RU2688052C1

RU2688052C1 - Method for cooling high-pressure turbine nozzle assembly (tna) of gas turbine engine (gte) and nozzle device of gte tna (embodiments)

Info

Publication number: RU2688052C1
Application number: RU2018119187A
Authority: RU
Inventors: Евгений Ювенальевич Марчуков; Виктор Викторович Куприк; Виктор Андреевич Андреев; Михаил Юрьевич Комаров; Николай Александрович Кононов; Николай Владимирович Крылов; Николай Павлович Селиванов
Priority date: 2018-05-24
Filing date: 2018-05-24
Publication date: 2019-05-17

Abstract

FIELD: machine building.SUBSTANCE: method of cooling high-pressure turbine nozzle assembly is performed by cooling the most heat-stressed elements in blades and flanges of nozzle unit nozzle blocks by two air flows - secondary air flow of combustion chamber and air from air-to-air heat exchanger. Flanges of the blocks extending into the flow part of the nozzle apparatus are washed with floor jets of cooling air of the combustion chamber, which comes from the large and small air intake rings. In the block large shelf the cooling air is supplied through the nozzle device outer ring. One part of the air flow penetrates through groups of screen holes into the sub-screen cavity and cools the bottom of the large shelf. Other part of the air flow from the above-screen cavity of the flange enters the front cavity of the blade, fills the volume of the diagonally truncated deflector, and exits the deflector, cools the input edge of the airfoil, which is equipped with seven rows of holes, which are inclined to the flow of the working medium. Deflector diagonally divides the front cavity diagonally with the back for back cooling of walls of the diagonal parts of the cavity. Excess heat is removed from the front part of the back and the trough of the blade body by counter-flowing the first air flow into the front cavity coming through the slit-hole in the small flange. In the front cavity the back and trough of the blade body are provided with two and four rows of holes. Flow of cooling air from the air-air heat exchanger enters the back cavity of the vane via the outer ring of the nozzle device to form a branched air path. Rear cavity of blade is equipped with deflector provided with perforated holes to vortex matrix and intended for cooling with smaller part of flow of rear part of blade and with larger part of flow of cooling of high pressure turbine rotor.EFFECT: invention is aimed at improving cooling efficiency of high-pressure turbine nozzle assembly cooling elements.9 cl, 5 dwg

Description

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способу охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки газоперекачивающего агрегата.The group of inventions relates to the field of aircraft engine construction, in particular, to a method of cooling a nozzle apparatus of a high pressure turbine of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation of a gas pumping unit.

Известен способ охлаждения соплового аппарата, включающий систему охлаждения турбины двигателя, содержащую многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки и каналы охлаждения, при этом каждый канал воздуховода образован перфорированным дефлектором, установленным в сопловой лопатке вдоль ее внутренней поверхности (RU 2196239 С2, опубл. 10.01.2003).A known method for cooling a nozzle apparatus includes an engine turbine cooling system containing a multi-channel duct passing through the internal cavities of the nozzle vanes, a twist apparatus and cooling channels, each duct channel being formed by a perforated deflector installed in the nozzle blade along its inner surface (RU 2196239 C2 , publ. 10.01.2003).

Известен способ охлаждения соплового аппарата, включающего охлаждение сопловых лопаток газовой турбины, установленных верхними полками в наружном кольце и образуют с ним переднюю и заднюю полости, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с полостями сопловых лопаток (RU 2211926 С2, опубл. 10.09.2003).A known method of cooling a nozzle apparatus includes cooling the nozzle vanes of a gas turbine installed by upper shelves in the outer ring and forms with it the front and rear cavities, which at the entrance through the channels communicate with the cavity supplying cooling air, and at the exit - with the cavities of nozzle vanes (RU 2211926 C2, published on 10.09.2003).

Известен способ охлаждения соплового аппарата, включающего охлаждаемую сопловую лопатку газовой турбины, содержащую разделенные перегородкой первую полость со стороны входной кромки и вторую полость со стороны выходной кромки. Во второй полости установлен дефлектор (RU 2237811 С1, опубл. 10.10.2004).A known method of cooling a nozzle apparatus comprising a cooled nozzle blade of a gas turbine, comprising a first cavity separated by a partition from the input edge and a second cavity from the output edge. A deflector is installed in the second cavity (RU 2237811 C1, publ. 10.10.2004).

Известен способ охлаждения соплового аппарата, включающего сопловые лопатки охлаждаемой турбины, выполненные в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками. Лопатки выполнены с вогнутой и выпуклой стенками пера, содержат раздаточные полости и дефлекторы с образованием охлаждающих каналов. Стенки лопатки и охлаждающий дефлектор выполнены с перфорационными отверстиями (RU 2514818 С1, опубл. 10.05.2014).A known method of cooling a nozzle apparatus comprising nozzle vanes of a cooled turbine, made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves. The blades are made with a concave and convex walls of the pen, contain dispensing cavities and deflectors with the formation of cooling channels. The walls of the blade and the cooling deflector are made with perforations (RU 2514818 C1, publ. 10.05.2014).

К недостаткам известных решений относятся повышенная конструктивная сложность соплового аппарата, недостаточная конструктивная проработанность системы охлаждения наиболее теплонапряженных участков соплового аппарата, неадаптированность конкретно к техническим решениям ГТД газоперекачивающего агрегата, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя с одновременным повышением компактности и снижением материало- и энергоемкости.The disadvantages of the known solutions include increased structural complexity of the nozzle apparatus, insufficient structural development of the cooling system of the most thermally stressed sections of the nozzle apparatus, inadequacy specifically to the technical solutions of the GTE gas compressor unit, the difficulty of obtaining a compromise combination of increased efficiency and engine life while increasing compactness and reducing material and energy intensity.

Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в повышении эффективности охлаждения лопаток соплового аппарата и ротора ТВД стационарного газотурбинного двигателя авиационного типа в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или в газотурбинной электростанции.The problem to be solved by a group of inventions united by a single creative concept is to increase the cooling efficiency of the blades of the nozzle apparatus and the rotor of the turboprop of an aircraft-type stationary gas turbine engine as part of gas pumping units for gas transportation or in a gas turbine power station.

