RU2426888C1

RU2426888C1 - Turbine rotating blade

Info

Publication number: RU2426888C1
Application number: RU2010111821/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Леонидович Письменный (RU); Владимир Леонидович Письменный
Original assignee: Владимир Леонидович Письменный
Priority date: 2010-03-26
Filing date: 2010-03-26
Publication date: 2011-08-20

Abstract

FIELD: engines and pumps. ^ SUBSTANCE: turbine rotating blade of jet turbine engine consists of fin, elongated leg with ribbed surface, flange separating the fin from leg and having the possibility of forming closed circuit at turbine wheel assembly, inside which cooling circuit air flows, and locking part. Jet-turbine engine is double-flow, in which the second engine flow is cooling flow. Length of blade leg is one to two and a half length of the blade fin, and cooling air passage channels are made inside blade. ^ EFFECT: invention allows increasing gas temperature before turbine and decreasing the weight of impeller and engine as a whole. ^ 2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению.The invention relates to aircraft engine manufacturing.

Температура газа перед турбинами газотурбинных двигателей постоянно увеличивается. С одной стороны это ведет к повышению температуры рабочих лопаток, с другой - к изменению температуры диска по его радиусу. Наличие значительных перепадов температур по радиусу диска турбины приводит к появлению термических напряжений, величина которых при существующих температурах газа (Тг^*>1800 К) уже превысила величину напряжений от действия центробежных сил. Для уменьшения указанных напряжений толщину дисков с ростом Тг^* увеличивают, что ведет к росту массы турбины, доля которой в общей массе двигателя уже приблизилась к 30%.The gas temperature in front of the turbines of gas turbine engines is constantly increasing. On the one hand, this leads to an increase in the temperature of the working blades, on the other hand, to a change in the temperature of the disk along its radius. The presence of significant temperature differences along the radius of the turbine disk leads to the appearance of thermal stresses, the value of which at existing gas temperatures (Tg ^* > 1800 K) has already exceeded the stress value from the action of centrifugal forces. To reduce these stresses, the thickness of the disks is increased with an increase in Tg ^* , which leads to an increase in the mass of the turbine, whose share in the total mass of the engine is already close to 30%.

Известны двухконтурные турбореактивные двигатели (Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975, рис.8.2, с.349), у которых диаметральные размеры (мидель) увеличиваются из-за необходимости размещения второго контура над лопатками турбины, что приводит к увеличению массы указанных двигателей.Double-circuit turbojet engines are known (Theory of jet engines. Edited by S.M. Shlyakhtenko. M.: Mashinostroenie, 1975, Fig. 8.2, p. 349), in which the diametric dimensions (midships) increase due to the need to place a second circuit above the turbine blades, which leads to an increase in the mass of these engines.

Для уменьшения отвода тепла в диски применяют лопатки с удлиненными ножками, в которых зубья замка начинаются на некотором удалении от корневой рабочей части (Г.С.Скубачвский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981, рис.5.44, с.155). Использование таких лопаток позволяет снизить термические напряжения в дисках турбин, но не устраняет их.To reduce heat removal to the disks, blades with elongated legs are used, in which the teeth of the lock begin at some distance from the root working part (G.S. Skubachvsky. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts. M .: Mashinostroenie, 1981, Fig.5.44 , p. 155). The use of such blades allows to reduce thermal stresses in the turbine disks, but does not eliminate them.

Известны двухярусные лопатки (Г.С.Скубачвский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981, рис.5.07, с.125), в которых полка расположена в средней части лопатки.Known two-tier blades (G.S. Skubachvsky. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts. M .: Mashinostroenie, 1981, Fig. 5.07, p.125), in which the shelf is located in the middle of the blade.

Известен способ воздушного охлаждения поршневых двигателей (например, авиационные двигатели: АШ-82, М-14П), заключающийся в передаче тепловой энергии воздушному потоку с использованием воздушных радиаторов (ребристой поверхности).A known method of air cooling of piston engines (for example, aircraft engines: ASH-82, M-14P), which consists in transferring thermal energy to the air stream using air radiators (ribbed surface).

