RU2147689C1

RU2147689C1 - Double-stage gas turbine

Info

Publication number: RU2147689C1
Application number: RU98103328A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов; С.И. Фадеев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1998-02-23
Filing date: 1998-02-23
Publication date: 2000-04-20

Abstract

FIELD: high-temperature turbines for gas-turbine engines. SUBSTANCE: gas turbine has rotor with operating disks and two auxiliary disks in-between. Labyrinth seal ridges are provided on rims of intermediate disks. Rim of front intermediate disk has radial and axial ducts. Axial ducts are spaced apart through distance equal to their three to six diameters; relations of geometric dimensions of labyrinth seal ridges in radial sectional area are to be found from equations given in description of invention. Such design provides for augmented heat transfer within labyrinth seal in atmosphere of high-temperature gases. EFFECT: improved reliability of turbine. 5 dwg

Description

Изобретение относится к области турбостроения, а именно к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей. The invention relates to the field of turbine engineering, namely to high-temperature turbines of gas turbine engines.

Известна двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя, содержащая статор и ротор, в междисковой полости которого расположен промежуточный диск, соединенный с основными дисками при помощи радиальных штифтов [1]. Known two-stage turbine of a gas turbine engine containing a stator and a rotor, in the interdisc space of which is located an intermediate disk connected to the main disks using radial pins [1].

Такая конструкция обладает низкой надежностью, т.к. одинарный промежуточный диск, имеющий развитую ободную часть, не опирается на основные диски. Кроме того, затруднена разборка ротора из-за наличия радиальных штифтов, которые при разборке необходимо высверливать. This design has low reliability, because a single intermediate disk having a developed rim does not rely on the main disks. In addition, disassembly of the rotor is difficult due to the presence of radial pins, which must be drilled during disassembly.

Известна также двухступенчатая турбина, содержащая ротор с рабочими дисками и двумя промежуточными дисками между ними, на ободе которых выполнены гребешки лабиринтного уплотнения, а обод первого промежуточного диска снабжен радиальными и осевыми каналами [2]. Also known is a two-stage turbine containing a rotor with working disks and two intermediate disks between them, on the rim of which scallops are made of labyrinth seals, and the rim of the first intermediate disk is equipped with radial and axial channels [2].

В известной конструкции вылет обода промежуточного диска относительно полотна существенно уменьшен, однако, надежность такой конструкции низка, т. к. возможно растрескивание гребешков лабиринтного уплотнения, расположенных на периферии обода. Особенно это проявляется на переходных режимах работы двигателя, когда относительно небольшой и тонкостенный гребешок лабиринтного уплотнения нагревается и охлаждается быстрее сравнительно массивного обода промежуточного диска, что приводит к появлению в гребешках высоких термических напряжений и к образованию трещин. In the known design, the offset of the rim of the intermediate disk relative to the web is significantly reduced, however, the reliability of this design is low, since cracking of the ridges of the labyrinth seal located on the periphery of the rim is possible. This is especially evident in transient modes of engine operation, when a relatively small and thin-walled scallop of a labyrinth seal heats up and cools faster than a relatively massive rim of the intermediate disk, which leads to the appearance of high thermal stresses in the scallops and to cracking.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности турбины за счет ускорения теплообменных процессов в лабиринтном уплотнении в среде высокотемпературных газов. The technical problem to which the invention is directed is to increase the reliability of the turbine by accelerating heat transfer processes in the labyrinth seal in a medium of high-temperature gases.

Данная задача решается за счет того, что в двухступенчатой газовой турбине, содержащей ротор с рабочими дисками и двумя промежуточными дисками между ними, на ободе которых выполнены гребешки лабиритного уплотнения, а обод переднего промежуточного диска снабжен радиальными и осевыми каналами, согласно изобретению величина шага между осевыми каналами соответствует 3 - 6 их диаметрам, а соотношения геометрических размеров гребешков лабиринтного уплотнения в радиальной плоскости сечения составляют
t=(1,4-2,5)h; b=(0,1-0,3)h; R=(0,6-1,2)h; α=25-35^o,
где h - высота гребешка;
t - шаг между гребешками;
b - толщина верхней части гребешка;
H - радиус образующей основания гребешка;
α - угол наклона верхней прямолинейной части образующей гребешка в направлении движения газового потока через уплотнение.This problem is solved due to the fact that in a two-stage gas turbine containing a rotor with working disks and two intermediate disks between them, on the rim of which are made combs of labyrinth seals, and the rim of the front intermediate disk is equipped with radial and axial channels, according to the invention, the step between axial channels corresponds to 3 to 6 of their diameters, and the ratios of the geometric dimensions of the ridges of the labyrinth seal in the radial plane of the section are
t = (1.4-2.5) h; b = (0.1-0.3) h; R = (0.6-1.2) h; α = 25-35 ^o ,
where h is the height of the scallop;
t is the step between the combs;
b is the thickness of the upper part of the scallop;
H is the radius of the generatrix of the base of the scallop;
α is the angle of inclination of the upper rectilinear part of the generatrix of the scallop in the direction of gas flow through the seal.