Поставленная задача решается тем, что в способе охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), согласно изобретению, охлаждению подвергают сопловый аппарат ТВД, который включает сопловый венец, состоящий из сопловых блоков, установленных в последнем с угловой частотой γ_бл., определенной в диапазоне значений γ_бл.=(1,91÷2,70) [ед/рад], а также охватывающие сопловый венец наружное и внутреннее кольца, примыкающие к ним на входе большое и малое воздухозаборные кольца и аппарат закрутки воздуха, причем сопловый блок содержит не менее трех лопаток, выполненных полыми, с аэродинамическим профилем, за одно целое с большой и малой полками и наделенные радиально ориентированной перегородкой, разделяющей внутренний объем пера на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, при этом теплонапряженные элементы СА охлаждают двумя потоками воздуха -вторичным потоком воздуха камеры сгорания (КС), имеющим температуру, более низкую температуры первичного потока рабочего тела из жаровой трубы КС, и охлаждающим воздухом, который подают от воздуховоздушного теплообменника (ВВТ), причем поверхности полок блоков соплового венца, выходящие в проточную часть СА, омывают настильными струями охлаждающего воздуха вторичного потока КС, подаваемого через щелевые отверстия воздушных трактов большого и малого воздухозаборных колец, а внутрь большой полки соплового блока охлаждающий воздух КС поступает через фронтальный ряд отверстий в наружном кольце СА, заполняет расположенную под наружным кольцом надэкранную полость полки и, разделяясь на две части, одной частью проникает через группы отверстий экрана в подэкранную полость, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки днища большой полки с выходом нагретого воздуха через выпускные отверстия полки в общий поток рабочего тела, другой частью поток охлаждающего воздуха из надэкранной полости поступает в воздушный тракт передних полостей лопаток соплового блока, заполняет объем диагонально усеченного дефлектора, и выходя из дефлектора, открытого с фронта, поток охлаждающего воздуха обдувает изнутри входную кромку пера, которую наделяют перфорацией, включающей не менее семи рядов отверстий, с последующим выходом нагретого теплосъемом воздуха в общий поток рабочего тела, при этом съем избыточной теплоты с передней части спинки и корыта пера лопатки производят встречным фронтальному потоком охлаждающего воздуха, поступающего через отверстия - фронтальное щелевое в стенке и затем фигурное в цилиндрически изогнутом элементе малой полки в диагонально ограниченную дефлектором переднюю полость с уменьшением площади F_вх.м.п. поперечного сечения канала воздушного тракта передней полости лопатки до F_min=0 к периферийному сечению пера лопатки, из которой нагретый теплосъемом воздух отводят в общий поток рабочего тела посредством не менее чем двух рядов отверстий в спинке и не менее чем четырех рядов отверстий в корыте передней части пера лопатки, а другой поток охлаждающего воздуха подают от ВВТ через тыльный ряд отверстий в наружном кольце СА в примыкающие к последнему входные патрубки непосредственно в задние полости лопаток с образованием разветвленного воздушного тракта, для чего задняя полость лопатки снабжена дефлектором, выполняющим две функции: охлаждения меньшей частью потока задней полости лопатки и пропуска с минимальным нагревом большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД, при этом первую из указанных функций реализуют, пропуская охлаждающий воздух через систему перфорационных отверстий в боковых поверхностях указанного дефлектора, с суммарной площадью ∑F_о.д.з.п. проходного сечения, определенной в диапазоне значений ∑F_о.д.з.п.=(34,3÷49,4)⋅10^-6 [м²], обеспечивая тем самым съем избыточной теплоты с задней полости лопаток, после чего поток пропускают в охлаждающую матрицу и далее в расположенную за ней систему не менее чем из двух параллельных рядов выступов, расположенных под углами один к другому, и через прерывистую щель в выходной кромке пера отводят в общий поток рабочего тела, а для реализации второй функции предназначено основное проходное сечение дефлектора площадью F_п.с.д., превышающее суммарную площадь ∑F_о.д.з.п. отверстий не менее чем в 4,8 раза.The problem is solved in that in the method of cooling a nozzle apparatus of a high pressure turbine (TVD) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation (GTU) of a gas pumping unit (HPA) according to the invention, a nozzle apparatus of a turbofan, which includes a nozzle ring consisting of of nozzle blocks installed in the latter with an angular frequency γ _bl. determined in the range of values of γ _bl. = (1.91 ÷ 2.70) [unit / rad], as well as outer and inner rings covering the nozzle crown, large and small air intake rings and an air-spinning device adjacent to them at the inlet, the nozzle block containing at least three vanes, made hollow, with an aerodynamic profile, in one piece with large and small shelves and endowed with a radially oriented partition dividing the internal volume of the pen into the front and rear cavities, equipped with deflectors, while the heat-stressed elements of the SA are cooled with two air flows - secondary the air flow of the combustion chamber (CS), having a temperature, lower temperatures of the primary flow of the working fluid from the flame tube CS, and cooling air that is supplied from an air-air heat exchanger (VVT), and the surfaces of the shelves of the nozzle crowns of the CA flooring jets of cooling air of the secondary flow of CS supplied through the slit openings of the air paths of the large and small air intake rings, and inside the large shelf of the nozzle unit the cooling air of the CS flows through cutting the frontal row of holes in the outer ring of the SA, fills the over-screen cavity of the shelf below the outer ring and, being divided into two parts, one part penetrates through the screen hole groups into the sub-screen cavity, purposefully cooling the most heat-stressed parts of the bottom of the large shelf with heated air outlet through the outlet holes shelves into the total flow of the working fluid; with another part, the flow of cooling air from the over-screen cavity enters the air path of the front cavities of the nozzle unit blades; t the volume of the diagonally truncated deflector, and leaving the deflector open from the front, the flow of cooling air blows from the inside the inlet edge of the pen, which is endowed with perforations comprising at least seven rows of holes, followed by the exit of the heated heat removal air into the general flow of the working fluid, while the excess heat from the front of the back and the trough of the blade blade is produced by an opposing frontal flow of cooling air entering through the openings — a frontal slit in the wall and then figured in a cylindrical small bent flange member in a diagonally front cavity bounded by a deflector F to decrease the area _vh.m.p. the cross section of the channel of the air path of the front cavity of the blade to F _min = 0 to the peripheral section of the blade blade, from which the heated heat removal removes air into the total flow of working fluid through at least two rows of holes in the back and at least four rows of holes in the front section trough feather blades, and another stream of cooling air is supplied from IWT through the back row of holes in the outer ring of the SA to the inlet pipes adjacent to the latter directly into the rear cavities of the blades with the formation of a branched air air duct, for which the back cavity of the blade is provided with a deflector that performs two functions: cooling a smaller part of the flow of the rear cavity of the blade and passing a minimum of most of the air flow to cool the rotor of the theater turbine, while the first of these functions is realized by passing cooling air through the perforation system holes in the side surfaces of the specified deflector, with a total area of ∑F _o.dz.p. flow area defined in the range of values ∑F _o.dz.p. = (34.3 ÷ 49.4) ⋅10 ^-6 [m ² ], thereby ensuring the removal of excess heat from the rear cavity of the blades, after which the stream is passed into the cooling matrix and then into the system located behind it from at least two parallel rows of protrusions located at angles to each other, and through a discontinuous slot in the exit edge of the pen divert to the total flow of the working fluid, and for the implementation of the second function is the main flow area of the deflector area F _PS exceeding the total area of ∑F _o.dz.p. holes at least 4.8 times.

При этом дефлектор передней полости лопатки для обеспечения теплосъема встречными потоками могут выполнять в виде пластинки, диагонально согнутой по внутреннему профилю передней полости с зазором у стенок полости и уменьшением площади проходного сечения от F_{вх.б.п.max} эффективного входного сечения в направлении от большой к малой полке СА до F_{вх.б.п.min}=0, а входную кромку пера лопатки наделяют перфорацией, включающей не менее семи рядов отверстий, три средних ряда из которых сосредоточены в зоне входной кромки пера и ориентированы осями отверстий вдоль оси турбины в проекции на осевую плоскость, параллельную поперечному сечению лопатки, а также наклонены к оси турбины под углом α_вх.кр., определенном в диапазоне значений α_вх.кр.=(0,63÷0,89) [рад], и выполнены с диаметрами, не менее чем в 1,3 раза превышающими диаметры отверстий двух пар других рядов, попарно симметрично отклоненных в поперечном сечении входной кромки пера на угол не менее 0,7 [рад] от осевой плоскости симметрии трех средних рядов.At the same time, the deflector of the front cavity of the blade can be made in the form of a plate diagonally bent along the internal profile of the front cavity with a clearance at the walls of the cavity and a reduction in the flow area from F in. _{B. Max} effective input section in the direction from the large to the small shelf of the SA to F _i.h.b.p.min = 0, and the input edge of the pen blade gives a perforation comprising at least seven rows of holes, three middle rows of which are concentrated in the zone of the input edge of the pen and are oriented axes from Versions along the axis of the turbine in the projection on the axial plane parallel to the cross section of the blade, and also inclined to the axis of the turbine at an angle α _in.cr. determined in the range of values of α _inr. = (0.63 ÷ 0.89) [rad], and are made with diameters not less than 1.3 times greater than the diameters of the openings of two pairs of other rows, pairwise symmetrically tilted in cross section of the input edge of the pen by an angle of at least 0, 7 [happy] from the axial plane of symmetry of the three middle rows.

Сопловые блоки могут быть разъемно прикреплены к наружному кольцу двумя рядами крепежных элементов, установленных в количестве по числу межлопаточных каналов в каждом ряду с угловой частотой γ_н.к в сопловом венце, определенной в диапазоне значений γ_н.к=(5,73÷8,12) [ед/рад].The nozzle units can be detachably attached to the outer ring by two rows of fasteners installed in an amount by number interblade channels in each row having an angular frequency γ in _NK nozzle crown, defined in the range _NK γ = (5,73 ÷ 8 , 12) [units / rad].

Поставленная задача в части соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению в процессе работы ГТД сопловый аппарат ТВД охлаждают описанным выше способом.The task in terms of the nozzle apparatus of a high-pressure turbine of a gas-turbine engine as part of a GTU HPA is solved by the fact that according to the invention, in the course of GTE operation, the nozzle apparatus of the HPD is cooled as described above.

