RU136492U1

RU136492U1 - COOLED TURBIN STAGE OF GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number: RU136492U1
Application number: RU2013116204/06U
Authority: RU
Inventors: Станислав Мечиславович Пиотух; Андрей Николаевич Поткин; Владимир Алексеевич Никоненко; Екатерина Валерьевна Пьянусова
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"
Priority date: 2013-04-09
Filing date: 2013-04-09
Publication date: 2014-01-10

Abstract

Охлаждаемая ступень турбины газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат, аппарат предварительной закрутки воздуха, выполненный во внутреннем корпусе соплового аппарата, рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, установленными на диске, и систему охлаждения диска, отличающаяся тем, что система охлаждения диска выполнена под аппаратом предварительной закрутки в виде замкнутой полости, ограниченной корпусом камеры сгорания, нижней стенкой аппарата предварительной закрутки и одной вертикальной перегородкой, при этом корпус камеры сгорания содержит, по меньшей мере, одно отверстие для подачи охлаждающего воздуха из полости, образованной стенкой жаровой трубы и корпусом камеры сгорания, в замкнутую полость, вертикальная перегородка при этом снабжена, по меньшей мере, одним отверстием, соединяющим замкнутую полость с преддисковой полостью, причем ось отверстия параллельна оси двигателя.A cooled stage of a turbine of a gas turbine engine, comprising a nozzle apparatus, an air pre-swirl apparatus made in the inner body of the nozzle apparatus, an impeller with cooled impellers mounted on the disc, and a disk cooling system, characterized in that the disk cooling system is made under the pre-twist apparatus in the form of a closed cavity, limited by the housing of the combustion chamber, the lower wall of the pre-twist apparatus and one vertical partition, while the housing of the combustion chamber contains at least one opening for supplying cooling air from the cavity formed by the wall of the flame tube and the housing of the combustion chamber into the closed cavity, the vertical partition being provided with at least one opening connecting the closed cavity to the pre-disk cavity moreover, the axis of the hole parallel to the axis of the engine.

Description

Полезная модель относится к охлаждаемым турбинам газотурбинных авиационных двигателей и газотурбинных установок наземного применения.The utility model relates to cooled turbines of gas turbine aircraft engines and gas turbine installations of land applications.

Подвод воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины через аппарат предварительной закрутки (АПЗ) в преддисковую полость рабочего колеса известен в двигателестроении давно и довольно подробно описан.The air supply for cooling the turbine rotor blades through the pre-twist apparatus (APZ) into the pre-disk cavity of the impeller has been known in the engine industry for a long time and is described in some detail.

Известна ступень турбины газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая сопловой аппарат, рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатки, и уплотнение осевого зазора с помощью постановки различного вида лабиринтов или уплотнительных элементов. (Г.С. Скубачевский - Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М., Машиностроение, 1974, 520 с. - с.146).A known stage of a turbine of a gas turbine engine (GTE), comprising a nozzle apparatus, an impeller with cooled blades, and an axial clearance seal using various types of labyrinths or sealing elements. (G.S. Skubachevsky - Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts. M., Mechanical Engineering, 1974, 520 pp. - p. 146).

Известна ступень турбины ГТД, содержащая сопловой аппарат, аппарат предварительной закрутки воздуха, а так же полость, образованную аппаратом предварительной закрутки и вспомогательным диском, снабженным уплотнительными элементами (Патент DE 2639511 от 02.09.1976, опубл. 17.03.1977, МПК F01D 5/18 F02C 7/12).A turbine engine turbine stage is known, comprising a nozzle apparatus, an air pre-swirling apparatus, and a cavity formed by a preliminary swirling apparatus and an auxiliary disk equipped with sealing elements (Patent DE 2639511 of 09/02/1976, publ. 03/17/1977, IPC F01D 5/18 F02C 7/12).

Наиболее близкой является охлаждаемая ступень турбины газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат, аппарат предварительной закрутки воздуха, выполненный во внутреннем корпусе соплового аппарата, рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатки, установленными на диске, и систему охлаждения диска (Патент US 3635586 от 06.04.1970, опубл. 18.01.1972, F01D 5/18 F02C 7/12).The closest is a cooled stage of a turbine of a gas turbine engine containing a nozzle apparatus, an air pre-swirl apparatus made in the inner housing of the nozzle apparatus, an impeller with cooled rotor blades mounted on a disk, and a disk cooling system (Patent US 3635586 dated 04/04/1970, publ. 18.01.1972, F01D 5/18 F02C 7/12).

Недостатком представленных ступеней турбины ГТД является отсутствием продувки полостей под аппаратом предварительной закрутки, что вызывает высокие перепады давления на деталях внутреннего корпуса соплового аппарата.The disadvantage of the presented stages of the turbine engine is the lack of purging of the cavities under the pre-twist apparatus, which causes high pressure drops on the parts of the inner body of the nozzle apparatus.

Технический результат, достигаемый в заявленной полезной модели, является выравнивание давлений воздуха в полостях внутреннего корпуса соплового аппарата, создание дополнительного сопротивления утечкам воздуха поступающего на охлаждение рабочих лопаток турбины и повышение давления в преддисковой полости турбины, что снижает результирующую осевую силу турбокомпрессора и благоприятно сказывается на ресурсе подшипника опоры компрессора.The technical result achieved in the claimed utility model is the equalization of air pressures in the cavities of the inner housing of the nozzle apparatus, the creation of additional resistance to air leaks coming to cool the turbine blades and increasing the pressure in the turbine pre-cavity, which reduces the resulting axial force of the turbocompressor and favorably affects the resource bearing support compressor.

Технический результат достигается тем, что охлаждаемая ступень турбины газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат, аппарат предварительной закрутки воздуха, выполненный во внутреннем корпусе соплового аппарата, рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, установленными на диске, и систему охлаждения диска.The technical result is achieved by the fact that the cooled stage of the turbine of a gas turbine engine comprises a nozzle apparatus, an air pre-swirl apparatus made in the inner housing of the nozzle apparatus, an impeller with cooled rotor blades mounted on a disk, and a disk cooling system.

Новым в полезной модели является то, что система охлаждения диска выполнена под аппаратом предварительной закрутки в виде замкнутой полости, ограниченной корпусом камеры сгорания, нижней стенкой аппарата предварительной закрутки, и одной вертикальной перегородкой, при этом корпус камеры сгорания содержит, по меньшей мере, одно отверстие для подачи охлаждающего воздуха из полости, образованной стенкой жаровой трубы и корпусом камеры сгорания, в замкнутую полость, вертикальная перегородка при этом снабжена, по меньшей мере, одним отверстием, соединяющим замкнутую полость с преддисковой полостью, причем ось отверстия параллельна оси двигателя.New in the utility model is that the disk cooling system is made under the pre-twist apparatus in the form of a closed cavity, limited by the combustion chamber body, the lower wall of the pre-twist apparatus, and one vertical partition, while the combustion chamber housing contains at least one hole for supplying cooling air from a cavity formed by the wall of the flame tube and the housing of the combustion chamber into a closed cavity, the vertical partition is provided with at least one opening iem connecting preddiskovoy closed cavity with a cavity, wherein the hole axis is parallel to the axis of the engine.

На фигуре показана охлаждаемая ступень турбины ГТД.The figure shows the cooled stage of a turbine engine.

Охлаждаемая ступень турбины ГТД состоит из соплового аппарата 1, аппарата предварительной закрутки 2 воздуха, выполненного во внутреннем корпусе 3 соплового аппарата 1, рабочего колеса с охлаждаемыми рабочими лопатки 4, установленными на диске 5, и систему охлаждения диска.The cooled stage of the turbine engine turbine consists of a nozzle apparatus 1, a preliminary swirl apparatus 2 of air, made in the inner casing 3 of the nozzle apparatus 1, an impeller with cooled impellers 4 mounted on the disk 5, and a disk cooling system.

Система охлаждения диска 5 выполнена под аппаратом предварительной закрутки 2 в виде замкнутой полости А.The cooling system of the disk 5 is made under the apparatus pre-twist 2 in the form of a closed cavity A.

Замкнутая полость А образована корпусом 6 камеры сгорания, нижней стенкой 7 аппарата предварительной закрутки 2, и одной вертикальной перегородкой 8.The closed cavity A is formed by the housing 6 of the combustion chamber, the lower wall 7 of the pre-twist apparatus 2, and one vertical partition 8.