Выполнение множества осевых каналов, сообщенных с радиальными, в ободе переднего промежуточного диска, когда величина шага (L) между осевыми каналами соответствует 3 - 6 их диаметром (d), обеспечивает охлаждение обода и его надежную работу в среде высокотемпературных газов в условиях действия больших центробежных сил. В случае L<3d перемычка между отверстиями ослаблена, и возможна ее поломка. При L>6d ухудшается охлаждение обода первого промежуточного диска, что ведет также к поломке из-за перегрева обода и потери его прочности. Performing a plurality of axial channels in communication with radial channels in the rim of the front intermediate disk, when the step size (L) between the axial channels corresponds to 3 to 6 of their diameter (d), provides cooling of the rim and its reliable operation in high-temperature gases under large centrifugal conditions forces. In the case L <3d, the jumper between the holes is weakened, and its breakage is possible. At L> 6d, the cooling of the rim of the first intermediate disk deteriorates, which also leads to breakage due to overheating of the rim and loss of its strength.

Гребешки лабиринтного уплотнения, находящиеся на периферии промежуточных дисков, имеют определенную геометрию, обеспечивающую повышенную теплоотдачу от вершины к основанию гребешков, что снижает термические напряжения в гребешках. Минимизированная наружная поверхность гребешков лабиринтного уплотнения способствует уменьшению теплового потока от газа, перетекающего через уплотнение на обод промежуточного диска и в гребешки лабиринта. Combs of the labyrinth seal located on the periphery of the intermediate disks have a certain geometry that provides increased heat transfer from the top to the base of the combs, which reduces thermal stresses in the combs. The minimized outer surface of the ridges of the labyrinth seal helps to reduce the heat flow from the gas flowing through the seal onto the rim of the intermediate disk and into the ridges of the labyrinth.

Обоснование заявляемых соотношений геометрических размеров гребешков лабиринтного уплотнения следующее. При t<1,4h уменьшается объем расширительной камеры между гребешками, что ухудшает уплотнительные свойства лабиринта. В случае t>2,5h снижается количество гребешков лабиринта, которые можно разместить на ободе промежуточных дисков, а значит ухудшается эффективность уплотнения. The rationale for the claimed ratios of the geometric dimensions of the ridges of the labyrinth seal is as follows. At t <1.4 h, the volume of the expansion chamber between the combs decreases, which impairs the sealing properties of the labyrinth. In the case of t> 2.5h, the number of ridges of the labyrinth that can be placed on the rim of the intermediate disks decreases, and therefore the compaction efficiency deteriorates.

Как подтверждается экспериментально, при b<0,1h повышается вероятность растрескивания вершины гребешка из-за его разогрева при врезании его в сотовый уплотнитель в процессе работы двигателя. As experimentally confirmed, with b <0.1h, the likelihood of cracking of the top of the scallop increases due to its heating when it is inserted into the honeycomb seal during engine operation.

В случае b>0,3h ухудшается приработка гребешка с сотовым уплотнителем, что приводит к износу последнего и увеличению расхода газа через лабиринтное уплотнение. In the case b> 0.3h, the running-in of the scallop with the honeycomb seal deteriorates, which leads to wear of the scallop and an increase in gas flow through the labyrinth seal.

При R<0,6h уменьшается площадь основания гребешка, что может привести к растрескиванию гребешка, а при R>1,2h уменьшается объем расширительной камеры между гребешками лабиринта, что ухудшает работу лабиринтного уплотнения. At R <0.6h, the area of the base of the scallop decreases, which can lead to cracking of the scallop, and at R> 1.2h the volume of the expansion chamber between the combs of the labyrinth decreases, which worsens the work of the labyrinth seal.