Поставленная задача в части способа охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя в составе газотурбинной установки ГТУ ГПА по второму варианту решается тем, что согласно изобретению охлаждению подвергают сопловый аппарат ТВД, который включает сопловый венец, состоящий из сопловых блоков, установленных в последнем с угловой частотой γ_бл., определенной в диапазоне значений γ_бл.=(1,91÷2,70) [ед/рад], а также наружное и внутреннее кольца, примыкающие к ним на входе большое и малое воздухозаборные кольца и аппарат закрутки воздуха, причем сопловый блок содержит не менее трех лопаток, выполненных полыми, с аэродинамическим профилем, за одно целое с большой и малой полками и наделенные радиально ориентированной перегородкой, разделяющей внутренний объем пера на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, при этом теплонапряженные элементы СА охлаждают двумя потоками воздуха - вторичным потоком воздуха КС, имеющим температуру, более низкую температуры первичного потока рабочего тела из жаровой трубы КС, и охлаждающим воздухом, который подают от ВВТ, причем поверхности полок блоков соплового венца, выходящие в проточную часть СА, омывают настильными струями охлаждающего воздуха из вторичного потока КС, подаваемого через щелевые отверстия воздушных трактов большого и малого воздухозаборных колец, а внутрь большой полки охлаждающий воздух КС поступает через фронтальный ряд отверстий в наружном кольце СА, заполняет расположенную под наружным кольцом надэкранную полость большой полки и, разделяясь на две части, одной частью проникает через группы отверстий экрана в подэкранную полость, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки днища большой полки, локализованно расположенные по площади днища, после чего нагретый воздух выходит через выпускные отверстия полки в общий поток рабочего тела, при этом наиболее протяженные группы отверстий в экране большой полки, размещенные в зоне, примыкающей к входным патрубкам задней полости лопаток, выполняют с суммарной площадью каждой из групп отверстий указанного типа ∑F_{1кор.з.п..}, определенной в диапазоне значений ∑F_{1кор.з.п..}=(17,7÷24,9)⋅10^-6 [м²]; другие группы отверстий, размещенные не менее чем у двух смежных тыльных бобышек для крепежных элементов и входных патрубков задней полости лопаток, выполняют с суммарной площадью отверстий в группе, определенной в диапазоне значений ∑F_{2кор.з.п..}=(4,4÷6,5)⋅10^-6 [м²]; третью группу отверстий в экране, включающую от двух до семи отверстий в группе, расположенных в зоне тупых и острого углов экрана, а также вдоль тыльной стенки большой полки, выполняют с суммарной площадью отверстий групп указанного типа ∑F_{3кор.з.п..}, определенной в диапазоне значений ∑F_{1кор.з.п..}=(4,1÷6,2)⋅10^-6 [м²]; другой частью поток охлаждающего воздуха из надэкранной полости поступает в воздушный тракт передних полостей лопаток, заполняет объем диагонально усеченного дефлектора, и выходя из дефлектора, открытого с фронта, поток охлаждающего воздуха обдувает изнутри указанным потоком входную кромку пера, с последующим выходом нагретого теплосъемом воздуха через отверстия во входной кромке лопатки в общий поток рабочего тела, при этом съем избыточной теплоты с передней части спинки и корыта пера лопатки производят встречным фронтальному потоком охлаждающего воздуха КС, поступающего через отверстия - фронтальное щелевое в стенке и затем фигурное в цилиндрическом элементе малой полки в диагонально ограниченную дефлектором переднюю, из которой нагретый теплосъемом воздух через отверстия в спинке и корыте пера лопатки отводят в общий поток рабочего тела, а другой поток охлаждающего воздуха от ВВТ подают через тыльный ряд отверстий в наружном кольце СА в примыкающие к последнему радиально пролонгированные входные патрубки непосредственно в задние полости лопаток с образованием разветвленного воздушного тракта для охлаждения меньшей частью потока задней полости лопатки и пропуска с минимальным нагревом большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД.The task in terms of the method of cooling the nozzle apparatus of a high-pressure turbine of a gas turbine engine as part of a gas turbine installation of the GTU GTU according to the second embodiment is solved by the fact that according to the invention the nozzle apparatus of the TVD, which includes a nozzle crown installed in the latter with an angular frequency, is subjected to cooling γ _bl. determined in the range of values of γ _bl. = (1.91 ÷ 2.70) [unit / rad], as well as outer and inner rings, adjacent to them at the entrance are large and small air intake rings and an air spin unit, the nozzle block containing at least three blades made hollow, with an aerodynamic profile, in one piece with large and small shelves and endowed with a radially oriented partition dividing the internal volume of the pen into the front and rear cavities, equipped with deflectors, while the heat-stressed SA elements are cooled by two air flows — the secondary air flow of the CS, having temperature, lower temperatures of the primary flow of the working fluid from the flame tube of the CS, and cooling air that is supplied from IWT, where the surfaces of the shelves of the nozzle crown blocks coming out into the flow part of the SA are washed by jets of cooling air from the secondary stream of the CS supplied through the slit holes the air paths of the large and small air intake rings, and inside the large shelf the cooling air of the CS enters through the frontal row of holes in the outer ring of the SA, fills the air under the outer ring Om over-screen cavity of a large shelf and, being divided into two parts, one part penetrates through groups of screen openings into the sub-screen cavity, purposefully cooling the most heat-stressed parts of the bottom of a large shelf localized along the bottom of the shelf, after which the heated air exits through the outlet openings of the shelf into the general flow the working fluid, with the longest group of holes in the screen of a large shelf, placed in the zone adjacent to the inlets of the rear cavity of the blades, perform with a total area each of said groups of holes _{.. 1kor.z.p} ΣF type defined in the range of values ΣF _{1kor.z.p .. = (17,7 ÷ 24,9) ⋅10} -6 [ m ^2]; other groups of holes placed at least in two adjacent rear bosses for fasteners and inlets of the posterior cavity of the blades are performed with a total area of holes in the group defined in the range of values ∑F _2kor.p. = (4,4 ÷ 6.5) 10 ^-6 [m ² ]; The third group of holes in the screen, comprising from two to seven holes in the group, located in the zone of obtuse and acute screen corners, as well as along the back wall of the large shelf, is performed with a total hole area of groups of the specified type ∑F _3k.s... , determined in the range of values ∑F _{1k.z.p ..} = (4,1 ÷ 6,2) 10 ^-6 [m ² ]; another part of the flow of cooling air from the over-screen cavity enters the air path of the front cavities of the blades, fills the volume of the diagonally truncated deflector, and coming out of the deflector open from the front, the flow of cooling air blows the inside edge of the feather with the specified flow, followed by exit of the air by heat removal of air through the holes in the input edge of the blade in the total flow of the working fluid, while removing excess heat from the front of the back and trough pen blades produce a counter-frontal flow Om of cooling air of a CS entering through the openings — a frontal slit in the wall and then a front figured in the cylindrical element of the small shelf — is a front diagonally bounded by a deflector, from which air heated by a heat removal section of the blade of the blade is diverted into the common flow of the working fluid and the other flow the cooling air from the weapons and military vehicles is fed through the back row of holes in the outer ring of the SA into the radially prolonged inlet pipes adjacent to the latter directly into the rear cavities of the blades with the formation m branched air path for cooling a smaller part of the flow of the rear cavity of the blade and pass with minimal heating of the greater part of the air flow for cooling the rotor of the theater.

При этом отвод нагретого теплосъемом воздуха, охлаждающего теплонапряженные участки поверхности большой полки, могут осуществлять через группы отводящих прямолинейных ребер, ориентированных нормально к касательной охлаждаемого участка большой полки, и охватывающих их криволинейных ребер высотой, превышающей высоту прямолинейных, с возможностью отвода отработанного по теплосъему воздуха к выходу в проточную часть СА.At the same time, the removal of heated by heat removal air cooling the heat-stressed parts of the surface of a large shelf can be carried out through groups of diverting straight fins oriented normally to the tangent of the cooled section of the large flange and covering curvilinear ribs with a height exceeding the straight height, with the possibility of exhausting the heated air to output in the flow part of the SA.

Внутрь малой полки для охлаждения внутренней стороны последней охлаждающий воздух КС может поступать из тракта малого воздухозаборного кольца через входное щелевое отверстие в стенке малой полки во фронтальную часть полости малой полки, а охлаждение остальной части малой полки осуществляют потоком воздуха из задней полости лопатки, направленным на охлаждение ротора ТВД.Inside the small shelf for cooling the inside of the latter, the cooling air of the CS can flow from the path of the small air intake ring through the inlet slot in the wall of the small shelf to the front of the cavity of the small shelf, and the rest of the small shelf is cooled by cooling air rotor theater.

Дефлектор передней полости лопатки для обеспечения теплосъема встречными потоками могут выполнять в виде пластинки, диагонально согнутой по внутреннему профилю передней полости с зазором у стенок полости и уменьшением площади проходного сечения от F_{вх.б.п.max} эффективного входного сечения в направлении от большой к малой полке СА до F_{вх.б.п.min}=0, при этом входную кромку пера лопатки наделяют перфорацией, включающей не менее семи рядов отверстий, а нагретый теплосъемом воздух с передней части спинки и корыта пера лопатки отводят в общий поток рабочего тела посредством не менее чем двух рядов отверстий в спинке и не менее чем четырех рядов отверстий в корыте передней части пера лопатки, сгруппированных попарно.The deflector of the front cavity of the blade to provide heat removal by opposing streams can be in the form of a plate that is diagonally bent along the internal profile of the front cavity with a gap between the cavity walls and a reduction in the cross-sectional area from F _{in.b.max max of the} effective inlet section in the direction from large to small CA shelf up to F in. _b.p.min = 0, while the input edge of the blade feather gives a perforation comprising at least seven rows of holes, and the air heated by heat removal from the front part of the back and trough of the blade blades approx. the working fluid through at least two rows of holes in the back and at least four rows of holes in the trough of the front part of the blade feather, grouped in pairs.

Поставленная задача в части соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА по второму варианту решается тем, что согласно изобретению в процессе работы ГТД сопловый аппарат ТВД охлаждают описанным выше способом.The task in terms of the nozzle apparatus of a high-pressure turbine of a gas-turbine engine as part of a GTU HPA according to the second variant is solved by the fact that according to the invention, in the course of GTE operation, the nozzle apparatus of a TVD is cooled in the manner described above.

Технический результат, достигаемый группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, заключается в повышении эффективности охлаждения сопловых блоков и ротора ТВД за счет выравнивания температурного поля наиболее теплонапряженных участков соплового аппарата ТВД. Это достигают за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров сопловых блоков, позволяющих пропускать охлаждающий поток воздуха через многоканальный тракт воздушного охлаждения соплового аппарата, включающий канал охлаждения входной кромки лопатки, канал охлаждения стенок спинки и корыта пера лопатки в осевом интервале передней полости лопатки, канал охлаждения задней части лопатки с пропуском и направлением большей части потока на охлаждение ротора ТВД и канала охлаждения полок соплового блока с внутренней стороны проточной части СА настильными струями, обеспечивая тем самым повышение ресурса сопловой лопатки и эксплуатационных характеристик соплового аппарата ТВД в целом, а также достигают надежности, экономичности и долговечности работы двигателя в процессе его эксплуатации в составе газоперекачивающих агрегатов.The technical result achieved by a group of inventions, united by a single creative concept, is to increase the cooling efficiency of the nozzle blocks and the rotor of the theater turbulence by equalizing the temperature field of the most thermally stressed portions of the nozzle apparatus of the theater theater unit. This is achieved by improving the design and aerodynamic parameters of the nozzle blocks, allowing the cooling air flow through the multi-channel air cooling path of the nozzle apparatus, including the cooling channel of the blade inlet edge, the channel cooling channel of the back and trough of the blade blade, and the cooling channel at the rear of the blade. parts of the blade with the pass and the direction of most of the flow to cool the rotor of the turboprop engine and the cooling channel of the shelves of the nozzle unit from the inside the flow-through part of the SA with flating jets, thereby increasing the service life of the nozzle blade and the performance characteristics of the nozzle apparatus of the theater as a whole, as well as achieve reliability, efficiency and durability of the engine during its operation as part of the gas pumping units.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами, где:The essence of the group of inventions is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 изображен сопловый аппарат ТВД ГТД, поперечный разрез;in fig. 1 shows the nozzle apparatus of the GTD GTD, cross section;

на фиг. 2 - блок соплового аппарата, вид спереди по ходу рабочего тела;in fig. 2 - unit nozzle apparatus, front view along the direction of the working fluid;

на фиг. 3 - большая полка блока соплового аппарата, вид сверху;in fig. 3 - a large shelf unit nozzle apparatus, top view;

на фиг. 4 - лопатка соплового аппарата, продольный разрез;in fig. 4 - nozzle paddle, longitudinal section;

на фиг. 5 - лопатка соплового аппарата, поперечный разрез.in fig. 5 - nozzle paddle, cross section.

Сопловый аппарат 1 турбины 2 высокого давления газотурбинного двигателя в составе газотурбинной установки газоперекачивающего агрегата включает сопловый венец. Сопловый венец содержит сопловые блоки 3, установленные в венце с угловой частотой γ_бл., определенной в диапазоне значенийA nozzle apparatus 1 of a high-pressure turbine 2 of a gas turbine engine as part of a gas-turbine installation of a gas pumping unit includes a nozzle ring. Nozzle crown contains nozzle blocks 3, installed in the crown with an angular frequency γ _bl. defined in the range of values

γ_бл.=N_бл./2π=(1,91÷2,70) [ед/рад], где N_бл. - число сопловых блоков.γ _bl. = N _bl. / 2π = (1.91 ÷ 2.70) [units / rad], where N _bl. - the number of nozzle blocks.

Каждый блок 3 содержит не менее трех лопаток 4, выполненных за одно целое с большой и малой полками 5 и 6. Лопатка 4 выполнена полой, с аэродинамическим профилем, наделенным выпуклой спинкой 7 и вогнутым корытом 8, соединенные через входную и выходную кромки 9 и 10. Лопатка 4 наделена радиально ориентированной перегородкой 11, которая разделяет внутренний объем пера на переднюю полость 12 и заднюю полость 13. В полости 12 и 13 лопаток 4 устанавливают дефлекторы 14 и 15.Each block 3 contains at least three blades 4, made in one piece with large and small shelves 5 and 6. The blade 4 is made hollow, with an aerodynamic profile, endowed with a convex back 7 and a concave trough 8, connected through the input and output edges 9 and 10 The blade 4 is endowed with a radially oriented partition 11, which divides the internal volume of the pen into the front cavity 12 and the rear cavity 13. In the cavity 12 and 13 of the blades 4, the deflectors 14 and 15 are installed.

В состав С А входят также наружное и внутреннее кольца 16 и 17, охватывающие соответственно большие и малые полки 5 и 6 блоков 3 соплового венца, а также большое и малое воздухозаборные кольца 18 и 19, примыкающие к кольцам 16 и 17 на входе и аппарат 20 закрутки воздуха из вторичного потока камеры 21 сгорания, подаваемого на охлаждение теплонапряженных элементов СА и далее через СА и аппарат 20 закрутки на охлаждение теплонапряженных элементов ротора ТВД.The structure And also includes outer and inner rings 16 and 17, covering respectively the large and small shelves 5 and 6 blocks 3 nozzle crowns, as well as large and small air intake rings 18 and 19, adjacent to the rings 16 and 17 at the entrance and the device 20 spin the air from the secondary stream of the combustion chamber 21 supplied to cool the heat-stressed elements of the SA and then through the SA and the spin-winding device 20 to cool the heat-stressed elements of the rotor of the theater.

В предлагаемом способе охлаждения СА по первому варианту охлаждению подвергают теплонапряженные элементы соплового аппарата двумя потоками воздуха - вторичным потоком воздуха камеры 21 сгорания, имеющим температуру, более низкую температуры первичного потока рабочего тела - газовой смеси из жаровой трубы 22 камеры 21 сгорания, и охлаждающим воздухом, который подают от ВВТ (на чертежах не показано).In the proposed method of cooling the SA in the first embodiment, the heat-stressed elements of the nozzle apparatus are subjected to cooling by two air streams — the secondary air stream of the combustion chamber 21 having a temperature, lower temperatures of the primary working fluid stream — the gas mixture from the flame tube 22 of the combustion chamber 21, and cooling air, which is supplied from IWT (not shown in the drawings).

Поверхности полок 5 и 6 блоков 3 соплового венца, выходящие в проточную часть 23 СА, омывают настильными струями охлаждающего воздуха вторичного потока камеры 21 сгорания, подаваемого через воздушные тракты большого и малого воздухозаборных колец 18 и 19.The surfaces of the shelves 5 and 6 of the block 3 of the nozzle ring, extending into the flow-through part 23 of the SA, are washed with planar jets of cooling air of the secondary flow of the combustion chamber 21 supplied through the air ducts of the large and small air intake rings 18 and 19.

