Напрямний апарат та діафрагма напрямного апарата в газотурбінному двигуні

1. Діафрагма напрямного апарата турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні, що має внутрішню сторону (12), що несе щонайменше одну направляючу лопатку (14), вихідний край (14а) якої обернений до заднього за потоком краю (16) діафрагми (10), і зовнішню сторону (18), протилежну внутрішній стороні, від якої радіально відходить фланець (20), який утворює зі своєї передньої сторони канал (21) для охолоджувального повітря і з іншої, задньої сторони утворює порожнину (22), яка відрізняється тим, що вн утрішня сторона (12) діафрагми має покриття (26), яке нанесене між вихідним краєм (14а) направляючої лопатки і заднім краєм (16) діафрагми й утворює тепловий бар'єр, що дозволяє збільшити температурний градієнт, що спричиняється в діафрагмі круговим рухом повітря в указаній порожнині. 2. Діафрагма за п. 1, яка відрізняється тим, що поверхня покриття (26), яке утворює тепловий бар'єр, перекриває без розривів усю поверхню внутрішньої сторони діафрагми, починаючи від переднього краю теплового бар'єра. 3. Діафрагма за п. 1 або 2, яка відрізняється тим, що зовнішня сторона (18) діафрагми має виступи C2 2 (19) 1 3 80247 Газотурбінний двигун звичайно розташований усередині корпусу (капоту), який утворює вхідне вікно для подачі визначеного потоку повітря власне до двигуна. В загальному випадку двигун має контур (секцію) компресора для стиснення повітря, що надходить до двигуна, і камеру згоряння, в якій стиснуте повітря змішується з паливом перед згорянням суміші. Гази, що генеруються при згорянні, направляються до турбіни високого тиску, а потім здійснюється їх вип уск. Турбіна високого тиску звичайно має один або декілька рядів турбінних лопаток, розташованих по окружності ротора турбіни. Вона має також напрямній (сопловий) апарат, що дозволяє спрямовувати потік газів, які виходять з камери згоряння, до лопаток турбіни під відповідним кутом і з відповідною швидкістю для приведення в обертання лопаток і відповідно ротора турбіни. Напрямний апарат звичайно містить численність направляючих лопаток, встановлених радіально між кільцевими нижньою і верхньою діафрагмами і рівномірно розподілених по окружності. Таким чином, діафрагми (названі також кільцями) для установки лопаток знаходяться в безпосередньому контакті з гарячими газами, що ви ходять з камери згоряння. Діафрагми зазнають впливу дуже високих температур, і внаслідок цього їх необхідно охолоджувати. Крім того, тенденція до безперервного збільшення температури на виході камери згоряння і використання камер згоряння з двома голівками з метою підвищення кпд двигунів веде до того, що температури поблизу діафрагм стають усе вищими. Цей ріст термічних напруг на рівні діафрагм напрямних апаратів потребує перегляду технічних засобів, які використовуються для їх охолодження. З патенту [США №5197852] відомий пристрій охолодження для діафрагм напрямного апарату газової турбіни. Цей пристрій має внутрішній контур, який розміщений усередині діафрагми і дозволяє охолоджувальному текучому середовищу протікати через діафрагму й охолоджувати її. На додаток до цього внутрішнього контуру, на торцевій стороні діафрагми зі сторони потоку газів нанесене покриття, що утворює тепловий бар'єр, причому це покриття наноситься від зони між лопатками до заднього боку діафрагми і призначене для зниження градієнту температури між двома торцевими сторонами діафрагми. Описаний в даному документі пристрій охолодження діафрагми напрямного апарату може виявитися недостатньо ефективним, зокрема, в зоні за направляючими лопатками, поблизу їхніх задніх, або вихідних країв, де можуть з'являтися ділянки обгорання. До того ж, передбачений тепловий бар'єр, створений на рівні поверхні кореневої частини лопаток, може впливати на область кореневих частин лопаток напрямного апарату й погіршувати робочі характеристики турбіни високого тиску. Крім того, область, що підлягає нанесенню покриття, важкодоступна (особливо в зоні каналу між лопатками), що пов'язано з підвищенням витрат на виготовлення діафрагми. Задача, на рішення якої спрямований даний винахід, полягає в усуненні зазначених ускладнень 4 і створенні діафрагми напрямного апарату, що має пристрій охолодження, який забезпечує тепловий захист діафрагми в тій області, де не можуть бути використані інші засоби охолодження. Крім того, винахід передбачає створення діафрагми напрямного апарату, в якій пристрій охолодження не торкається зони кореневих частин направляючих лопаток й усуває необхідність у внутрішньому контурі охолодження діафрагми. Винахід передбачає також створення діафрагми напрямного апарату з системою охолодження, яка не завдає особливих труднощів для здійснення. І нарешті, винахід передбачає також створення напрямного апарату турбіни високого тиску, що містить щонайменше одну діафрагму, виконану відповідно до винаходу. Згідно з даним винаходом рішення поставленої задачі досягається, насамперед, створенням діафрагми напрямного апарату турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні, яка має внутрішню сторону, що несе принаймні одну направляючу лопатку, вихідний край якої звернений до заднього за потоком краю діафрагми, і зовнішню сторону, протилежну внутрішній стороні і від якої радіально відходить фланець, що формує зі своєї передньої стороні канал для охолоджувального повітря і з іншої, задньої сторони формує порожнину. При цьому діафрагма за винаходом характеризується тим, що її вн утрішня сторона має покриття, нанесене між вихідним краєм направляючої лопатки і заднім краєм діафрагми і яке утворює тепловий бар'єр. Цей тепловий бар'єр дозволяє збільшити температурний градієнт, що викликається в діафрагмі круговим рухом повітря в зазначеній порожнині. Таким чином, наявність утворюючого тепловий бар'єр покриття дозволяє захистити діафрагму від обгорання, яке може з'явитися за направляючими лопатками поблизу від їхніх ви хідних країв. Для того щоб не погіршити аеродинамічні робочі характеристики турбіни високого тиску, поверхня покриття, яке утворює тепловий бар'єр, перекриває без розривів усю поверхню вн утрішньої сторони діафрагми, починаючи від переднього краю теплового бар'єра. В оптимальному прикладі виконання зовнішня сторона діафрагми має виступи для створення збурень, розташовані між фланцем і заднім краєм діафрагми з метою збільшення температурного градієнту, утворюваного в діафрагмі, і тим самим поліпшення ефективності теплового бар'єра. Виступи для створення збурень можуть бути виконані у вигляді ребер, по суті паралельних або розташованих під кутом щодо осі турбіни, або ж виконаних у вигляді криволінійних ребер або стрижнів. Перелік фігур креслень Приклади здійснення даного винаходу, його додаткові особливості і переваги будуть докладніше описані нижче з посиланнями на креслення, що додаються, на яких: Фіг.1 зображує в перетині діафрагму напрямного-апарату турбіни високого тиску відповідно до винаходу, Фіг.2 відповідає виду по лінії ІІ-ІІ на Фіг.1, Фіг.3 відповідає виду по лінії ІІІ-ІІІ на Фіг.1, 5 80247 Фіг.4а, 4b відповідають виду по лінії IV-IV на Фіг.1, представляючи два приклади виконання виступів для створення збурень. В газотурбінному двигуні гази, що виходять при згорянні, направляються до турбіни високого тиску, що має один або декілька рядів турбінних лопаток, розподілених із кутовим кроком по окружності рухливого ротору. Турбіна високого тиску має також Напрямний (сопловий) апарат, що дозволяє спрямовувати гази, які виходять з камери згоряння, до турбінних лопаток під відповідним кутом і з відповідною швидкістю для приведення в обертання лопаток і несучого їх рухливого ротора. Напрямний апарат має множину направляючих лопаток, розташованих радіально між кільцевою нижньою діафрагмою і кільцевою верхньою діафрагмою. При цьому кожна діафрагма може бути утворена одним або декількома суміжними сегментами з утворенням безперервної кругової поверхні. Фіг.1 зображує в перетині діафрагму напрямного апарату турбіни високого тиску відповідно до винаходу. На кресленні подана тільки нижня діафрагма 10. Зрозуміло, винахід відноситься також і до верхніх діа фрагм. Діафрагма 10 має внутрішню сторону 12, що несе щонайменше одну направляючу лопатку 14, при цьому декілька направляючих лопаток розташовані з рівномірним кроком по всій окружності навколо осі (не показана) турбіни високого тиску. Направляюча лопатка 14 розташована на внутрішній стороні діафрагми 10 таким чином, що її вихідний край 14а обернений до заднього краю 16 діафрагми, тобто до її ви хідної сторони в напрямку 17 виходу газів з камери згоряння. Діафрагма має також зовнішню сторону 18, протилежний внутрішній стороні 12. Від зовнішньої сторони 18 радіально відходить фланець 20, призначений для монтажу діафрагми в газотурбінному двигуні. Фланець 20 визначає з одної сторони, переднього за потоком, канал 21 для повітря, призначеного для охолодження діафрагми 10, а з іншого, задньої сторони - порожнину 22, обмежену фланцем і рухливим ротором 24 турбіни. Цей ротор 24, розташований за заднім краєм 16 діафрагми з радіальним зсувом щодо неї, несе один або декілька рядів турбінних лопаток (не показані). Відповідно до винаходу внутрішня сторона 12 діафрагми 10 має, як це показано на Фіг.2, покриття 26, яке нанесене між вихідним краєм 14а направляючої лопатки 14 і заднім краєм 16 діафрагми та утворює тепловий бар'єр. Покриття 26 нанесене по всій довжині окружності діафрагми в тому випадку, коли вона виконана суцільною, і по всій довжині кожного сегменту в тому випадку, коли діафрагма зібрана з декількох суміжних сегментів. Покриття 26 утворене, наприклад, тонким прошарком кераміки, в типовому випадку на основі діоксиду цирконію. Між діафрагмою і прошарком кераміки може бути нанесений зв'язуючий прошарок для поліпшення зчеплення прошарку кераміки. Формування зазначеного теплового бар'єра переважно здійснюється плазмовим способом, ліпше пристосованим для локалізованого нанесення по 6 криття. Цей спосіб має переваги у відношенні більш низької вартості й одержання кращої механічної стійкості покриття порівняно зі способом осадження з газової фази з випаром електронним пучком. Покриття 26 дозволяє підсилити температурний градієнт, що викликається в діафрагмі 10 круговим рухом повітря в порожнині 22. Дійсно, повітря в порожнині 22 приводиться в обертання круговим рухом ротора 24 навколо осі турбіни високого тиску, що викликає ефект теплової конвекції по всій довжині діафрагми 10. Ця конвекція дозволяє відводити теплоту і створювати температурний градієнт у діафрагмі в перпендикулярному їй напрямку. Таким чином, наявність покриття 26, що утворює тепловий бар'єр, дозволяє підсилити температурний градієнт і, отже, забезпечити ефективне охолодження частини діафрагми, розташованої за фланцем 20. Відповідно до кращої особливості дійсного винаходу покриття 26, що утворює тепловий бар'єр, нанесене без будь-яких розривів на всьому задньому за потоком боці внутрішнього боку 12 діафрагми, з тим, щоб не погіршувати аеродинамічні робочі характеристики турбіни високого тиску за рахунок наявності розривів поверхні. Крім того, для обмеження будь-якого ризику руйнації теплового бар'єра покриття нанесене за кореневою частиною лопатки, тобто за областю сполучення направляючої лопатки 14 і внутрішнього боку 12 діафрагми 10. На Фіг.3 показано, що порожнина 22 в оптимальному прикладі виконання має на рівні зовнішньої сторони 18 діафрагми виступи 28 для створення збурень, розташовані між фланцем 20 і заднім краєм 16 діафрагми. Ці виступи дозволяють підсилити описане вище явище теплової конвекції і за рахунок цього поліпшити ефективність теплового бар'єра. На Фіг.4а і 4b показані два приклади виконання виступів для створення збурень. У прикладі виконання за Фіг.4а вказані виступи виконані у вигляді ребер 30, що утворюють виступи в радіальному напрямку від зовнішньої сторони 18 діафрагми і проходять по суті паралельно осі турбіни. Таким чином, ці ребра розташовані поперечно напрямку 32 руху повітря в порожнині 22 і призначені для збурення цього руху. Зрозуміло, можливий варіант виконання з розташуванням ребер під кутом щодо осі турбіни. Ребра можуть бути також криволінійними і проходити, по суті, паралельно до осі турбіни. В прикладі виконання за Фіг.4b виступи для створення збурень виконані у вигляді стрижнів 34, що утворюють виступи в радіальному напрямку від зовнішнього боку 18 діафрагми. На цьому кресленні стрижні 34 розташовані в шаховому порядку. Можливі варіанти виконання з розташуванням стрижнів рядами, по суті паралельними до осі турбіни. Виступи для створення збурень можуть бути утворені також комбінацією ребер і стрижнів. Діафрагма відповідно до приведеного вище опису може додатково мати відомі пристрої для охолодження центральної і передньої частин діафрагми. Так, наприклад, як показано на Фіг.1, діа 7 80247 фрагма може мати щонайменше один укріплений на зовнішньому боці 18 перед фланцем 20 лист 36, призначений для охолодження діафрагми за допомогою імпульсного впливу на неї повітря. В альтернативному варіанті діафрагма в зоні перед фланцем 20 може бути перфорована декількома отворами 38 для випуску повітря, які проходять між внутрішнім і зовнішнім боками і дещо нахилені стосовно радіального напрямку для створення плівки охолодження на внутрішньому боці 12 діафрагми. Розташування листа для створення імпульсного впливу в задній частині діафрагми недоці Комп’ютерна в ерстка І.Скворцов а 8 льне через вузькість порожнини 22 і кругового проходження повітря в цій порожнині, що не дозволило б здійснити ефективну подачу повітря в отвори, що створюють імпульсні впливи. Подібним же чином недоцільнимє виконання випускних отворів для повітря на задньому за потоком боці діафрагми. Повторне введення повітря за зоною розташування кореневих частин лопаток напрямного апарату, тобто в зоні надзвукових швидкостей, створював би ризик серйозного погіршення аеродинамічних характеристик турбіни. Підписне Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601