При этом корпус 6 камеры сгорания содержит, по меньшей мере, одно отверстие 9 для подачи охлаждающего воздуха из полости Б, образованной стенкой жаровой трубы 10 и корпусом 6 камеры сгорания, в замкнутую полость А.The housing 6 of the combustion chamber contains at least one opening 9 for supplying cooling air from the cavity B formed by the wall of the flame tube 10 and the housing 6 of the combustion chamber into a closed cavity A.

Вертикальная перегородка 8 при этом снабжена, по меньшей мере, одним отверстием 11, соединяющим замкнутую полость А с преддисковой полостью В, причем ось 12 отверстия 11 параллельна оси двигателя 13.The vertical partition 8 is provided with at least one hole 11 connecting the closed cavity A with the pre-disk cavity B, and the axis 12 of the hole 11 is parallel to the axis of the engine 13.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Охлаждающий воздух отбирается из полости Б, образованной корпусом жаровой трубы 10 и корпусом 6 камеры сгорания, и проходит через отверстие 9 в корпусе 6 камеры сгорания в замкнутую полость А. Из замкнутой полости А охлаждающий воздух выходит из отверстия 11 в вертикальной перегородке 8 в преддисковую полость В, охлаждая тем самым сам диск 5 рабочего колеса ступени турбины ГТД. Причем ось 12 отверстия 11 параллельна оси 13 двигателя для того, что бы обеспечить направление течения охлаждающего воздуха к диску 5.Cooling air is taken from the cavity B, formed by the housing of the flame tube 10 and the housing 6 of the combustion chamber, and passes through the hole 9 in the housing 6 of the combustion chamber into the closed cavity A. From the closed cavity A, the cooling air leaves the hole 11 in the vertical partition 8 into the pre-disk cavity In, thereby cooling the disk 5 of the impeller of the turbine engine stage. Moreover, the axis 12 of the hole 11 is parallel to the axis 13 of the engine in order to ensure the direction of flow of cooling air to the disk 5.

Благодаря тому, что система охлаждения диска выполнена под аппаратом предварительной закрутки в виде замкнутой полости, ограниченной корпусом камеры сгорания, нижней стенкой аппарата предварительной закрутки, и одной вертикальной перегородкой, при этом замкнутая полость содержит, по меньшей мере, одно отверстие для подачи охлаждающего воздуха из полости, образованной стенкой жаровой трубы и корпусом камеры сгорания, в замкнутую полость, вертикальная перегородка при этом снабжена, по меньшей мере, одним отверстием, соединяющим замкнутую полость с преддисковой полостью, причем ось отверстия параллельна оси двигателя, достигается выравнивание давления воздуха в полостях внутреннего корпуса соплового аппарата, а так же создается дополнительное сопротивление утечкам воздуха поступающего на охлаждение рабочих лопаток турбины, и достигается повышение давления в преддисковой полости турбины, что снижает результирующую осевую силу турбокомпрессора и благоприятно сказывается на ресурсе подшипника опоры компрессора.Due to the fact that the cooling system of the disk is made under the preliminary swirling device in the form of a closed cavity, limited by the combustion chamber body, the lower wall of the preliminary swirling device, and one vertical partition, the closed cavity contains at least one opening for supplying cooling air from the cavity formed by the wall of the flame tube and the housing of the combustion chamber into a closed cavity, the vertical partition is provided with at least one hole connecting the closed a cavity with a pre-disk cavity, and the axis of the hole parallel to the axis of the engine, equalization of air pressure in the cavities of the inner body of the nozzle apparatus is achieved, as well as additional resistance to air leaks coming in to cool the turbine blades, and an increase in pressure in the pre-disk cavity of the turbine is achieved, which reduces the resulting axial force of the turbocharger and favorably affects the bearing life of the compressor support.

Claims

A cooled stage of a turbine of a gas turbine engine, comprising a nozzle apparatus, an air pre-swirl apparatus made in the inner body of the nozzle apparatus, an impeller with cooled impellers mounted on the disc, and a disk cooling system, characterized in that the disk cooling system is made under the pre-twist apparatus in the form of a closed cavity, limited by the housing of the combustion chamber, the lower wall of the pre-twist apparatus and one vertical partition, while the housing of the combustion chamber contains at least one opening for supplying cooling air from the cavity formed by the wall of the flame tube and the housing of the combustion chamber into the closed cavity, the vertical partition being provided with at least one opening connecting the closed cavity to the pre-disk cavity moreover, the axis of the hole parallel to the axis of the engine.