RU2151884C1

RU2151884C1 - Turbine of gas turbine engine

Info

Publication number: RU2151884C1
Application number: RU98106736A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов; В.А. Толмачев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1998-04-07
Filing date: 1998-04-07
Publication date: 2000-06-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas turbine engines. SUBSTANCE: turbine has nozzle blades secured in turbine housing on outer flange. Inner flange of blades in made in form of four-wall box. Contact flat with zigzag projection and mating cavity is found on solid side wall of box. Slots for load bearing plates connecting adjacent nozzle blades are found on open end face surface of box. EFFECT: reduced axial component of gas forces acting onto feather of nozzle blade, reduced required amount of cooling air. 5 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing.

Известна охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат, лопатки которого жестко закреплены нижней частью к кольцу, в котором расположены уплотнительные вставки лабиринтного уплотнения [1]. Верхняя часть лопатки свободно вставлена в кожух, который крепится к камере сгорания. Known cooled turbine of a gas turbine engine containing a nozzle apparatus, the blades of which are rigidly fixed with the lower part to the ring in which the sealing inserts of the labyrinth seal are located [1]. The upper part of the blade is freely inserted into the casing, which is attached to the combustion chamber.

Конструкция такой лопатки не обеспечивает высокую эффективность охлаждения нижней части лопатки и, кроме того, не позволяет получать минимальный рабочий зазор между гребешками лабиринтного кольца и вставками лабиринтного уплотнения, что снижает к.п.д. турбины. The design of such a blade does not provide high cooling efficiency of the lower part of the blade and, in addition, does not allow to obtain a minimum working gap between the combs of the labyrinth ring and the inserts of the labyrinth seal, which reduces the efficiency turbines.

Известна также охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя с охлаждаемым сопловым аппаратом 2-ой ступени, сопловые лопатки которого жестко с помощью радиальных штифтов закреплены в наружном кольце по своим верхним полкам, а на нижних полках на радиальных цапфах закреплена диаграмма с фланцем лабиринтного уплотнения [2]. Also known is a cooled turbine of a gas turbine engine with a cooled nozzle device of the 2nd stage, the nozzle blades of which are rigidly fixed with the help of radial pins in the outer ring to their upper shelves, and a diagram with a labyrinth seal flange is fixed on the lower shelves on the radial pins [2].

Недостатком известной конструкции является наклепывание и износ цапф на нижних полках сопловых лопаток, повышенные нагрузки от газовых сил, действующих на перо лопатки, а также большой расход воздуха на охлаждение лопаток и лабиринтных уплотнений, что ведет к низкой надежности и прочности конструкции в процессе эксплуатации двигателя. A disadvantage of the known design is the riveting and wear of the trunnions on the lower shelves of the nozzle blades, the increased loads from the gas forces acting on the feather of the blade, as well as the high air consumption for cooling the blades and labyrinth seals, which leads to low reliability and structural strength during engine operation.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет уменьшения осевой составляющей газовых сил, действующей на перо сопловой лопатки, а также снижения количества воздуха, охлаждающего сопловые лопатки и лабиринтные уплотнения. The technical problem to which the invention is directed is to increase the reliability of the structure by reducing the axial component of the gas forces acting on the feather of the nozzle blade, as well as reducing the amount of air cooling the nozzle blades and labyrinth seals.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками, закрепленными штифтами в корпусе турбины по наружной полке, согласно изобретению внутренняя полка лопаток выполнена в форме четырехстенной коробки, на сплошной боковой стенке которой расположена контактная площадка с зигзагообразным выступом и ответной ему впадиной, а на открытой торцевой поверхности - пазы для силовых пластин, соединяющих соседние сопловые лопатки. The essence of the invention lies in the fact that in the turbine of a gas turbine engine with nozzle blades fixed by pins in the turbine housing along the outer shelf, according to the invention, the inner shelf of the blades is made in the form of a four-walled box, on the continuous side wall of which there is a contact area with a zigzag protrusion and a corresponding cavity and on the open end surface - grooves for power plates connecting adjacent nozzle blades.

Коробчатая конструкция внутренней полки сопловой лопатки позволяет существенно снизить перетекание высокотемпературного газа в стыке между сопловыми лопатками, а также снизить расход охлаждающего воздуха в несколько раз по сравнению с прототипом, что приводит к повышению надежности конструкции. При таком выполнении сопловых лопаток периферийные стенки коробок образуют проточную часть турбины, а внутренние стенки коробки вместе с сотовым уплотнением образуют фланец лабиринта лабиринтного уплотнения по промежуточным дискам. Передняя по течению газа сплошная боковая стенка коробки отделяет внутреннюю полость коробки от газового потока из газового тракта турбины. The box-shaped design of the inner shelf of the nozzle blade allows you to significantly reduce the flow of high-temperature gas in the junction between the nozzle blades, as well as reduce the flow of cooling air by several times compared with the prototype, which leads to increased reliability of the design. With this embodiment of the nozzle blades, the peripheral walls of the boxes form the turbine flow path, and the inner walls of the box together with the honeycomb seal form the labyrinth seal labyrinth flange along the intermediate disks. The upstream gas flow, the solid side wall of the box separates the inner cavity of the box from the gas stream from the gas path of the turbine.

Выполнение контактной площадки на задней по течению потока газа боковой сплошной стенке коробки с зигзагообразными выступами и ответными им выемками позволяет взаимно фиксировать лопатки между собой в осевом направлении, не препятствуя термическому расширению лопаток в процессе работы двигателя. Кроме того, такое соединение позволяет внутренним полкам сопловых лопаток свободно перемещаться в радиальном направлении, но фиксирует полки в осевом направлении и препятствует вибрации этих лопаток из-за трения по контактным площадкам. The implementation of the contact area on the rear continuous flow wall of the gas box with zigzag protrusions and reciprocal recesses allows them to mutually fix the blades in the axial direction, without interfering with the thermal expansion of the blades during engine operation. In addition, this connection allows the inner shelves of the nozzle blades to move freely in the radial direction, but fixes the shelves in the axial direction and prevents vibration of these blades due to friction on the contact pads.

Благодаря отсутствию диафрагмы (по прототипу) осевая составляющая газовых сил, действующих на перо лопатки, существенно уменьшается, что повышает надежность конструкции. Due to the absence of a diaphragm (according to the prototype), the axial component of the gas forces acting on the feather of the blade significantly decreases, which increases the reliability of the structure.

На открытой торцевой поверхности коробки выполнены пазы для силовых пластин, соединяющих соседние сопловые лопатки. Силовые пластины уплотняют зазоры между лопатками от перетекания газа. Кроме того, в случае поломки пера лопатки (например, из-за прогара пера лопатки при плохой работе камеры сгорания) силовые пластины будут удерживать полку лопатки относительно соседних, что исключает попадание сломанной полки в проточную часть двигателя и катастрофическое разрушение турбины. On the open end surface of the box, grooves for power plates connecting adjacent nozzle blades are made. Power plates seal the gaps between the blades from the flow of gas. In addition, in the event of a breakdown of the blade blade (for example, due to burnout of the blade blade due to poor operation of the combustion chamber), the force plates will keep the blade shelf relatively adjacent, which eliminates the entry of a broken shelf into the engine duct and catastrophic destruction of the turbine.

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

На фиг. 1 представлен продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины. На фиг. 2 изображен элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде, на фиг. 3 - вид А на внутреннюю полку сопловой лопатки 2-ой ступени. In FIG. 1 is a longitudinal section through a high-temperature two-stage gas turbine. In FIG. 2 shows element I in FIG. 1 in an enlarged view, in FIG. 3 - view A of the inner shelf of the nozzle blade of the 2nd stage.

На фиг. 4 показано сечение Б-Б по внутренней полке 4-х стенной коробки; на фиг. 5 - зависимость величины радиального зазора по лабиринтному уплотнению от времени работы двигателя при разных режимах его работы, где Δ - радиальный зазор, t - время работы двигателя в минутах. In FIG. 4 shows a section BB on the inner shelf of a 4-wall box; in FIG. 5 - dependence of the magnitude of the radial clearance in the labyrinth seal on the engine operating time under different operating modes, where Δ is the radial clearance, t is the engine operating time in minutes.

Высокотемпературная турбина 1 состоит из статора 2 и ротора 3, установленного в статоре 2 на подшипнике 4. Статор 2 включает в себя охлаждаемые сопловые лопатки 2-ой ступени 5, закрепленные в кольце наружном 6 с помощью радиальных штифтов 7. The high-temperature turbine 1 consists of a stator 2 and a rotor 3 mounted in a stator 2 on a bearing 4. The stator 2 includes cooled nozzle blades of the second stage 5 fixed in the outer ring 6 with the help of radial pins 7.

Ротор 3 турбины 1 включает в себя рабочее колесо 2-ой ступени 8 с рабочими лопатками 2-ой ступени 9, а также передний промежуточный диск 10, имеющие на периферийной части обода лабиринтные гребешки 11. The rotor 3 of the turbine 1 includes an impeller of the 2nd stage 8 with rotor blades of the 2nd stage 9, as well as a front intermediate disk 10 having labyrinth combs 11 on the peripheral part of the rim.

Кольцо наружное 6 имеет отверстия 12, через которые с помощью труб 13 подается охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора. Между верхней полкой 14 лопатки 5 и кольцом 6 размещена лента 15, которая вместе с кольцом 6 образует коллектор 16, служащий для равномерной раздачи охлаждающего воздуха на сопловые лопатки. В ленте 15 выполнены отверстия 17 для подвода охлаждающего воздуха в лопатку 5. The outer ring 6 has openings 12 through which cooling air is supplied through pipes 13 due to the intermediate stage of the compressor. Between the upper shelf 14 of the blade 5 and the ring 6 there is a tape 15, which together with the ring 6 forms a collector 16, which serves to evenly distribute cooling air to the nozzle blades. In the tape 15, holes 17 are made for supplying cooling air to the blade 5.

Охлаждаемое перо 18 лопатки 5 выполнено за одно целое с верхней полкой 14 и имеет внутреннюю полость 19, в которой размещен дефлектор 20, служащий для интенсификации охлаждения пера 18. Своей закрытой частью 21 дефлектор 20 выходит в полость 22 внутренней полки 23 лопатки 5. Внутренняя полка 23 выполнена за одно целое с охлаждающим пером 18 и имеет форму четырехстеночной коробкой. Периферийная стенка 24 полки 23 образует проточную часть в газовом тракте турбины. Внутренняя стенка 25 этой коробки вместе с сотовым уплотнением 26 образует лабиринтное уплотнение 27 по гребешкам 11 промежуточных дисков 10 и 28. Сплошная боковая стенка 29 полки 23 имеет контактную площадку 30 с зигзагообразным выступом 31 и ответной впадиной 32. The cooled feather 18 of the blade 5 is made integral with the upper shelf 14 and has an internal cavity 19 in which a deflector 20 is placed, which serves to intensify the cooling of the pen 18. With its closed part 21, the deflector 20 goes into the cavity 22 of the inner shelf 23 of the blade 5. The inner shelf 23 is made in one piece with the cooling pen 18 and has the form of a four-wall box. The peripheral wall 24 of the shelf 23 forms a flow part in the gas path of the turbine. The inner wall 25 of this box, together with the honeycomb seal 26, forms a labyrinth seal 27 along the combs 11 of the intermediate disks 10 and 28. The solid side wall 29 of the shelf 23 has a contact pad 30 with a zigzag protrusion 31 and a reciprocal cavity 32.

На открытой торцевой стенке 33 выполнен пазы 34 для размещения в них силовых пластинок 35, которые уплотняют стыки между соседними внутренними полками 23 лопаток 5. On the open end wall 33, grooves 34 are made for receiving power plates 35 in them, which seal the joints between adjacent inner shelves 23 of the blades 5.

Перо 18 лопатки 5 имеет на выходной кромке щель 36 для выхода охлаждающего воздуха. The feather 18 of the blade 5 has a slot 36 on the output edge for the exit of cooling air.

Работает данное устройство следующим образом. This device works as follows.

При запуске двигателя газ, проходящий через проточную часть турбины, быстро нагревают тонкостенный корпус 6, который расширяется, увлекая за собой сопловую лопатку 5. Перо 18 лопатки 5, нагреваясь, удлиняется и парирует увеличение зазора Δ за счет расширения корпуса 6. Промежуточные диски 10 и 28, находящиеся вне газового тракта, при запуске двигателя расширяются мало и поэтому радиальный зазор при запуске двигателя остается большим и равным монтажному (фиг. 5). When the engine starts, the gas passing through the turbine flow part quickly heats the thin-walled casing 6, which expands, entraining the nozzle vane 5. The feather 18 of the vane 5, being heated, lengthens and counteracts the increase in the gap Δ due to the expansion of the casing 6. Intermediate disks 10 and 28, located outside the gas path, expand slightly when the engine is started, and therefore the radial clearance at engine start-up remains large and equal to the mounting one (Fig. 5).

На основном режиме при прогреве промежуточных дисков 10, 28 перо 18 лопатки 5 также нагревается, и радиальный зазор Δ становится минимальным. In the main mode, when the intermediate disks 10, 28 are heated, the feather 18 of the blade 5 is also heated, and the radial clearance Δ becomes minimal.

