RU2369747C1

RU2369747C1 - High-temperature two-stage gas turbine

Info

Publication number: RU2369747C1
Application number: RU2008104761/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2008-02-07
Filing date: 2008-02-07
Publication date: 2009-10-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: high-temperature two-stage gas turbine with cooled second-stage blades comprises front and rear intermediate disks located in interdisk chamber. Transient curvilinear part of the rear intermediate disk rim has axial channels to communicate air chamber between intermediate disks with that feeding air to second stage cooled blade. The number of axial channels makes twice the number of second stage blades. Flow area of rear intermediate disk rim axial channels vs flow area of air feed chamber varies from 1.5 to 3.

EFFECT: higher reliability due to intensified cooling of second stage blade and rear intermediate disk.

3 dwg

Description

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.The invention relates to high temperature gas turbines of gas turbine engines for aviation and ground applications.

Известна высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа с помощью конической диафрагмы, установленной на радиальных штифтах (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.137, рис.4.5а).A high-temperature gas turbine is known, the inter-disk cavity of which is sealed against gas ingress with the help of a conical diaphragm mounted on radial pins (S. A. Vyunov. Design and Design of Aviation Gas-Turbine Engines, Moscow, “Mashinostroyenie”, 1981, p. 137, fig. 4.5a).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры конической диафрагмы.The disadvantage of this design is its low reliability due to the increased temperature of the conical diaphragm.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа передним и задним по потоку промежуточными дисками, причем в полотне заднего промежуточного диска выполнены отверстия, соединяющие воздушную полость между передним и задним промежуточными дисками с воздушной полостью между задним промежуточным диском и диском второй ступени турбины (Патент РФ №2193091, F01D 5/06, 2002 г.).Closest in design to the claimed one is a high-temperature two-stage gas turbine, the interdisk cavity in which is sealed against gas ingress by the front and rear downstream intermediate disks, and holes are made in the rear intermediate disk web that connect the air cavity between the front and rear intermediate disks with the air cavity between rear intermediate disk and the disk of the second stage of the turbine (RF Patent No. 2193091, F01D 5/06, 2002).

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за повышенной температуры заднего промежуточного диска как результат недостаточного конвективного охлаждения, а также рабочей лопатки второй ступени турбины как результат малого расхода охлаждающего воздуха вследствие повышенных гидравлических потерь в системе подвода воздуха на ее охлаждение.A disadvantage of the known design is low reliability due to the increased temperature of the rear intermediate disk as a result of insufficient convective cooling, as well as the rotor blades of the second stage of the turbine as a result of low cooling air flow due to increased hydraulic losses in the air supply system for its cooling.

Технической задачей, решаемой изобретением, является повышение надежности турбины за счет интенсификации охлаждения заднего промежуточного диска и рабочей лопатки второй ступени.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the turbine due to the intensification of cooling of the rear intermediate disk and the working blades of the second stage.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной двухступенчатой газовой турбине с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени, в междисковой полости которой размещены передний и задний по потоку промежуточные диски, согласно изобретению в переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, при этом количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, a F₁/F₂=1,5-3, гдеThe essence of the invention lies in the fact that in the high-temperature two-stage gas turbine with cooled working blades of the second stage, in the inter-disk cavity of which the front and rear intermediate disks are located, according to the invention, axial channels are made in the transition curved part of the rim of the rear intermediate disk connecting the air cavity between intermediate disks with a cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage, while the number of axial channels is equal to double the number of working blades of the second stage, a F ₁ / F ₂ = 1,5-3, where

F₁ - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска;F ₁ - the passage area of the axial channels of the rim of the rear intermediate disk;

F₂ - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени.F ₂ - the passage area of the cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage.