Угол наклона верхней прямолинейной части образующей гребешка в направлении движения газового потока через уплотнение составляет 25-35^o. Это объясняется тем, что при α <25^o уменьшается площадь основания гребешка, а при α >35^o уменьшается объем расширительной камеры между гребешками.The angle of inclination of the upper rectilinear part of the generatrix of the scallop in the direction of gas flow through the seal is 25-35 ^o . This is because at α <25 ^o the area of the base of the comb decreases, and at α> 35 ^o the volume of the expansion chamber between the combs decreases.

Экспериментально показано, что при таких геометрических характеристиках лабиринта функциональные свойства уплотнения полностью сохраняются, а гребешки лабиринта, расположенного на вращающейся детали в поле действия больших центробежных сил в непосредственной близости к проточной части, сохраняют свою работоспособность в условиях, при которых превышаются паспортные характеристики по температуре для данного материала (для двигателей Д-30Ф6 и ПС-90А температура газа ≈1000^oC).It has been experimentally shown that with such geometric characteristics of the labyrinth, the functional properties of the seal are fully preserved, and the scallops of the labyrinth located on the rotating part in the field of action of large centrifugal forces in close proximity to the flow part retain their efficiency under conditions in which the passport characteristics are exceeded for this material (for engines D-30F6 and PS-90A gas temperature ≈1000 ^o C).

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

На фиг. 1 показан продольный разрез турбин, на фиг. 2 - элемент I на фиг. 1. In FIG. 1 shows a longitudinal section through the turbines; FIG. 2 - element I in FIG. 1.

На фиг. 3 представлен вид А на обод 1-го промежуточного диска. Фиг. 4 представляет поперечное сечение Б-Б по ободу 1-го промежуточного диска, фиг. 5 - элемент II на фиг. 2. In FIG. Figure 3 shows view A of the rim of the 1st intermediate disk. FIG. 4 is a cross section BB along the rim of the 1st intermediate disc, FIG. 5 - element II in FIG. 2.

Турбина 1 состоит из статора 2 и ротора 3, вращающегося относительно статора 2 в подшипнике 4. Ротор 3 включает вал 5, рабочее колесо 1-ой ступени 6 с рабочими лопатками 1-ой ступени 7, рабочее колесо 2-ой ступени 8 с рабочими лопатками 2-ой ступени 9, а также передний промежуточный диск 10 и задний промежуточный диск 11, расположенный в междисковой полости 12. The turbine 1 consists of a stator 2 and a rotor 3, rotating relative to the stator 2 in the bearing 4. The rotor 3 includes a shaft 5, an impeller of the first stage 6 with impellers of the first stage 7, an impeller of the second stage 8 with impellers 2nd stage 9, as well as the front intermediate disk 10 and the rear intermediate disk 11 located in the interdisc cavity 12.

Каждый из промежуточных дисков 10 и 11 имеет полотно 13, 14 и ободную часть 15, 16 соответственно. В ободной части 15 переднего промежуточного диска 10 выполнено множество осевых отверстий 17, соединенных с радиальными 18, имеющими выход в полость 19 радиального зазора. Each of the intermediate disks 10 and 11 has a web 13, 14 and a rim 15, 16, respectively. In the rim portion 15 of the front intermediate disk 10, a plurality of axial holes 17 are made, connected to the radial 18 having an exit into the cavity 19 of the radial clearance.

На ободной части 15, 16 промежуточных дисков 10, 11 расположены лабиринтные гребешки 20, которые вместе с сотовым уплотнителем 21 сопловой лопатки 2-ой ступени 22 образуют высокотемпературное уплотнение 23. On the rim part 15, 16 of the intermediate disks 10, 11 there are labyrinth scallops 20, which together with the honeycomb seal 21 of the nozzle vane of the 2nd stage 22 form a high-temperature seal 23.

Множество отверстий 17 на входе соединены через кольцевую полость 24 с полостями 25 подвода отхлаждающего воздуха из-за компрессора на охлаждение 1-ой рабочей лопатки 7. Many holes 17 at the inlet are connected through an annular cavity 24 to the cavities 25 for supplying cooling air due to the compressor for cooling the first working blade 7.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При работе газотурбинного двигателя через проточную часть высокотемпературной турбины в направлении от 1-ой рабочей лопатки 7 ко 2-ой рабочей лопатке 9 перетекает высокотемпературный газ (≈1000^oC), который частично проходит через лабиринтное уплотнение 23 под 2-м сопловым аппаратом и омывает периферийную часть ободов 15 и 16 переднего и заднего промежуточных дисков 8 с лабиринтными гребешками 20.When the gas turbine engine runs through the flow part of the high-temperature turbine in the direction from the first working blade 7 to the second working blade 9, high-temperature gas flows (≈1000 ^o C), which partially passes through the labyrinth seal 23 under the 2nd nozzle device and washes the peripheral part of the rims 15 and 16 of the front and rear intermediate disks 8 with labyrinth scallops 20.