Известна рабочая лопатка турбины турбореактивного двигателя, включающего охлаждающий контур, состоящая из пера, удлиненной ножки с ребристой поверхностью, полки, разделяющей перо и ножку, при этом полка выполнена с возможностью образования замкнутого контура при сборке колеса турбины, внутри которого проходит охлаждающий воздух охлаждающего контура, замковой части (US 4302148 A, МПК F01D 5/18, 1981).A known working blade of a turbine of a turbojet engine including a cooling circuit, consisting of a pen, an elongated leg with a ribbed surface, a shelf separating the feather and the leg, the shelf is configured to form a closed loop when assembling the turbine wheel, inside which the cooling air of the cooling circuit passes, the castle part (US 4302148 A, IPC F01D 5/18, 1981).

Задачей изобретения является уменьшение величины термических напряжений в дисках турбин двухконтурных турбореактивных двигателей при одновременном уменьшении миделей двигателей и снижении температуры рабочих лопаток турбин.The objective of the invention is to reduce the magnitude of thermal stresses in the turbine disks of double-circuit turbojet engines while reducing engine midships and lowering the temperature of the turbine blades.

Для решения указанной задачи предлагается рабочая лопатка турбины турбореактивного двигателя, включающего охлаждающий контур, состоящая из пера, удлиненной ножки с ребристой поверхностью, полки, разделяющей перо и ножку, при этом полка выполнена с возможностью образования замкнутого контура при сборке колеса турбины внутри которого проходит воздух охлаждающего контура, и замковой части. В которой в соответствии с изобретением длина ножки определяется соотношением: h=(1÷2,5)·l, где l - длина пера лопатки, причем турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, а охлаждающим контуром является второй контур двигателя.To solve this problem, we propose a working blade of a turbine of a turbojet engine, including a cooling circuit, consisting of a feather, an elongated leg with a ribbed surface, a shelf separating the feather and the leg, while the shelf is made with the possibility of forming a closed loop when assembling the turbine wheel inside which the cooling air passes contour, and castle part. In which, in accordance with the invention, the leg length is determined by the ratio: h = (1 ÷ 2.5) · l, where l is the blade length of the blade, the turbojet engine being double-circuit, and the cooling circuit is the second circuit of the engine.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения внутри лопатки выполнены каналы для прохода охлаждающего воздуха.In a preferred embodiment, channels for the passage of cooling air are provided inside the blade.

Сущность изобретения состоит в том, что диск (диски) турбины (турбин) изолируется от воздействия горячих газов потоком воздуха второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя, проходящим между полками рабочих лопаток и диском (дисками) турбины (турбин), при одновременном уменьшении миделя двигателя до размеров, определяемых габаритами турбины, и снижении температуры рабочих лопаток за счет отвода тепла в воздушный поток.The essence of the invention lies in the fact that the disk (s) of the turbine (s) is isolated from the action of hot gases by the air flow of the second circuit of a turbofan engine passing between the shelves of the blades and the disk (s) of the turbine (s), while reducing the engine midsize to , determined by the dimensions of the turbine, and lowering the temperature of the blades due to heat removal into the air stream.

Существенным для решения поставленной технической задачи является длина ножки лопатки, которая должна составлять одну-две с половиной длины пера лопатки. Минимальная длина ножки - это длина, при которой весь воздух второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего минимальную степень двухконтурности (m~0,25), может быть пропущен через каналы, проходящие под полками рабочих лопаток. В этом случае мидель двигателя используется рационально, а именно: воздушный канал (второй контур) проходит под лопатками турбины и не требует дополнительного увеличения диаметральных размеров двигателя. Максимальная длина ножки - это длина, при превышении которой невозможно разместить рабочие лопатки на диске турбины.Essential for solving the technical problem is the length of the legs of the scapula, which should be one or two and a half lengths of the feather of the scapula. The minimum leg length is the length at which all the air of the second circuit of a dual-circuit turbojet engine, having a minimum bypass ratio (m ~ 0.25), can be passed through channels passing under the shelves of the working blades. In this case, the engine midship is used rationally, namely: the air channel (second circuit) passes under the turbine blades and does not require an additional increase in the diametrical dimensions of the engine. The maximum leg length is the length beyond which it is not possible to place the rotor blades on the turbine disk.

Ребристая поверхность ножки лопатки позволяет передавать часть теплоты, поглощаемой рабочей лопаткой воздуху второго контура, охлаждая тем самым рабочую лопатку. Эффективность охлаждения рабочей лопатки напрямую зависит от длины ножки лопатки (расхода охлаждающего воздуха), которая, как уже сказано, должна быть не менее длины пера лопатки.The ribbed surface of the blade legs allows you to transfer part of the heat absorbed by the working blade to the air of the second circuit, thereby cooling the working blade. The cooling efficiency of the working blade directly depends on the length of the blade legs (cooling air flow), which, as already mentioned, should be not less than the length of the blade blade.