Выполнение переходной криволинейной части заднего промежуточного диска с осевыми каналами, соединяющими воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, позволяет пропустить основную часть воздуха, поступающего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени, через осевые каналы в ободе заднего промежуточного диска, что позволяет снизить температуру обода за счет интенсивного конвективного охлаждения и повысить надежность турбины.The transition curved part of the rear intermediate disk with axial channels connecting the air cavity between the intermediate disks with the cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage, allows the main part of the air to cool the working blade of the second stage to pass through the axial channels in the rim of the rear intermediate disk , which allows to reduce the temperature of the rim due to intensive convective cooling and increase the reliability of the turbine.

Выполнение осевых каналов в переходной криволинейной части обода позволяет максимально приблизить указанные осевые каналы к внешней поверхности обода, омываемой газом, что улучшает охлаждение обода заднего промежуточного диска.The execution of the axial channels in the transitional curved part of the rim allows you to maximally approximate these axial channels to the outer surface of the rim, washed by gas, which improves cooling of the rim of the rear intermediate disk.

Существенным признаком является равенство числа осевых каналов в ободе заднего промежуточного диска двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, что обеспечивает более равномерное по окружности обода охлаждение и повышает надежность турбины. В этом случае все рабочие лопатки второй ступени будут находиться в одинаковых условиях по давлению и температуре охлаждающего воздуха на входе.An essential feature is the equality of the number of axial channels in the rim of the rear intermediate disk to the double number of working blades of the second stage, which provides more uniform cooling around the rim of the rim and increases the reliability of the turbine. In this case, all the working blades of the second stage will be in the same conditions for the pressure and temperature of the cooling air at the inlet.

Охлаждающий воздух, протекающий в воздушной полости между передним и задним промежуточными дисками, имеет значительно более низкую по сравнению с ободом окружную скорость, а для обеспечения минимальных гидравлических потерь охлаждающего воздуха на входе в осевые отверстия проходная площадь должна быть выполнена увеличенной, т.e. F₁/F₂=1,5-3.The cooling air flowing in the air cavity between the front and rear intermediate disks has a significantly lower peripheral speed compared to the rim, and in order to ensure minimum hydraulic losses of cooling air at the entrance to the axial openings, the passage area must be increased, i.e. F ₁ / F ₂ = 1.5-3.

При F₁/F₂<1,5 увеличиваются гидравлические потери охлаждающего воздуха на входе в осевые каналы, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха через вторую рабочую лопатку, ее перегреву и поломке.When F ₁ / F ₂ <1.5, the hydraulic losses of cooling air at the inlet to the axial channels increase, which leads to a decrease in the flow of cooling air through the second working blade, its overheating and breakage.

При F₁/F₂>3 излишне увеличиваются размеры и вес обода заднего промежуточного диска, в котором размещены осевые каналы.When F ₁ / F ₂ > 3, the size and weight of the rim of the rear intermediate disk, in which the axial channels are located, unnecessarily increase.

Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.The invention is illustrated by the following figures.

На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - сечение А-А на фиг.1.Figure 1 shows a longitudinal section of a high-temperature two-stage gas turbine of the claimed design. In Fig.2 presents an element I in Fig.1 in an enlarged view, and in Fig.3 - section aa in Fig.1.

Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина 1 включает ротор 2, на котором установлены диски первой ступени 3 и второй ступени 4 с рабочими лопатками первой ступени 5 и второй ступени 6, соответственно, а также статор 7 с сопловыми лопатками второй ступени 8.The high-temperature two-stage gas turbine 1 includes a rotor 2, on which disks of the first stage 3 and second stage 4 are mounted with working blades of the first stage 5 and second stage 6, respectively, as well as a stator 7 with nozzle blades of the second stage 8.

Междисковая полость 9 ротора 2 уплотнена с помощью переднего 10 и заднего 11 по потоку газа 12 промежуточных дисков, на внешней поверхности 13 которых выполнены уплотнительные гребешки 14, образующие совместно с фланцем 15 сопловой лопатки 8 лабиринтное уплотнение 16.The interdisc space 9 of the rotor 2 is sealed with a front 10 and a rear 11 gas stream 12 intermediate disks, on the outer surface 13 of which are made sealing ridges 14, which form a labyrinth seal 16 together with the flange 15 of the nozzle blade 8.