При сбросе газа холодный воздух проходит через проточную часть турбины, наружное тонкостенное кольцо 6 остывает быстро. Перо 18, омываемое при сбросе газа холодным воздухом, также быстро остывает, парируя уменьшение радиального зазора Δ за счет остывания корпуса 6. Тем самым исключается заклинивание ротора статором по лабиринтному уплотнению 27 при резком сбросе газа. When discharging gas, cold air passes through the flow part of the turbine, the outer thin-walled ring 6 cools quickly. The pen 18, washed with cold air when the gas is discharged, also cools quickly, counteracting a decrease in the radial clearance Δ due to cooling of the housing 6. This prevents jamming of the rotor by the stator through the labyrinth seal 27 with a sharp gas discharge.

При остановке двигателя промежуточные диски 10 и 28 остывают, и зазор Δ по лабиринту увеличивается. When the engine stops, the intermediate disks 10 and 28 cool down, and the gap Δ in the maze increases.

При работе двигателя на сопловые лопатки 5 действует результирующая газовая сила F газ, которая вызывает появление крутящего момента относительно оси штифта 7, расположенного на верхней полке лопатки 5:
M_кр = F_газ • L,
где M_кр - крутящий момент;
L - плечо вектора силы F_газ относительно оси штифта.When the engine is operating, the resulting gas force F gas acts on the nozzle blades 5, which causes the appearance of torque relative to the axis of the pin 7 located on the upper shelf of the blade 5:
M _cr = F _gas • L,
where M _cr - torque;
L is the shoulder of the force vector F _gas relative to the axis of the pin.

Момент M_кр вызывает появление на контактной площадке 30 сил P, т.е. натяга за счет газовых сил, что способствует демпфированию колебаний лопаток 5 за счет сил трения в контактных площадках 32. При этом выступы 31 и впадины 32 взаимно фиксируют лопатки между собой в осевом направлении, не препятствуя термическому расширению при работе двигателя.The moment M _cr causes the appearance of forces P on the contact pad 30, i.e. interference due to gas forces, which contributes to the damping of the vibrations of the blades 5 due to friction in the contact pads 32. In this case, the protrusions 31 and the depressions 32 mutually fix the blades between themselves in the axial direction, without interfering with thermal expansion during engine operation.

Внутренняя полка 23 омывается высокотемпературным газом как со стороны проточной части, так и со стороны лабиринтного уплотнения 27, что ухудшает работу сотового уплотнения 26, контактных площадок 30 и силовых пластинок 35. Наличие полости 22 способствует охлаждению этих элементов, т.к. охлаждающий воздух, поступающий на охлаждение пера 18 лопатки 5, частично поступает и в полость 22 через неплотности между закрытой частью 21 дефлектора 20 и пером 18, выполненным зацело с внутренней полкой лопатки 5. The inner shelf 23 is washed by high-temperature gas both from the side of the flow part and from the side of the labyrinth seal 27, which impairs the operation of the honeycomb seal 26, contact pads 30 and power plates 35. The presence of the cavity 22 helps to cool these elements, because the cooling air entering to cool the feather 18 of the blade 5 partially enters the cavity 22 through leaks between the closed part 21 of the deflector 20 and the feather 18, which is made integrally with the inner shelf of the blade 5.

Такое конструктивное решение позволяет минимизировать количество охлаждающего воздуха, используемого на охлаждение сопловой лопатки и лабиринтного уплотнения и повысить надежность турбины. This design solution allows you to minimize the amount of cooling air used to cool the nozzle blades and labyrinth seals and increase the reliability of the turbine.

Источники информации:
1. Патент США N 3475107, кл. 415-116, 1972 г.Sources of information:
1. US patent N 3475107, CL. 415-116, 1972

2. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30КУ. Техническое описание. Москва, Машиностроение, 1976, стр. 63, рис. 75. 2. Aircraft dual-circuit turbojet engine D-30KU. Technical description. Moscow, Mechanical Engineering, 1976, p. 63, Fig. 75.

Claims

A turbine of a gas turbine engine with nozzle blades fixed in the turbine casing along the outer shelf, characterized in that the inner shelf of the blades is made in the form of a four-wall box, on the continuous side wall of which there is a contact area with a zigzag protrusion and a corresponding cavity, and on the open end surface grooves for power plates connecting adjacent nozzle vanes.