RU2200235C2

RU2200235C2 - Rotor of high-temperature gas turbine

Info

Publication number: RU2200235C2
Application number: RU2001103480/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Толмачев; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-02-05
Filing date: 2001-02-05
Publication date: 2003-03-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbines. SUBSTANCE: proposed rotor of high-temperature gas turbine contains disks with cooled working blades installed at disk projections. Cooling channels are made at inlet of roots of cooled working blades. Rotor contains also deflector of first stage disk made with ring peripheral rib and installed on disk by means of bayonet joint. Radial channels are made in bayonet joint. Radial channels are made in bayonet joint, and tangential channels are made in rim from side of blade leading edge. Said tangential channels connect inner space of blade with cooling air supply space. Summary area of passage section of radial and tangential channels exceeds summary area of passage section of blade root cooling channels. Inner space of blades is divided by rib into two spaces. Leading edge of blades is perforated. EFFECT: improved reliability of rotor owing to minimization of hydraulic losses of cooling air and increase of efficiency of working blade cooling system. 3 dwg

Description

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений. The invention relates to the construction of gas turbine engines for aviation and ground applications.

Известен ротор высокотемпературной газовой турбины, содержащий диск, дефлектор диска и установленные на диске охлаждаемые рабочие лопатки, воздух на охлаждение которых подводится через наклонные отверстия в ободе диска [1] . Known rotor of a high-temperature gas turbine, comprising a disk, a disk deflector and cooled working blades mounted on the disk, the cooling air of which is supplied through inclined holes in the disk rim [1].

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за существенного ослабления обода диска отверстиями подвода охлаждающего воздуха, а также ненадежное крепление дефлектора с помощью радиальных штифтов к диску. The disadvantage of this design is its low reliability due to a significant weakening of the rim of the disk by the holes for supplying cooling air, as well as the unreliable fastening of the deflector using radial pins to the disk.

Наиболее близким к заявляемому является ротор газовой турбины ТРДД Д30-КУ, включающий диск с установленными по его выступам охлаждаемыми рабочими лопатками, на входе в хвостовик которых выполнены охладительные каналы, а также дефлектор диска первой ступени, выполненный с кольцевым периферийным ребром и установленный на диске с помощью байонетного соединения. Воздух на охлаждение рабочей лопатки подводится через наклонные отверстия в ободе диска, а также через полые контровки [2]. Closest to the claimed one is the turbine turbine rotor D30-KU, which includes a disk with cooled working blades installed on its protrusions, at the inlet of the shank of which cooling channels are made, as well as a disk deflector of the first stage, made with an annular peripheral rib and mounted on a disk with using bayonet connection. Air for cooling the working blade is supplied through inclined holes in the rim of the disk, as well as through the hollow locks [2].

Ротор известной конструкции надежно работает только при относительно низких температурах газа перед турбиной, с конвективной системой охлаждения первой рабочей лопатки. The rotor of known design reliably only works at relatively low gas temperatures in front of the turbine, with a convective cooling system of the first working blade.

Однако при высоких температурах газа перед турбиной создается большое гидравлическое сопротивление каналов подвода охлаждающего воздуха на рабочие лопатки, особенно в контровке, т.к. ширина елочного паза в замке диска не позволяет выполнить каналы в контровке с большой проходной площадью для воздуха. Поэтому известная конструкция обладает низкой эффективностью системы охлаждения рабочих лопаток и недостаточной надежностью. However, at high gas temperatures, a large hydraulic resistance is created in front of the turbine of the channels for supplying cooling air to the working blades, especially in backing, because the width of the Christmas tree groove in the lock of the disk does not allow the channels to be made in lock with a large passage area for air. Therefore, the known design has a low efficiency cooling system of the rotor blades and insufficient reliability.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора за счет минимизации гидравлических потерь охлаждающего воздуха и повышения эффективности системы охлаждения рабочих лопаток. The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the rotor by minimizing the hydraulic losses of cooling air and increasing the efficiency of the cooling system of the working blades.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе высокотемпературной газовой турбины, содержащем диск с установленными по его выступам охлаждаемыми рабочими лопатками, на входе в хвостовик которых выполнены охладительные каналы, а также дефлектор диска первой ступени, выполненный с кольцевым периферийным ребром и установленный на диске с помощью байонетного соединения, согласно изобретению в байонетном соединении выполнены радиальные каналы, а в ободе со стороны входной кромки лопатки - тангенциальные каналы, соединяющие внутреннюю полость лопатки с полостью подвода охлаждающего воздуха, суммарная площадь проходного сечения радиальных и тангенциальных каналов превышает суммарную площадь проходного сечения охладительных каналов хвостовиков лопаток, причем внутренняя полость лопаток разделена ребром на две полости, а передняя кромка лопатки выполнена перфорированной. The essence of the invention lies in the fact that in the rotor of a high-temperature gas turbine containing a disk with cooled working blades installed on its protrusions, cooling channels are made at the inlet of the shank, as well as a disk deflector of the first stage, made with an annular peripheral rib and mounted on a disk with using a bayonet joint, according to the invention, radial channels are made in the bayonet joint, and tangential channels connecting the inner side are formed in the rim from the side of the blade input edge Yu vane cavity with the cavity for supplying cooling air, the total flow area of the radial and tangential channels exceeds the total flow area of the blade roots of cooling channels, wherein the inner cavity of the blades is divided into two cavities by an edge and leading edge of the blade is perforated.

Выполнение радиальных каналов в байонетном соединении, а тангенциальных каналов в ободе со стороны входной кромки лопатки, которые соединяют внутреннюю полость лопатки с полостью подвода охлаждающего воздуха, позволяет осуществлять конвективно-пленочную систему охлаждения входной кромки лопатки. The implementation of the radial channels in the bayonet connection, and the tangential channels in the rim from the side of the input edge of the scapula, which connect the internal cavity of the scapula with the cavity for supplying cooling air, allows for a convective-film cooling system for the input edge of the scapula.

То, что внутренняя полость лопаток разделена ребром на две полости, а передняя кромка выполнена перфорированной, позволяет подать охлаждающий воздух с минимальными подогревом и гидравлическими потерями первоначально на охлаждение входной кромки, а затем - на охлаждение выходной кромки и организовать на наружной поверхности входной кромки защитную пленку воздуха, защищающую рабочую лопатку от контакта с горячим газом. The fact that the inner cavity of the blades is edge-divided into two cavities, and the leading edge is perforated, allows cooling air to be supplied with minimal heating and hydraulic losses initially to cool the inlet edge, and then to cool the outlet edge and arrange a protective film on the outer surface of the inlet edge air that protects the blade against contact with hot gas.

Суммарная площадь проходного сечения радиальных и тангенциальных каналов должна превышать суммарную площадь проходного сечения охладительных каналов хвостовиков лопаток, это позволяет уменьшить гидравлические потери охлаждающего воздуха. The total flow area of the radial and tangential channels must exceed the total flow area of the cooling channels of the shanks of the blades, this allows to reduce the hydraulic loss of cooling air.

Заявляемая конструкция позволяет минимизировать гидравлические потери охлаждающего воздуха в каналах подвода на рабочую лопатку, что позволяет, используя избыточное давление охлаждающего воздуха в рабочей лопатке, организовать высокоэффективную конвективно-пленочную систему охлаждения входной кромки рабочей лопатки, а также ее спинки и корыта. The inventive design allows to minimize hydraulic losses of cooling air in the supply channels to the working blade, which allows, using excess pressure of cooling air in the working blade, to organize a highly efficient convective-film cooling system for the input edge of the working blade, as well as its back and trough.

На фиг. 1 показан продольный разрез ротора высокотемпературной газовой турбины; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. Фиг.3 представляет элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. In FIG. 1 shows a longitudinal section through a rotor of a high temperature gas turbine; figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view. Figure 3 represents an element II in figure 2 in an enlarged view.

Ротор 1 высокотемпературной газовой турбины состоит из вала 2, на котором установлены диски I и II ступеней 3 и 4 с рабочими лопатками I и II ступеней 5 и 6 соответственно. От контакта с газом диски 3 и 4 защищены с помощью дефлекторов дисков I и II ступеней 7 и 8, а междисковая полость 9 защищена от попадания в нее газа передним 10 и задним 11 промежуточными дисками. The rotor 1 of the high-temperature gas turbine consists of a shaft 2, on which discs I and II of stages 3 and 4 are installed with rotor blades I and II of stages 5 and 6, respectively. Disks 3 and 4 are protected from contact with gas by deflectors of disks I and II of stages 7 and 8, and the interdisc cavity 9 is protected from the ingress of gas by the front 10 and rear 11 intermediate disks.

Дефлектор 7 закреплен по ступице 12 на диске 3 с помощью болтов 13, а по своему периферийному диаметру - с помощью байонетного соединения 14 относительно обода 15 диска I ступени 3. The deflector 7 is fixed on the hub 12 to the disk 3 with the help of bolts 13, and in its peripheral diameter with the bayonet connection 14 relative to the rim 15 of the disk I of stage 3.