Воздушная полость 17 между диском первой ступени 3 и передним промежуточным диском 10 на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора (не показана), а на выходе - через отверстия 18 в полотне 19 переднего промежуточного диска 10, осевые отверстия 20 в ободе 21 заднего промежуточного диска 11 и полости 22 подвода воздуха на рабочую лопатку второй ступени 6 в диске второй ступени 4 - с воздушной полостью 23 рабочей лопатки второй ступени 6.The air cavity 17 between the disk of the first stage 3 and the front intermediate disk 10 at the inlet is connected to the intermediate stage of the compressor (not shown), and at the exit through the holes 18 in the web 19 of the front intermediate disk 10, the axial holes 20 in the rim 21 of the rear intermediate disk 11 and cavity 22 for supplying air to the working blade of the second stage 6 in the disk of the second stage 4 - with the air cavity 23 of the working blade of the second stage 6.

На входе осевые каналы 20 выполнены в переходной криволинейной части 24 полотна 25 заднего промежуточного диска 11 к его ободу 21, что позволяет максимально приблизить каналы 20 к внешней поверхности 13 и к уплотнительным гребешкам 14, что улучшает их охлаждение.At the entrance, the axial channels 20 are made in the transitional curved part 24 of the web 25 of the rear intermediate disk 11 to its rim 21, which allows the channels 20 to be brought closer to the outer surface 13 and to the sealing combs 14, which improves their cooling.

Количество каналов 20 в 2 раза больше количества рабочих лопаток второй ступени 6, что позволяет минимизировать шаг в окружном направлении между каналами 20, улучшая охлаждение обода 21 и снижая окружную неравномерность температурного поля обода 21.The number of channels 20 is 2 times the number of working blades of the second stage 6, which allows to minimize the pitch in the circumferential direction between the channels 20, improving cooling of the rim 21 and reducing the circumferential unevenness of the temperature field of the rim 21.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

При работе высокотемпературной двухступенчатой турбины 1 поток газа 12, протекающий через сопловые лопатки второй ступени 8, частично перетекает через лабиринтное уплотнение 16, вызывая интенсивный нагрев уплотнительных гребешков 14 и внешней поверхности 13 заднего промежуточного диска 11, что может привести к его перегреву и поломке. Однако перегрева не происходит, так как основная часть охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени 6, протекает по осевым каналам 20 в ободе 21 промежуточного диска 11, интенсивно его охлаждая, что ведет к снижению температуры гребешков 14 и внешней поверхности 13 с соответствующим повышением надежности турбины 1.During the operation of a high-temperature two-stage turbine 1, the gas stream 12 flowing through the nozzle blades of the second stage 8 partially flows through the labyrinth seal 16, causing intense heating of the sealing combs 14 and the outer surface 13 of the rear intermediate disk 11, which can lead to its overheating and breakdown. However, overheating does not occur, since the main part of the cooling air going to the cooling of the working blade of the second stage 6 flows through the axial channels 20 in the rim 21 of the intermediate disk 11, cooling it intensively, which leads to a decrease in the temperature of the scallops 14 and the outer surface 13 with the corresponding increasing the reliability of the turbine 1.

Claims

A high-temperature two-stage gas turbine with cooled rotor blades of the second stage, in the interdisc space of which the front and rear intermediate disks are located, characterized in that in the transition curved part of the rim of the rear intermediate disk there are axial channels connecting the air cavity between the intermediate disks with the air supply cavity to the cooled working blade of the second stage, while the number of axial channels is equal to twice the number of working blades of the second stage, a F ₁ / F ₂ = 1.5-3,
where F ₁ - the passage area of the axial channels of the rim of the rear intermediate disk,
F ₂ - the passage area of the cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage.