаткового вінця І на сопловім апараті. Аналогічно периферійну осьову газову опору доцільно виконати у вигляді порожнини, яка утворена радіально-кільцевою поверхнею на радіальному виступі внутрішнього бандажа, який входить в радіально-кільцеву проточку вала, і суміжну радіально-кільцеву поверхню проточки вала, який забезпечений ущільнюючими елементами і пов'язаний з джерелом повітря високого тиску, при цьому порожнина, розташована із зворотної сторони від радіального виступу сполучається з проточною частиною турбіни. При цьому на суміжних поверхнях радіального виступу внутрішнього бандажа лопаткового вінця і проточки вала можуть бути виконані контактні виступи. Периферійна окружна газова опора переважно виконана у вигляді порожнини, яка утворена радіально-осьовою поверхнею осьового виступу на внутрішньому бандажі лопаткового вінця, який входить в осьову проточку вала, і суміжну радіально-осьову поверхню осьової проточки вала, яка забезпечена ущільнюючими елементами і пов'язана з джерелом повітря високого тиску. і Порожнина, яка розташована із зворотної сторони осьового виступу внутрішнього бандажа лопаткового вінця, сполучається з проточною частиною турбіни. При цьому на суміжних поверхнях осьового виступу внутрішнього бандажа лопаткового вінця і осьової проточки вала можуть бути виконані контактні виступи. Винахід пояснюється кресленнями: Фіг.1 - схематичне зображення осьового розрізу турбіни. Фіг.2 - схематичне зображення корінних радіальної і осьової газових опор. Фіг.З - схематичне зображення периферійних радіальної і осьової газових опор. Фіг.4 - схематичне зображення периферійних окружних газових опор. Фіг.5 - схематичне зображення осьового розрізу турбіни альтернативної конструкції з додатковими формоутворюючими елементами і зазначенням місць розтину в осьовому напрямі. Фіг.6 - схематичне зображення осьового і радіального розрізу турбіни з вказівкою місць радіальних розтинів. У корпусі статора 1, що включає соплові апарати 2, розміщений монолітний керамічний роторний агрегат 3 за допомогою корінної радіальної газової опори 4, кореної осьової газової опори 5 і периферійної радіальної газової опори 6 (Фіг.1). Роторний агрегат 3 встановлений також на валу 7 двигуна за допомогою периферійних окружних газових опор 8 і периферійної осьової газової опори 9. Для подачі повітря високого тиску до корінної радіальної газової опори 4 в корпусі статора 1 рівномірно по його діаметру виконані просвердлини 10. У корпусі статора 1 і лопатковій частині соплового апарату 2 виконана просвердлина 11 для подачі повітря високого тиску до корінної осьової газової опори 5 і периферійної радіальної газової опори 6. У валу 7 турбіни є також просвердлина 12 для подачі повітря високого тиску до периферійних осьових 9 і окружних 8 газових опор. На Фіг.2 схематично зображений елемент проточної частини, який включає корпус статора 1, соплові апарати статора 2, роторний агрегат 3, а також корінні радіальну 4 і осьову 5 газові опори. Показаний зовнішній бандаж 13 роторного агрегату 3, створюючий з прилеглою кільцевою поверхнею першої проточки корпусу статора 1 і ущільнюючими елементами 14, 15 зовнішніх бандажів 13 роторного агрегату 3 і ущільнюючими елементами 16, 17 корпусу статора 1 корінну радіальну газову опору 4. Радіально-кільцевою поверхнею радіального виступу 18 зовнішнього бандажа 13, суміжною з нею радіальнокільцевою поверхнею другої проточки корпусу статора 1, а також ущільнюючими елементами 19, 20 радіальних виступів 18 зовнішнього бандажа 13 і ущільнюючими елементами 21, 22 корпусу статора 1 утворена корінна осьова газова опора 5. Задня камера 23 утворена зворотною радіально-кільцевою поверхнею радіального виступу 18 зовнішнього бандажа 13 роторного агрегату З і суміжною протилежною радіально-кільцевою поверхнею другої проточки корпусу статора 1, причому камера сполучається з проточною частиною турбіни. На Фіг.З схематично зображені периферійні радіальна 6 і осьова 9 газові опори. Периферійна радіальна газова опора 6 утворена кільцевою циліндричною поверхнею внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3, суміжною кільцевою поверхнею соплового апарату 2 корпусу статора 1 і ущільнюючими елементами 25, 26 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і ущільнюючими елементами 27, 28 соплового апарату 2 корпусу статора 1. Периферійна осьова газова опора 9 утворена радіально-кільцевою поверхнею радіального виступу 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3, який входить в радіальну проточку вала двигуна 7, суміжною радіально-кільцевою поверхнею проточки вала двигуна 7 і ущільнюючими елементами ЗО, 31, 32 радіальних виступів 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і ущільнюючими елементами 33, 34, 35 вала двигуна 7. На радіальному виступі 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 виконаний контактний виступ 36, аналогічний контактний виступ 37 виконаний в радіальній проточці вала двигуна 7. Задня камера 38 утворена зворотною радіально-кільцевою поверхнею радіального виступу 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і суміжною протилежною радіально-кільцевою поверхнею проточки вала двигуна 7, причому камера сполучається з проточною частиною турбіни. На Фіг.4 схематично зображена периферійна окружна газова опора 8 (зображення по осі ), на Фіг.4, вигляд В, схематично зображений ряд , периферійних окружних газових опор 8 (зображені по радіусу). Периферійна окружна газова опора 8 утворена радіальио-осьовою поверхнею осьового виступу 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3, суміжною радіальноосьовою поверхнею осьової проточки вала двигуна 7, ущільнюючими елементами 40, 41, 42 осьових виступів 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і ущільнюючими елементами 43, 44, 45 осьові проточки вала двигуна 7. На осьовому виступі 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату З виконаний контактний виступ 46. Аналогічний контактний виступ 47 викопаний в осьовій проточці вала двигуна 7. Задня камера 48 утворена зворотною радіальноосьовою поверхнею осьового виступу 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і суміжною протилежною радіально-осьовою поверхнею вала двигуна 7, причому камера сполучається з проточною частиною турбіни. На Фіг. 5 схематично зображений осьовий розріз альтернативної конструкції, яка відрізняється тим, що роторний агрегат 3 розітнений в осьовому напрямі в місцях 49, 50. Місця розтину 49, 50, а також місця розтинів в радіальному напрямі (див. Фіг. 6) перекриваються формоутворюючими герметизуючими елементами 51, 52, 53. суцільними І На Фіг. 6 схематично зображений осьовий і радіальний розріз альтернативної конструкції, відрізняється тим, що роторний агрегат 3 розітнений в радіальному напрямі на сегменти по зовнішньому бандажу ]3 в місцях 54, 55 і по внутрішньому бандажу 24 в місцях 56, 57. Місця розтинів роторного агрегату З по зовнішньому бандажу 13 зовні перекриті суцільним формоутворюючим і герметизуючим елементом 53. При обертанні роторного агрегату в його елементах під впливом відцентрових сил виникають напруження розтягнення. Для компенсації цих напружень в корінну радіальну газову опору 4 подають повітря високого тиску, яке створює необхідну підтримуючу силу, що рівномірно розосереджується по всій площі зовнішнього бандажа ІЗ роторного агрегату 3 (Фіг. 1, 2). При цьому зовнішній бандаж 13 роторного агрегату 3 зазнає здавлюючу дію навколишнього повітря, а напруження розтягнення міняють свій знак на протилежний і переходять в напруження стиснення. Лопаткова частина роторного агрегату З спирається на зовнішній бандаж 13 і також відчуває напруження стиснення. У свою чергу, міжлопаточна