В ободе 15 переднего промежуточного диска 10 выполнены осевые каналы 17, соединенные на входе с полостью 25 подвода охлаждающего воздуха из-за компрессора, а на выходе через радиальные каналы 18 - с полостью 19 радиального зазора Δ. Охлаждающий воздух, протекая через множество осевых 17 и радиальных 18 каналов, снижает температуру обода 15 за счет развитой поверхности этих каналов. In the rim 15 of the front intermediate disk 10, axial channels 17 are made, connected at the inlet to the cavity 25 for supplying cooling air due to the compressor, and at the outlet through the radial channels 18, to the cavity 19 of the radial clearance Δ. Cooling air flowing through a multitude of axial 17 and radial 18 channels reduces the temperature of the rim 15 due to the developed surface of these channels.

Гребешки 20 лабиринта обтекаются горячим газом, который может вызвать появление в них высоких термических напряжений, особенно на переходных режимах. При запуске двигателя, когда через лабиринтное уплотнение перетекает газ, гребешки 20 быстро нагреваются, а массивный обод 15, 16 нагревается медленнее, вызывая термические напряжения сжатия. Scallops 20 of the labyrinth are surrounded by hot gas, which can cause the appearance of high thermal stresses in them, especially in transient conditions. When the engine starts, when gas flows through the labyrinth seal, the combs 20 quickly heat up, and the massive rim 15, 16 heats up more slowly, causing thermal compression stresses.

В режиме сброса газа, когда через лабиринт перетекает холодный воздух, быстро остывают гребешки 20, медленнее остывает массивный обод 15, 16. В этом случае в гребешках 20 возникают напряжения растяжения. In the gas discharge mode, when cold air flows through the maze, the scallops 20 cool down quickly, the massive rim 15, 16 cools more slowly. In this case, tensile stresses arise in the scallops 20.

Гребешок 20 с большой площадью основания на режиме сброса газа быстро отдает тепло за счет теплопроводности материала гребешка 20 от верхней части гребешка к его основанию, и далее - в обод 15, 16 промежуточного диска 10,11, что приводит к быстрому выравниванию температуры гребешка 20 и обода 15, 16, исключает появление высоких термических напряжений и предотвращает образование трещин. A comb 20 with a large base area in the gas discharge mode quickly transfers heat due to the heat conductivity of the material of the comb 20 from the top of the comb to its base, and then to the rim 15, 16 of the intermediate disk 10,11, which leads to a quick equalization of the temperature of the comb 20 and the rim 15, 16, eliminates the appearance of high thermal stresses and prevents the formation of cracks.

Источники информации
1. Шварц В.А. Конструкция газотурбинных установок. М.: Машиностроение, 1979, с. 225, 256.Sources of information
1. Schwartz V.A. The design of gas turbine units. M .: Engineering, 1979, p. 225, 256.

2. Патент РФ N 2001288, кл. F 01 D 5/18, F 02 C 7/12, 1993. 2. RF patent N 2001288, cl. F 01 D 5/18, F 02 C 7/12, 1993.

Claims

A two-stage gas turbine containing a rotor with working disks and two intermediate disks between them, on the rim of which scallops are made of labyrinth seals, and the rim of the front intermediate disk is equipped with radial and axial channels, characterized in that the step size between the axial channels corresponds to 3 to 6 of their diameters , and the ratio of the geometric dimensions of the ridges of the labyrinth seal in the radial plane of the section are:
t = (1.4 - 2.5) h;
b = (0.1 - 0.3) h;
R = (0.6 - 1.2) h;
α = 25 - 35 ^o ,
where h is the height of the scallop;
t is the step between the combs;
b is the thickness of the upper part of the scallop;
R is the radius of the generatrix of the base of the scallop;
α is the angle of inclination of the upper rectilinear part of the generatrix of the scallop in the direction of gas flow through the seal.