На ободе 15 диска I ступени 3 своими хвостовиками 16 с елочными замками 17 установлены охлаждаемые рабочие лопатки I ступени 5, внутренние полости 18 пера 19 которых через охладительные каналы 20 и 21 в хвостовике 16, канал 22 между выступами 23 диска 3, кольцевой канал 24 между наружным кольцевым ребром 25 дефлектора 7 и выступами 23 диска 3, радиальные каналы 26 в байонетном соединении 14 и тангенциальные каналы 27 в ободе 15 диска 3 на входе соединены с кольцевой полостью 28 подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - через перфорацию 29 на входной кромке 30 и выходную щель 31 на выходной кромке 32 - с проточной частью 33 ротора турбины 1. Каналы 26 и 27 выполнены со стороны входной кромки рабочей лопатки 5. On the rim 15 of the disk of the first stage 3 with its shanks 16 with Christmas-tree locks 17, cooled working blades of the first stage 5 are installed, the internal cavities 18 of the pen 19 of which through the cooling channels 20 and 21 in the shank 16, the channel 22 between the protrusions 23 of the disk 3, the annular channel 24 between the outer annular rib 25 of the deflector 7 and the protrusions 23 of the disk 3, the radial channels 26 in the bayonet connection 14 and the tangential channels 27 in the rim 15 of the disk 3 at the inlet are connected to the annular cavity 28 of the supply of cooling air, and at the exit through the perforation 29 at the input edge 30 and exit a slit 31 at the output edge 32 with the flow part 33 of the turbine rotor 1. The channels 26 and 27 are made from the input edge of the working blade 5.

Поскольку давление газа в проточной части 33 со стороны входной кромки 30 существенно больше, чем со стороны выходной кромки 32, то для обеспечения выхода охлаждающего воздуха 34 через перфорацию 29 на входной кромке 30, внутренняя полость 19 рабочей лопатки I ступени 5 ребром 35 разделена на две полости - переднюю полость 36 и заднюю полость 37, внутри которых размещены штырьки-турбулизаторы 38. Since the gas pressure in the flowing part 33 from the side of the inlet edge 30 is significantly greater than from the side of the outlet edge 32, to ensure the exit of cooling air 34 through the perforation 29 at the inlet edge 30, the inner cavity 19 of the working blade of the first stage 5 with the rib 35 is divided into two cavity - the front cavity 36 and the rear cavity 37, inside which are placed the pins-turbulators 38.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При работе двигателя охлаждающий воздух с малыми гидравлическими потерями поступает с высоким давлением в переднюю внутреннюю полость 36 и далее, истекая через перфорацию 34 на наружную поверхность входной кромки 30, создает там воздушную пленку, защищая наружную поверхность входной кромки 30 от непосредственного контакта с газом. Это вызывает снижение температуры кромки 30. When the engine is running, cooling air with low hydraulic losses enters with a high pressure into the front inner cavity 36 and then, expiring through the perforation 34 to the outer surface of the inlet edge 30, creates an air film there, protecting the outer surface of the inlet edge 30 from direct contact with gas. This causes a decrease in temperature of the edge 30.

Кроме того, проходя мимо штырьков 38, охлаждающий воздух 34 дополнительно турбулизуется, что способствует снижению температуры лопатки 5. In addition, passing by the pins 38, the cooling air 34 is additionally turbulized, which helps to reduce the temperature of the blades 5.

Оставшаяся часть охлаждающего воздуха 34, огибая ребро 35, поступает на охлаждение задней полости 37 и истекает через выходную щель 31 выходной кромки 32 в проточную часть 33 ротора турбины 1. The remaining part of the cooling air 34, enveloping the rib 35, enters the cooling of the rear cavity 37 and expires through the outlet slit 31 of the output edge 32 into the flow part 33 of the turbine 1 rotor.

Меньшая часть охлаждающего воздуха 34 через канал 21 в хвостовике 16 лопатки 5 поступает для дополнительного охлаждения выходной кромки 32 в корневых сечениях лопатки 5. A smaller part of the cooling air 34 through the channel 21 in the shank 16 of the blade 5 is supplied for additional cooling of the output edge 32 in the root sections of the blade 5.

Кольцевой канал 24, образованный ребром 25 дефлектора 7 и выступами 23 диска 3, способствует равномерной подаче охлаждающего воздуха 34 во внутреннюю полость 36 рабочей лопатки 5, а также снижает температуру периферийной части дефлектора 7 и выступов 23 диска 3. The annular channel 24, formed by the edge 25 of the deflector 7 and the protrusions 23 of the disk 3, contributes to a uniform supply of cooling air 34 into the inner cavity 36 of the working blades 5, and also reduces the temperature of the peripheral part of the deflector 7 and the protrusions 23 of the disk 3.

Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, с.222, рис.4.63
2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, с.166, рис.4.26.Sources of information
1. S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines, "Mechanical Engineering", 1989, p. 222, Fig. 4.63
2. S. A. Vyunov. Design and engineering of aviation gas turbine engines, "Mechanical Engineering", 1989, p. 166, Fig. 4.26.

Claims

The rotor of a high-temperature gas turbine, comprising a disk with cooling blades installed at its projections, at the entrance to the shank of which cooling channels are made, as well as a disk deflector of the first stage, made with an annular peripheral rib and mounted on the disk using a bayonet connection, characterized in that radial channels are made in the bayonet connection, and tangential channels connecting the inner cavity of the blade with the cavity for supplying cooling are made in the rim from the side of the input edge of the blade air present, the total flow area of the radial and tangential channels exceeds the total flow area of the blade roots of cooling channels, wherein the inner cavity of the blades is divided into two cavities by an edge and leading edge of the blade is perforated.