Наружное кольцо 16 СА снабжено два рядами отверстий 24 и 25 для подачи охлаждающего воздуха на охлаждение лопатки 4 из вторичного потока камеры 21 сгорания и потока воздуха от ВВТ соответственно. При этом в большую полку 5 соплового блока 3 охлаждающий воздух вторичного потока КС поступает через фронтальное отверстие 24 и заполняет расположенную под наружным кольцом 16 надэкранную полость 26 большой полки 5. В надэкранной полости 26 фронтальный поток воздуха разделяется на две части. Одной частью поток охлаждающего воздуха КС проникает через группы отверстий 27, 28, 29 экрана 30 в подэкранную полость 31, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки днища 32 большой полки 5 с выходом нагретого теплосъемом воздуха через выпускные отверстия (на чертежах не показано) большой полки 5 в общий поток рабочего тела. Другой частью поток охлаждающего воздуха КС поступает в воздушный тракт передних полостей 12 сопловых лопаток 4, динамично заполняя объем диагонально усеченного дефлектора 14, и выходя из дефлектора 14, открытого с фронта, поток охлаждающего воздуха обдувает изнутри входную кромку 9 пера лопатки 4. Входная кромка 9 лопатки наделена перфорацией, включающей не менее семи рядов отверстий 33, 34, через которые нагретый теплосъемом воздух поступает в первичный поток рабочего тела из КС в проточную часть ТВД. Съем избыточной теплоты с передней части спинки 7 и корыта 8 пера лопатки 4 производят встречным фронтальному потоком охлаждающего воздуха КС, поступающим через отверстия - фронтальное щелевое отверстие 35 в стенке и затем фигурное отверстие 36 в цилиндрически изогнутом элементе малой полки 6 в диагонально ограниченную дефлектором 14 полость 12 с уменьшением площади F_вх.м.п. поперечного сечения канала воздушного тракта передней полости 12 пера до F_min=0 к периферийному сечению пера лопатки. Из передней полости 12 лопатки 4 нагретый теплосъемом воздух отводят в общий поток рабочего тела посредством не менее чем двух рядов отверстий 37 в спинке 7 и не менее чем четырех рядов отверстий 38, 39 в корыте 8 передней части пера лопатки 4, сгруппированных попарно.The outer ring 16 CA is equipped with two rows of holes 24 and 25 for supplying cooling air for cooling the blade 4 from the secondary stream of the combustion chamber 21 and the stream of air from IWT, respectively. At the same time, the cooling air of the secondary flow KS enters the large shelf 5 of the nozzle unit 3 through the front opening 24 and fills the over-screen cavity 26 of the large shelf 5 located under the outer ring 16. The front-end air stream in the above-screen cavity 26 is divided into two parts. One part of the flow of cooling air KS penetrates through the groups of holes 27, 28, 29 of screen 30 into the sub-screen cavity 31, purposefully cooling the most heat-stressed parts of the bottom 32 of the large shelf 5 with the air heated by the heat removal through the exhaust holes 5 in general flow of the working body. Another part of the flow of cooling air KS enters the air path of the front cavities of the 12 nozzle vanes 4, dynamically filling the volume of the diagonally truncated deflector 14, and leaving the deflector 14 open from the front, the flow of cooling air blows from the inside the inlet edge 9 of the blade of the blade 4. Inlet edge 9 blades endowed with perforations, including at least seven rows of holes 33, 34, through which the heated heat removal air enters the primary flow of the working fluid from the COP to the flow part of the theater. Removing excess heat from the front of the backrest 7 and trough 8 feather blades 4 produce a counter frontal flow of cooling air KS, coming through the holes - frontal slotted hole 35 in the wall and then the figured hole 36 in the cylindrically curved element of the small shelf 6 in the diagonally baffled deflector 14 cavity 12 with a decrease in the area of F in. _M. the cross-section of the channel of the air path of the front cavity 12 of the pen to F _min = 0 to the peripheral section of the pen blade. From the front cavity 12 of the blade 4, the heated air is removed by heat removal to the total flow of the working fluid through at least two rows of holes 37 in the back 7 and at least four rows of holes 38, 39 in the trough 8 of the front part of the blade blade 4, grouped in pairs.

Второй тыльный поток охлаждающего воздуха от ВВТ подают через тыльный ряд отверстий 25 в наружном кольце 16 СА в примыкающие к последнему входные патрубки 40 непосредственно в задние полости 13 лопаток 4 с образованием разветвленного воздушного тракта. Для чего задняя полость 13 лопатки 4 снабжена дефлектором 15, выполняющим две функции: охлаждения меньшей частью потока задней полости 13 лопатки 4 и пропуска с минимальным нагревом большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД. Первую функцию дефлектора 15 задней полости 13 лопатки реализуют, пропуская охлаждающий воздух через систему перфорационных отверстий 41 в боковых поверхностях дефлектора, суммарная площадь ∑F_о.д.з.п. которых составляет ∑F_о.д.з.л.=(34,3÷49,4)⋅10^-6 [м²], обеспечивая тем самым съем избыточной теплоты с задней полости 13 лопаток 4. Затем поток воздуха пропускают в охлаждающую матрицу 42 и далее в расположенную за ней систему не менее чем из двух параллельных рядов выступов 43, расположенных под углами один к другому, и через прерывистую щель 44 в выходной кромке 10 пера отводят в общий поток рабочего тела. Для реализации второй функции - пропуска с минимальным нагревом большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД предназначено основное проходное сечение дефлектора 15 площадью F_п.с.д., превышающей суммарную площадь ∑F_о.д.з.п. отверстий 40 не менее чем в 4,8 раза.The second rear flow of cooling air from the AME is fed through the back row of holes 25 in the outer ring 16 CA into the inlet pipes 40 adjacent to the latter directly into the rear cavities of the 13 vanes 4 to form a branched air path. What the rear cavity 13 of the blade 4 is equipped with a deflector 15 that performs two functions: cooling a smaller part of the flow of the rear cavity 13 of the blade 4 and pass with a minimum of heating most of the air flow to cool the rotor theater. The first function of the deflector 15 of the rear cavity 13 of the blade is realized by passing cooling air through the system of perforations 41 in the lateral surfaces of the deflector, the total area F of the _radius which is ∑F _o.dz.l. = (34.3 ÷ 49.4) ⋅10 ^-6 [m ² ], thereby ensuring the removal of excess heat from the back cavity of the 13 blades 4. Then the air flow is passed into the cooling matrix 42 and then into the system behind it no less than from two parallel rows of protrusions 43, located at angles to one another, and through a discontinuous slot 44 in the output edge 10 of the pen divert to the total flow of the working fluid. To implement the second function - the pass with the minimum heating of the most part of the air flow for cooling the rotor of the theater _{rocket, the} main flow area of the deflector 15 with an area F _PS exceeding the total area of ∑F _o.dz.p. holes 40 not less than 4.8 times.

Дефлектор 14 передней полости 12 лопатки для обеспечения теплосъема встречными потоками выполняют в виде пластинки, диагонально согнутой по внутреннему профилю передней полости 12 с зазором у стенок полости и уменьшением площади проходного сечения от F_{вх.б.п.max} эффективного входного сечения в направлении от большой полки 5 к малой полке 6 до F_{вх.б.п.min}=0. Входную кромку 9 лопатки 4 наделяют перфорацией, включающей не менее семи рядов отверстий 33, 34. Три средних ряда отверстий 33 сосредоточены в зоне входной кромки 9 пера и ориентированы осями отверстий вдоль оси турбины в проекции на осевую плоскость, параллельную поперечному сечению лопатки. Отверстия 33 наклонены к оси турбины под углом α_вх.кр., определенном в диапазоне значений α_вх.кр.=(0,63÷0,89) [рад]. Отверстия 33 выполнены с диаметрами, не менее чем в 1,3 раза превышающими диаметры отверстий 34 двух пар других рядов, которые попарно симметрично отклонены в поперечном сечении входной кромки 9 пера на угол не менее 0,7 [рад] от осевой плоскости симметрии трех средних рядов.The deflector 14 of the front cavity 12 of the blade to provide heat removal by opposing streams is performed in the form of a plate that is diagonally bent along the internal profile of the front cavity 12 with a gap between the walls of the cavity and a reduction in the cross-sectional area from F in. _Max. shelves 5 to the small shelf 6 to F _inf.b.p.min = 0. The input edge 9 of the blade 4 endows a perforation comprising at least seven rows of holes 33, 34. Three middle rows of holes 33 are concentrated in the area of the input edge 9 of the pen and are oriented by the axes of the holes along the axis of the turbine projected on an axial plane parallel to the cross section of the blade. Holes 33 are inclined to the axis of the turbine at an angle α _inh.cr. determined in the range of values of α _inr. = (0.63 ÷ 0.89) [rad]. The holes 33 are made with diameters not less than 1.3 times the diameters of the holes 34 of two pairs of other rows, which are symmetrically deviated in pairs in cross section of the input edge 9 of the pen at an angle of not less than 0.7 [rad] from the axial plane of symmetry of the three middle rows.

Сопловые блоки 3 разъемно прикреплены к наружному кольцу 16 двумя рядами крепежных элементов 45, установленным с угловой частотой γ_н.к. в каждом ряду по числу межлопаточных каналов в сопловом венце, определенной в диапазоне значений γ_н.к.=(5,73÷8,12) [ед/рад].Nozzle blocks 3 detachably attached to the outer ring 16 by two rows of fasteners 45, installed with an angular frequency γ _NK in each row according to the number of interscapular channels in the nozzle crowns, defined in the range of γ _n. = (5.73 ÷ 8.12) [units / rad].

В процессе работы ГТД сопловый аппарат ТВД охлаждают описанным выше способом по первому варианту охлаждения соплового аппарата.In the course of the GTE operation, the nozzle apparatus of the TVD is cooled in the manner described above according to the first variant of the nozzle cooling.