Для повышения эффективности охлаждения рабочей лопатки внутри нее могут выполняться каналы для прохода охлаждающего воздуха.To increase the cooling efficiency of the working blade, channels for the passage of cooling air can be made inside it.

На фиг.1 изображена рабочая лопатка турбины.Figure 1 shows the working blade of the turbine.

На фиг.2 изображен фрагмент рабочего колеса турбины.Figure 2 shows a fragment of the impeller of the turbine.

Рабочая лопатка турбины (фиг.1) состоит из пера 1, полки 2, удлиненной ножки с ребристой поверхностью 3, замковой части 4.The working blade of the turbine (Fig. 1) consists of a pen 1, a shelf 2, an elongated leg with a ribbed surface 3, and a locking part 4.

При сборке рабочего колеса полки 2 образуют замкнутый контур (фиг.2). Указанный контур совместно с ободом диска образует воздушный канал 5.When assembling the impeller, the shelves 2 form a closed loop (figure 2). The specified circuit together with the rim of the disk forms an air channel 5.

Изобретение реализуется следующим образом. Воздух второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя подается в воздушный канал 5. Тепловой поток, который движется по ножке рабочей лопатки, за счет разницы температур между ножкой лопатки и охлаждающим воздухом отводится в воздушный поток. При этом температура обода диска, который охлаждается воздухом второго конура, практически не увеличивается и равна температуре ступицы, которая также охлаждается воздухом второго контура. Отсутствие разницы температур между ободом и ступицей исключает (уменьшает до минимума) появление термических напряжений в диске турбины. При этом диаметральные размеры двухконтурного турбореактивного двигателя определяются габаритами турбины.The invention is implemented as follows. The air of the second circuit of the dual-circuit turbojet engine is fed into the air channel 5. The heat flow that moves along the blade of the working blade due to the temperature difference between the blade of the blade and cooling air is discharged into the air stream. The temperature of the rim of the disk, which is cooled by the air of the second circuit, practically does not increase and is equal to the temperature of the hub, which is also cooled by the air of the second circuit. The absence of a temperature difference between the rim and the hub eliminates (minimizes) the appearance of thermal stresses in the turbine disk. In this case, the diametrical dimensions of the dual-circuit turbojet engine are determined by the dimensions of the turbine.

Эффективность охлаждения (защиты) диска турбины, как и рабочей лопатки, основана на высоком расходе (хладоресурсе) охлаждающего воздуха, составляющем от четверти до половины расхода горячего газа (расход охлаждающего воздуха определяется длиной ножки рабочей лопатки).The efficiency of cooling (protection) of the turbine disk, as well as of the working blade, is based on the high flow rate (coolant) of cooling air, which is from a quarter to half the flow rate of hot gas (the cooling air flow is determined by the length of the blade of the working blade).

Применение рабочей лопатки турбины позволит: а) снизить массу рабочего колеса турбины как минимум на 40%, приблизив ее к массе рабочего колеса компрессора (условия работы указанных колес будут отличаться незначительно); б) уменьшить массу двигателя за счет более рационального использования его миделя; в) повысить (за счет использования внешнего воздушного охлаждения рабочих лопаток) температуру газа перед турбиной на 100÷200 градусов.The use of a turbine rotor blade will allow: a) to reduce the mass of the turbine impeller by at least 40%, bringing it closer to the mass of the compressor impeller (the working conditions of these wheels will vary slightly); b) reduce the mass of the engine due to a more rational use of its midsection; c) increase (through the use of external air cooling of the working blades) the gas temperature in front of the turbine by 100 ÷ 200 degrees.

Claims

1. The working blade of the turbine of a turbojet engine, including a cooling circuit, consisting of a pen, an elongated leg with a ribbed surface, a shelf separating the feather and the leg, the shelf is configured to form a closed loop when assembling the turbine wheel, inside which the air of the cooling circuit passes, castle part, characterized in that the turbojet engine is a dual-circuit, in which the cooling circuit is the second engine circuit, the length of the legs is determined by the ratio h = (1 ÷ 2.5) · l, where l is the length of scapula ra.

2. The working blade of the turbine according to claim 1, characterized in that the channels for the passage of cooling air are made inside the blade.