частина внутрішнього бандажа 24 спирається на лопатки і відчуває напруження стиснення (Фіг. 3). Повітря високого тиску виконує роль підтримуючого робочого тіла, що передає всі відцентрові навантаження від роторного агрегату 3 на корпус статора 1. У корінній осьовій газовій опорі 4 частина осьових зусиль від дії газового потоку на роторний агрегат 3 передається на корпус статора 1 через радіальний виступ 18 зовнішнього бандажа 13 за допомогою повітря високого тиску. Осьова врівноважуюча сила рівна різниці сил від дії тиску в корінній осьовій газовій опорі 5 і задній камері 23 на радіальний виступ 18 зовнішнього бандажа 13 і направлена проти сил дії газового потоку. Тиск в задній камері 23 дорівнюється тиску в проточній частині турбіни. Повітря високого тиску, що проходить через ущільнення, утворені ущільнюючими елементами 14, 15, 16 і 17 попадає в проточну частину двигуна. Периферійна радіальна газова опора 6 діє аналогічно корінній радіальній 9 газовій опорі 4, показаній на Фіг.2. Відцентрові сили від обертання внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 передаються повітрям високого тиску через сопловий апарат 2 на корпус статора 1. Рівнодіюча сила від дії відцентрової сили і сили тиску повітря високого тиску направлена до центра і спричиняє у внутрішньому бандажі 24 роторного агрегату 3 напруження стиснення. Периферійна радіальна газова опора 6 забезпечена ущільненнями, утвореними ущільнюючими елементами 27 і 28, розташованими на сопловому апараті 2, і ущільнюючими елементами 25, 26, розташованими на внутрішньому бандажі 24 роторного агрегату 3, а повітря високого тиску, що проходить через ці ущільнення, попадає в проточну частину турбіни. Периферійна осьова газова опора 9 діє аналогічно корінній осьовій газовій опорі 5, за винятком того, що виникаючі осьові зусилля від дії газового потоку на роторний агрегат 3 через радіальний виступ 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3, за допомогою повітря високого тиску передаються на вал турбіни 7. Особливістю передачі осьових зусиль даною опорою с часткова контактна дія контактним виступом 36 радіального виступу 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 на контактний виступ 37 радіальної проточки вала двигуна 7. Дана контактна дія виконує функцію часткового розвантаження роторного агрегату З від дії газового потоку, а також функцію додаткової герметизації периферійної осьової газової опори 9. Осьова врівноважуюча сила рівна різниці від дії тиску в периферійній осьовій газовій опорі 9 і задній камері 38 на радіальний виступ 29 внутрішнього бандажа 24 і направлена проти сил дії газового потоку. Тиск в задній камері 38 дорівнює тиску в проточній частині турбіни. Повітря високого тиску, що проходить через ущільнюючі елементи ЗО, 33, 32 радіальних виступів 29 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і ущільнюючі елементи 33, 34, 35 вали двигуна 7 попадає в проточну частину турбіни. Дія периферійної окружної газової опори аналогічна дії периферійних осьових газових опор, з тією тільки різницею, що воно направлене по колу. Під дією підйомної сили, яка виникає на профільній частині роторного агрегату 3 від дії газового потоку, роторний агрегат 3 переміщається по колу і передає 10 обертання через осьовий виступ 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату З за допомогою повітря високого тиску на вал двигуна 7. Особливістю периферійних окружних газових опор 8 є наявність на радіальному виступі 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 контактного виступу 46, який входить в контакт з контактним виступом 47 осьової проточки вала двигуна 7 під дією окружних сил. Ці виступи призначені для часткового розвантаження роторного агрегату 3 від дії окружних сил, а також для додаткової герметизації периферійних окружних газових опор 8. Рівнодіюча сила від дії повітря високого тиску в периферійних окружних газових опорах 8 і задніх камерах 48 на осьовий виступ 39 частково компенсує дію окружних сил і направлена проти них. Задні камери 48 пов'язані з проточною частиною турбіни і тиск в них дорівнює тиску в проточній частині турбіни. Повітря високого тиску, що проходить між ущільнюючими елементами 40, 41, 42 осьових виступів 39 внутрішнього бандажа 24 роторного агрегату 3 і ущільнюючими елементами 43, 44, 45 вала двигуна 7 попадає в проточну частину турбіни. Альтернативою конструкції монолітного керамічного роторного агрегату може бути конструкція, розітнена в радіальному напрямі на сегменти по зовнішньому 13 (місця розтину 54, 55 Фіг.6, видах Д, К) і внутрішньому 24 (місця розтину 56, 57 Фіг.6, види Д, Е) бандажам, а в осьовому напрямі - по внутрішньому бандажу 24 між лопатковими вінцями (місця розтину 49, 50 Фіг.5). Така конструкція робить виготовлення роторного агрегату більш технологічним, але приводить до необхідності застосування додаткових, формоутворюючих і герметизуючих стиків між сегментами, елементів 53 - зовні по зовнішньому бандажу 13 роторного агрегату 3 Фіг.5 і зовні по внутрішньому бандажу 24 роторного агрегату 3 елементів 51, 52 Фіг. 5. Двигун забезпечений компресором високого тиску (на Фіг. не показаний), що створює необхідний тиск повітря, яке є підтримуючим робочим тілом всіх вказаних вище газових опор. и На розрахункових режимах роботи двигуна як робоче тіло може бути використана вода, що подається у вказані вище опори і переходить в пару під дією високих температур, що в кінцевому результаті знизить витрату повітря високого тиску. Дана конструкція може бути також використана в парових турбінах. У порівнянні з вже існуючими традиційними конструкціями газова турбіна, що заявляється, володіє слідуючими перевагами: а) в конструкції роторного агрегату застосовується жароміцна кераміка з меншою питомою вагою, що знижує вагу конструкції; б) застосування кераміки замість легованих сталій знижує вартість турбіни; в) роторний агрегат має більш просту конструкцією; г) конструкція не потребує системи охолоджування; д) за рахунок використання високих температур газу на вході в турбіну турбіна має значно менші габаритами при рівних потужностях; є) в турбіні виключені витоки робочого тіла; ж) в конструкції усунене явище міжлопаточной циркуляції, внаслідок чого підвищуються показники аеродинаміки турбінного рівня; з) в турбіні відсутня високотемпературна корозія роторного агрегату; и) турбіна має кращі вагогабаритні показники опорних вузлів вала двигуна; к) в турбіні відбувається більш ефективне спалення палива, що забезпечує поліпшення її екологічних показників. 12 Переваги газової турбіни, що заявляється, по відношенню до відомої турбіни з керамічними лопатками полягають в тому, що: по-перше, вага і габарити турбіни при умові однакової потужності значно менші; по-друге, конструкція роторного агрегату значно спрощена; по-третє, низька, не більше за 1,5% від основного, витрата повітря високого тиску; в-четвертих, значно кращі вагогабаритні показники частин, що обертаються; в п'ятих, виключений вияв газодинамічних властивостей в газових опорах на перехідних режимах, пов'язаних із зміною положення осі обертання роторного агрегату відносно осі обертання двигуна з ефектом повернення в початкове положення. Високотемпературна газова турбіна, 10 1 1 1 ///// о; о; х. о: Q. s: пз Фіг.1 В.В. Манческо Високотемпературна газова турбіна, пвре&ажно 16 4 1О 23 2О 15 / їй f , 19 \_2_1_ Фіг. 2 28 Фіг. З В.В. Манческо Високотемпературна газова турбіна, гпзотурванного 41 Б-Б Фіг. 4 В.В. Манческо Високотемпературна газова турбіна, WVVvW1vVvVvVv"vVVV Фіг. 5 В.В. Манческо Високотемпературна газова турбіна, первЬахно іазощур5имого К—К Д— Д 57 54 13 \ у \ із ФІГ.6 В.В. Манческо " .ivi. ^ ..,, ..„^