По второму варианту способа охлаждения СА охлаждают теплонапряженные элементы СА при этом теплонапряженные элементы СА охлаждают двумя потоками воздуха - вторичным потоком воздуха камеры 21 сгорания, имеющим температуру, более низкую температуры первичного потока рабочего тела из жаровой трубы КС, и охлаждающим воздухом, который подают от ВВТ. Поверхности полок 5 и 6 блоков 3 соплового венца, выходящие в проточную часть 23 СА, омывают настильными струями охлаждающего воздуха вторичного потока КС, подаваемого через воздушные тракты большого и малого воздухозаборных колец 18 и 19.According to the second variant of the method of cooling the SA, the heat-stressed SA elements are cooled while the CA heat-stressed elements are cooled by two air streams — the secondary air stream of the combustion chamber 21, which has a temperature lower than the primary flow temperature of the working fluid from the CS flue pipe and cooling air that is supplied from IWT . The surfaces of the shelves 5 and 6 of the block 3 of the nozzle crown, extending into the flow part 23 of the SA, are washed by the spreading jets of cooling air of the secondary flow of CS fed through the air ducts of the large and small air intake rings 18 and 19.

В большую полку 5 соплового блока 3 охлаждающий воздух КС поступает через фронтальное отверстие 24 и заполняет расположенную под наружным кольцом 16 надэкранную полость 26 большой полки 5. В надэкранной полости 26 фронтальный поток воздуха разделяется на две части. Одной частью поток охлаждающего воздуха проникает через группы отверстий 27, 28, 29 экрана 30 в подэкранную полость 31, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки днища 32 большой полки 5, локализованно расположенные по площади днища, с выходом нагретого теплосъемом воздуха через выпускные отверстия (на чертежах не показано) большой полки 5 в общий поток рабочего тела.The cooling air KS enters the large shelf 5 of the nozzle unit 3 through the front opening 24 and fills the upper screen cavity 26 of the large shelf 5 located under the outer ring 16. The frontal air stream in the above-screen cavity 26 is divided into two parts. One part of the flow of cooling air penetrates through the groups of holes 27, 28, 29 of screen 30 into the sub-screen cavity 31, purposefully cooling the most heat-intensive parts of the bottom 32 of the large shelf 5, localized located over the bottom area, with the air heated by the heat removal through the exhaust holes (in the drawings there is no shown) a large shelf 5 in the total flow of the working fluid.

Наиболее протяженные группы отверстий 27 в экране 30 большой полки 5, размещенные в зоне, примыкающей к входным патрубкам 40 задней полости 13 лопаток 4, выполняют с суммарной площадью каждой из групп отверстий указанного типа ΣF_{1кор.з.п..}, определенной в диапазоне значений ΣF_{1кор.з.п..}=(17,7÷24,9)⋅10^-6 [м²].The longest groups of holes 27 in the screen 30 of the large shelf 5, located in the zone adjacent to the inlet nozzles 40 of the back cavity of the 13 vanes 4, are performed with a total area of each of the groups of holes of the specified type ΣF _1k.z.p. determined in the range of values ΣF _{1k.z.p ..} = (17.7 ÷ 24.9) 10 ^-6 [m ² ].

Группы отверстий 28, размещенные не менее чем у двух смежных тыльных бобышек 46 для крепежных элементов 44 и входных патрубков 40 задней полости 13 лопаток 4, выполняют с суммарной площадью отверстий в группе, определенной в диапазоне значений ΣF_{2кор.з.п..}=(4,4÷6,5)⋅10^-6 [м²];Groups of holes 28, placed in at least two adjacent rear bosses 46 for fasteners 44 and inlets 40 of the rear cavity 13 of the blades 4, are performed with a total area of holes in the group defined in the range of values of ΣF _{2 korp.} = ( 4.4 ÷ 6.5) ⋅10 ^-6 [m ² ];

Третью группу отверстий 29 в экране, включающую от двух до семи отверстий в группе, расположенных в зоне тупых и острого углов экрана 30, а также вдоль тыльной стенки большой полки 5, выполняют с суммарной площадью отверстий групп указанного типа ΣF_{3кор.з.п..}, определенной в диапазоне значений ΣF_{1кор.з.п..}=(4,1÷6,2)⋅10^-6 [м²].The third group of holes 29 in the screen, comprising from two to seven holes in the group, located in the zone of obtuse and sharp corners of the screen 30, as well as along the back wall of the large shelf 5, is performed with a total hole area of groups of the specified type ΣF _{3 cor.z.p. .} , determined in the range of values ΣF _{1k.z.p ..} = (4,1 ÷ 6,2) ⋅10 ^-6 [m ² ].

Другой частью поток охлаждающего воздуха КС поступает в воздушный тракт передних полостей 12 сопловых лопаток 4, динамично заполняя объем диагонально усеченного дефлектора 14, и выходя из дефлектора 14, открытого с фронта, поток охлаждающего воздуха обдувает изнутри входную кромку 9 пера лопатки 4 с последующим выходом нагретого теплосъемом воздуха в общий поток рабочего тела через перфорационные отверстия 33, 34, во входной кромке. Съем избыточной теплоты с передней части спинки 7 и корыта 8 пера лопатки 4 производят встречным фронтальному потоком охлаждающего воздуха, поступающим через отверстия - фронтальное щелевое отверстие 35 в стенке и затем фигурное отверстие 36 в цилиндрически изогнутом элементе малой полки 6 в диагонально ограниченную дефлектором 14 полость 12. Из передней полости 12 лопатки 4 нагретый теплосъемом воздух отводят в общий поток рабочего тела посредством не менее чем двух рядов отверстий 37 в спинке 7 и не менее чем четырех рядов отверстий 38, 39 в корыте 8 передней части пера лопатки 4, сгруппированных попарно. Второй тыльный поток охлаждающего воздуха от ВВТ подают через тыльный ряд отверстий 25 в наружном кольце 16 СА в примыкающие к последнему входные патрубки 40 непосредственно в задние полости 13 лопаток 4 с образованием разветвленного воздушного тракта. Для чего задняя полость 13 лопатки 4 снабжена дефлектором 15, выполняющим две функции: охлаждения меньшей частью потока задней полости 13 лопатки 4 и пропуска с минимальным нагревом большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД.Another part of the flow of cooling air KS enters the air path of the front cavities 12 nozzle vanes 4, dynamically filling the volume of the diagonally truncated deflector 14, and leaving the deflector 14 open from the front, the flow of cooling air blows from inside the inlet edge 9 of the blade of the blade 4 with the subsequent exit heated heat removal of air into the total flow of the working fluid through the perforations 33, 34, in the input edge. Removing excess heat from the front of the backrest 7 and the trough 8 of the blade of the blade 4 is produced by an opposite frontal flow of cooling air coming through the holes - the frontal slotted hole 35 in the wall and then the figured hole 36 in the cylindrically curved element of the small shelf 6 into the diagonally baffled deflector 14 cavity 12 . From the front cavity 12 of the blade 4, heated by heat removal air is withdrawn into the total flow of the working fluid through at least two rows of holes 37 in the back 7 and at least four rows of holes 38, 39 in the troughs 8 of the front portion 4 of the blade leaf, grouped in pairs. The second rear flow of cooling air from the AME is fed through the back row of holes 25 in the outer ring 16 CA into the inlet pipes 40 adjacent to the latter directly into the rear cavities of the 13 vanes 4 to form a branched air path. What the rear cavity 13 of the blade 4 is equipped with a deflector 15 that performs two functions: cooling a smaller part of the flow of the rear cavity 13 of the blade 4 and pass with a minimum of heating most of the air flow to cool the rotor theater.

Отвод отработанного воздуха, охлаждающего теплонапряженные участки поверхности большой полки 5, осуществляют через группы отводящих прямолинейных ребер (на чертежах не показано), ориентированных нормально к касательной охлаждаемого участка большой полки, и охватывающих их криволинейных ребер высотой, превышающей высоту прямолинейных ребер, с возможностью отвода отработанного по теплосъему воздуха к выходу в проточную часть СА.The exhaust air cooling the heat-stressed parts of the surface of the large shelf 5 is discharged through groups of outlet straight ribs (not shown), oriented normally to the tangent of the cooled section of the big shelf, and curvilinear ribs covering them exceeding the height of the straight ribs, with the possibility of exhausting by heat removal of air to the outlet in the flow part of the SA.

Внутрь малой полки 6 для охлаждения внутренней стороны последней охлаждающий воздух КС поступает из тракта малого воздухозаборного кольца 19 через входное щелевое отверстие 35 в стенке малой полки 6 во фронтальную часть полости малой полки. Охлаждение остальной части полости 47 малой полки 6 осуществляют потоком воздуха из задней полости 13 лопатки 4, направленным на охлаждение ротора ТВД.Inside the small shelf 6 for cooling the inside of the latter, the cooling air of the CS comes from the path of the small air intake ring 19 through the inlet opening 35 in the wall of the small shelf 6 to the front part of the cavity of the small shelf. The cooling of the rest of the cavity 47 of the small shelf 6 is carried out by the flow of air from the rear cavity 13 of the blade 4, aimed at cooling the rotor of the theater turbine.

В процессе работы ГТД сопловый аппарат ТВД охлаждают описанным выше способом по второму варианту охлаждения соплового аппарата.In the course of the GTE operation, the nozzle apparatus of the TVD is cooled by the method described above according to the second variant of the nozzle cooling.

Охлаждают сотовый аппарат следующим образом.Cool cell device as follows.

Из вторичного потока камеры 21 сгорания охлаждающий воздух через фронтальные отверстия 24 в наружном кольце СА заполняет надэкранную полость 13 большой полки 2, разделяясь на две части. Одной частью поток охлаждающего воздуха проникает через группы отверстий 27, 28, 29 экрана 30 в подэкранную полость 31, охлаждая наиболее теплонапряженные участки днища 32 большой полки 5. Нагретый теплосъемом воздух через выпускные отверстия большой полки 5 выходит в общий поток рабочего тела.From the secondary flow of the combustion chamber 21, the cooling air through the front openings 24 in the outer ring CA fills the above-screen cavity 13 of the large shelf 2, being divided into two parts. One part of the flow of cooling air penetrates through the groups of holes 27, 28, 29 of screen 30 into the sub-screen cavity 31, cooling the most heat-stressed parts of the bottom 32 of the large shelf 5. Heated by the heat removal air through the outlet of the large shelf 5 enters the general flow of the working fluid.

Другая часть потока поступает во фронтальную часть передней полости 12 лопатки 4, заполняет объем дефлектора 14. Выходя из дефлектора 14, поток воздуха обдувает входную кромку 9 пера лопатки 4, охлаждая ее изнутри, с последующим выходом нагретого теплосъемом воздуха через перфорационные отверстия 33, 34 во входной кромке 9 в общий поток рабочего тела. Одновременно через тыльные отверстия 25 в наружном кольце СА охлаждающий воздух от ВВТ через входной патрубок 40 поступает в заднюю полость 13 лопатки. Из задней полости 13 лопатки 4 большая часть потока воздуха (~70%) с минимальным нагревом поступает в полость 47 малой полки 6, охлаждая ее при этом, и через выходной патрубок 48 направляется на охлаждения ротора ТВД. Остальная часть потока, проходя через перфорационные отверстия 41 в дефлекторе 15, поступает в охлаждающую вихревую матрицу 42 и через прерывистую щель 44 в выходной кромке 10 пера отводят в общий поток рабочего тела, охлаждая при этом тыльную часть лопатки в осевом интервале задней полости 13 лопатки 1. С фронтальной части лопатки 1 съем избыточной теплоты производят встречным потоком охлаждающего воздуха, который поступает через щелевое отверстие 35 в стенке малой полке 6 в переднюю полость 12, охлаждая при этом фронтальную часть малой полки 6. Из передней полости 9 лопатки 1 нагретый теплосъемом воздух через перфорационные отверстия 32, 33 и 34 выходит в общий поток рабочего тела, охлаждая при этом стенки спинки 4 и корыта 5 пера в осевом интервале передней полости 9 лопатки. Для охлаждения поверхности полок 5 и 6 блоков 3 соплового венца, выходящих в проточную часть 23 СА, охлаждающий воздух КС поступает через щелевые отверстия 49 и 50 соответственно большого и малого воздухозаборных колец 18 и 19, омывая полки настильными струями.The other part of the flow enters the front part of the front cavity 12 of the blade 4, fills the volume of the deflector 14. Coming out of the deflector 14, the air flow blows through the inlet edge 9 of the blade of the blade 4, cooling it from the inside, followed by the air heated by the heat removal through the perforations 33, 34 input edge 9 in the total flow of the working fluid. At the same time, through the rear openings 25 in the outer ring CA, the cooling air from the AME through the inlet 40 enters the rear cavity 13 of the blade. From the rear cavity 13 of the blade 4, most of the air flow (~ 70%) enters the cavity 47 of the small shelf 6 with minimal heating, cooling it at the same time, and through the outlet nozzle 48 is sent to cool the rotor of the theater turbine. The rest of the flow, passing through the perforations 41 in the deflector 15, enters the cooling vortex matrix 42 and through a discontinuous slot 44 in the output edge 10 of the pen is diverted into the total flow of the working fluid while cooling the back of the blade in the axial interval of the rear cavity 13 of the blade 1 From the front of the blade 1, the removal of excess heat is produced by a counter flow of cooling air that flows through the slotted hole 35 in the wall of the small shelf 6 into the front cavity 12, cooling the front part of the small shelf 6. From The front cavity 9 of the blade 1 is heated by heat removal through the air through the perforations 32, 33 and 34 enters the total flow of the working fluid, while cooling the walls of the backrest 4 and trough 5 feathers in the axial interval of the front cavity 9 of the blade. In order to cool the surface of the shelves 5 and 6 of the 3 nozzle crowns 3, which go out to the flow section 23 of the CA, the cooling air of the CS enters through the slit holes 49 and 50, respectively, of the large and small air intake rings 18 and 19, washing the shelves with flat jets.

Для реализации охлаждения меньшей частью потока тыльной части лопатки система перфорационных отверстий 25 в боковых поверхностях дефлектора 24 задней полости 10 выполнена с суммарной площадью ΣF_о.д.з.п.=42,96⋅10^-6 [м²]. Для реализации пропуска с минимальным нагревом большей части потока для охлаждения ротора ТВД площадь F_п.с.д. основного проходного сечения дефлектора 24 площадью превышает суммарную площадь ΣF_о.з.д. отверстий 25 в 5,5 раза.In order to realize cooling by a smaller part of the flow of the back part of the blade, the system of perforations 25 in the lateral surfaces of the deflector 24 of the rear cavity 10 is made with a total area of ΣF _gf. = 42.96⋅10 ^-6 [m ² ]. To implement a pass with a minimum of heating most of the flow to cool the rotor of the theater of the theater, the area F _PS the main flow area of the deflector 24 area exceeds the total area ΣF _o. holes 25 5.5 times.

Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров лопаток соплового аппарата достигают повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов лопаток и полок блока, достигая тем самым повышении эксплуатационных характеристик соплового аппарата ТВД и надежности, экономичности и долговечности работы двигателя в целом в процессе его эксплуатации в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа или в газотурбинной электростанции.Thus, by improving the design and aerodynamic parameters of the nozzle vanes, the cooling efficiency of the heat-stressed elements of the blades and shelves of the unit is improved, thereby achieving an increase in the performance characteristics of the nozzle apparatus and the reliability, efficiency and durability of the engine as a whole during gas pumping units for the transport of gas or gas turbine power plants.

Claims

1. A method of cooling a nozzle apparatus of a high pressure turbine (TVD) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation (GTU) of a gas pumping unit (HPA), characterized in that a nozzle apparatus of a TVD, which includes a nozzle ring consisting of nozzle blocks, is subjected to cooling, installed in the latter with an angular frequency γ _bl. determined in the range of values of γ _bl. = (1.91 ÷ 2.70) [unit / rad], as well as outer and inner rings covering the nozzle crown, large and small air intake rings and an air-spinning device adjacent to them at the inlet, the nozzle block containing at least three vanes, made hollow, with an aerodynamic profile, in one piece with large and small shelves and endowed with a radially oriented partition dividing the internal volume of the pen into the front and rear cavities, equipped with deflectors, while the heat-stressed SA elements are cooled by two air flows - secondary m the air flow of the combustion chamber (CS), having a temperature, lower temperatures of the primary flow of the working fluid from the flame tube CS, and cooling air, which is supplied from an air-air heat exchanger (VVT), with the surface of the shelves of the nozzle crowns, going into the flow part of the CA, wash the cooling air streams of the secondary flow of CS, supplied through the slit openings of the air ducts of the large and small air intake rings, and the cooling air of the COP enters the large shelf of the nozzle block cutting the frontal row of holes in the outer ring of the SA, fills the over-screen cavity of the shelf below the outer ring and, being divided into two parts, one part penetrates through the screen hole groups into the sub-screen cavity, purposefully cooling the most heat-stressed parts of the bottom of the large shelf with heated air outlet through the outlet holes shelves into the total flow of the working fluid; with another part, the flow of cooling air from the over-screen cavity enters the air path of the front cavities of the nozzle unit blades; There is a volume of diagonally truncated deflector, and leaving the deflector open from the front, the flow of cooling air blows from the inside the inlet edge of the pen, which is endowed with perforations including at least seven rows of holes, followed by release of air heated by the heat removal to the total flow of the working fluid. the excess heat from the front of the back and the trough of the blade blade is produced by an opposing frontal flow of cooling air entering through the openings — a frontal slit in the wall and then figured in a cylindrical and a curved element of a small shelf in a front cavity diagonally bounded by a deflector with a decrease in the area of F _in.p. the cross section of the channel of the air path of the front cavity of the blade to F _min = 0 to the peripheral section of the blade blade, from which the heated heat removal removes air into the total flow of working fluid through at least two rows of holes in the back and at least four rows of holes in the front section trough feather blades, and another stream of cooling air is supplied from IWT through the back row of holes in the outer ring of the SA to the inlet pipes adjacent to the latter directly into the rear cavities of the blades with the formation of a branched air air duct, for which the back cavity of the blade is provided with a deflector that performs two functions: cooling a smaller part of the flow of the rear cavity of the blade and passing a minimum of most of the air flow to cool the rotor of the theater turbine, while the first of these functions is implemented by passing cooling air through the perforation holes in the side surfaces of the specified deflector, with a total area of ∑F _o.dz.p. flow area defined in the range of values ∑F _o.dz.p. = (34.3 ÷ 49.4) ⋅10 ^-6 [m ² ], thereby ensuring the removal of excess heat from the rear cavity of the blades, after which the stream is passed into the cooling matrix and then into the system located behind it from at least two parallel rows of protrusions located at angles to each other, and through a discontinuous slot in the exit edge of the pen divert to the total flow of the working fluid, and for the implementation of the second function is the main flow area of the deflector area F _PS exceeding the total area of ∑F _o.dz.p. holes at least 4.8 times.

2. The cooling method of the nozzle apparatus of the turboprop apparatus according to claim 1, characterized in that the deflector of the anterior cavity of the blade to provide heat removal by opposing streams is performed in the form of a plate diagonally bent along the inner profile of the anterior cavity with a gap at the cavity walls and a decrease in the flow area from F _{in bp max of the} effective entrance section in the direction from the large to the small shelf CA to F _{i bb p min} = 0, and the input edge of the pen blade is endowed with perforations comprising at least seven rows of holes, three middle rows of which are They are located in the zone of the input edge of the pen and are oriented by the axes of the holes along the axis of the turbine in projection on the axial plane parallel to the blade cross section, and are also inclined to the axis of the turbine at an angle α _in.cr. determined in the range of values of α _inr. = (0.63 ÷ 0.89) [rad], and are made with diameters not less than 1.3 times greater than the diameters of the openings of two pairs of other rows, pairwise symmetrically tilted in cross section of the input edge of the pen by an angle of at least 0, 7 [happy] from the axial plane of symmetry of the three middle rows.

3. A method of cooling HPT nozzle according to Claim. 1, characterized in that the nozzle units are detachably attached to the outer ring by two rows of fasteners installed in an amount by number interblade channels in each row having an angular frequency γ in _NK nozzle crown defined in the range of values of γ _nk = (5.73 ÷ 8.12) [units / rad].

4. A nozzle apparatus of a high-pressure turbine of a gas-turbine engine as part of a GTU HPA, characterized in that during the operation of a gas turbine engine the nozzle apparatus of a turboprop is cooled in the method according to any one of claims. 1-3.

5. The method of cooling the nozzle apparatus of a high-pressure turbine of a gas turbine engine as part of a gas turbine unit GTU GPU, characterized in that the nozzle apparatus of the turboprop, which includes a nozzle crown, consisting of nozzle blocks installed in the latter with an angular frequency γ _bl. determined in the range of values of γ _bl. = (1.91 ÷ 2.70) [unit / rad], as well as outer and inner rings, adjacent to them at the entrance are large and small air intake rings and an air spin unit, the nozzle block containing at least three blades made hollow, with an aerodynamic profile, in one piece with large and small shelves and endowed with a radially oriented partition dividing the internal volume of the pen into the front and rear cavities, equipped with deflectors, while the heat-stressed SA elements are cooled by two air flows — the secondary air flow of the CS, having temperature, lower temperatures of the primary flow of the working fluid from the flame tube of the CS, and cooling air that is supplied from IWT, where the surfaces of the shelves of the nozzle crown blocks coming out into the flow part of the SA are washed by jets of cooling air from the secondary stream of the CS supplied through the slit holes the air paths of the large and small air intake rings, and inside the large shelf the cooling air of the CS enters through the frontal row of holes in the outer ring of the SA, fills the air under the outer ring Om over-screen cavity of a large shelf and, being divided into two parts, one part penetrates through groups of screen openings into the sub-screen cavity, purposefully cooling the most heat-stressed parts of the bottom of a large shelf localized along the bottom of the shelf, after which the heated air exits through the outlet openings of the shelf into the general flow the working fluid, with the longest group of holes in the screen of a large shelf, placed in the zone adjacent to the inlets of the rear cavity of the blades, perform with a total area each of said groups of holes _{.. 1kor.z.p} ΣF type defined in the range of values ΣF _{1kor.z.p .. = (17,7 ÷ 24,9) ⋅10} -6 [ m ^2]; other groups of holes placed at least in two adjacent rear bosses for fasteners and inlets of the posterior cavity of the blades are performed with a total area of holes in the group defined in the range of values ∑F _2kor.p. = (4,4 ÷ 6.5) 10 ^-6 [m ² ]; The third group of holes in the screen, comprising from two to seven holes in the group, located in the zone of obtuse and acute screen corners, as well as along the back wall of the large shelf, is performed with a total hole area of groups of the specified type ∑F _3k.s... , determined in the range of values ∑F _{1k.z.p ..} = (4,1 ÷ 6,2) 10 ^-6 [m ² ]; another part of the flow of cooling air from the over-screen cavity enters the air path of the front cavities of the blades, fills the volume of the diagonally truncated deflector, and coming out of the deflector open from the front, the flow of cooling air blows the inside edge of the feather with the specified flow, followed by exit of the air by heat removal of air through the holes in the input edge of the blade in the total flow of the working fluid, while removing excess heat from the front of the back and trough pen blades produce a counter-frontal flow Om of cooling air of a CS entering through the openings — a frontal slit in the wall and then a front figured in the cylindrical element of the small shelf — is a front diagonally bounded by a deflector, from which air heated by a heat removal section of the blade of the blade is diverted into the common flow of the working fluid and the other flow cooling air from the weapons and military equipment is fed through the back row of holes in the outer ring of the SA into the inlet pipes adjacent to the latter directly into the rear cavities of the blades to form a branched air path for cooling a smaller part of the flow of the rear cavity of the blade and pass with a minimum of heating most of the air flow to cool the rotor of the turboprop.

6. The cooling method of the nozzle apparatus of the turbofan apparatus according to claim 5, characterized in that the removal of heat, heated by heat removal, cooling the thermally stressed surface areas of the large shelf, is carried out through groups of diverting straight ribs oriented normally to the tangent cooled portion of the large shelf, and covering their curvilinear ribs with height exceeding the height of the rectilinear, with the possibility of exhausting the heat exhausted from the air to the outlet in the flow part of the SA.

7. The cooling method of the nozzle apparatus of the turboflow apparatus according to claim 5, characterized in that inside the small shelf for cooling the inner side of the latter, the cooling air of the CS comes from the path of the small air intake ring through the inlet slot in the wall of the small shelf to the front part of the cavity of the small shelf, and cooling the rest of the small shelf carry out the air flow from the back cavity of the blade, aimed at cooling the rotor of the theater.

8. The method of cooling the nozzle apparatus of the turboprop apparatus according to claim 5, characterized in that the deflector of the anterior cavity of the blade to provide heat removal by opposing streams is performed in the form of a plate diagonally bent along the inner profile of the anterior cavity with a gap at the cavity walls and a decrease in the flow area from F _{in .b.p.max} effective inlet section in the direction from high to low shelf CA _vh.b.p.min to F = 0, the leading edge of the blade confer perforation comprising at least seven rows of holes, and the heated heat removal Sports from the front and back trough the blade is withdrawn into the general flow of the working body through at least two rows of holes in the backrest and at least four rows of holes in the front of the trough of the blade, grouped in pairs.

9. A nozzle apparatus of a high-pressure turbine of a gas turbine engine as part of a GTU HPA, characterized in that during the operation of a gas turbine engine the nozzle apparatus of a turboprop engine is cooled by the method according to any one of claims. 5-8.