RU2207438C2

RU2207438C2 - Gas turbine engine

Info

Publication number: RU2207438C2
Application number: RU2001112386/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов; В.А. Толмачев; В.А. Трубников
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2001-05-04
Filing date: 2001-05-04
Publication date: 2003-06-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: proposed gas turbine engine is provided with deflector on disk of turbine first stage, with air space in between being connected with cooled blade and interdisk air space. Interdisk air space is connected at outlet with air space between deflector and disk of second stage through jet ring with holes, and through ring slot jet, with interturbine seal and rotor of low-pressure turbine. EFFECT: improved reliability of gas turbine engine by provision of steady air flow rate for cooling turbine blade. 4 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного и авиационного применения. The invention relates to gas turbine engines of land and aviation applications.

Известен газотурбинный двигатель, диски турбины в котором охлаждаются воздухом, проходящим через отверстия в полотне диска [1]. A gas turbine engine is known, turbine disks in which are cooled by air passing through openings in the disk web [1].

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за наличия концентраторов напряжения в виде отверстий в полотне диска турбины. A disadvantage of the known design is the low reliability due to the presence of voltage concentrators in the form of holes in the canvas of the turbine disk.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является газотурбинный двигатель, диск турбины которого защищен от контакта с газом из проточной части турбины с помощью дефлектора [2]. Closest to the claimed invention is a gas turbine engine, the turbine disk of which is protected from contact with gas from the flow part of the turbine using a deflector [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является пониженная надежность из-за возможности уменьшения расхода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку в случае износа междискового лабиринтного уплотнения, так как между полостью подвода охлаждающего воздуха на рабочую лопатку и полостью междискового лабиринта отсутствует жиклер, ограничивающий расход охлаждающего воздуха через междисковый лабиринт. A disadvantage of the known design adopted for the prototype is reduced reliability due to the possibility of reducing the flow of cooling air to the working blade in case of wear of the interdisk labyrinth seal, since there is no nozzle between the cavity for supplying cooling air to the working blade and the cavity of the labyrinth limiting the flow of cooling air through the interdisk maze.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности двигателя путем обеспечения стабильного расхода воздуха на охлаждение рабочей лопатки турбины. The technical problem to be solved by the claimed invention is directed is to increase engine reliability by providing a stable air flow rate for cooling the turbine blade.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с дефлектором на диске первой ступени турбины, воздушная полость между которыми соединена с охлаждаемой рабочей лопаткой и с междисковой воздушной полостью, согласно изобретению на выходе междисковая полость соединена с воздушной полостью между дефлектором и диском второй ступени через жиклерное кольцо с отверстиями и через кольцевой щелевой жиклер - с межтурбинным уплотнением и ротором турбины низкого давления. The essence of the technical solution lies in the fact that in a gas turbine engine with a deflector on the disk of the first stage of the turbine, the air cavity between which is connected to the cooled working blade and to the interdisc air cavity, according to the invention, at the outlet the interdisk cavity is connected to the air cavity between the deflector and the disk of the second stage through a nozzle ring with holes and through an annular slotted nozzle - with an inter-turbine seal and a low-pressure turbine rotor.

Соединение междисковой полости с воздушной полостью между дефлектором и диском второй ступени через жиклерное кольцо с отверстиями исключает уменьшение расхода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку в случае износа байонетного соединения между диском и дефлектором второй ступени, предотвращая ее перегрев и поломку. The connection of the interdisc cavity with the air cavity between the deflector and the second stage disk through the nozzle ring with holes eliminates the reduction of the cooling air flow to the first working blade in case of wear of the bayonet connection between the disk and the second stage deflector, preventing its overheating and breakage.

Соединение междисковой полости с межтурбинным уплотнением и ротором турбины низкого давления через кольцевой щелевой жиклер в случае износа межтурбинного уплотнения также исключает уменьшение расхода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку, предотвращая ее перегрев и поломку. The connection of the inter-disk cavity with the inter-turbine seal and the rotor of the low-pressure turbine through the annular slot nozzle in case of wear of the inter-turbine seal also eliminates the reduction of the cooling air flow to the first working blade, preventing its overheating and breakage.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя. Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде. Figure 3 - element II in figure 2 in an enlarged view.

На фиг.4 - элемент III на фиг.2 в увеличенном виде. In Fig.4 - element III in Fig.2 in an enlarged view.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, двухступенчатой турбины высокого давления 4 и двухступенчатой турбины низкого давления 5, полезная мощность которой снимается с помощью вала 6. Турбина высокого давления 4 состоит из вала 7, на котором установлены диски 8 и 9 первой и второй ступеней с рабочими лопатками 10 и 11 первой и второй ступеней соответственно, причем лопатка 10 первой ступени выполнена охлаждаемой, а лопатка 11 второй ступени - неохлаждаемой. Для подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку 10, а также для охлаждения самих дисков, на дисках 8 и 9 установлены дефлекторы первой и второй ступеней 12 и 13, закрепленные на дисках с помощью болтов 14, 15 у ступиц 16, 17 и с помощью байонетных соединении 18, 19 - по периферии. Диски зафиксированы относительно фланца 20 вала 7 с помощью призонных болтов 21 и штифтов 22, а воздушная полость 23 между ступицами 24, 25 дисков 8, 9 первой и второй ступеней отделена от газовой полости 26 с помощью лабиринта 27, который упирается в ступицу 17 дефлектора второй ступени 13. Охлаждающий воздух из-за компрессора 2 поступает в полость высокого давления 28, которая через каналы между болтами 14 соединена с полостью 29 между дефлектором 12 и диском 8 первой ступени, а также через каналы 30 и 31 с междисковой полостью 23, и через каналы 32 - с полостями между дисками турбины низкого давления 5. Кроме того, полость 28 через щелевой канал 33 соединена с газовой полостью на задней стороне диска второй ступени 9. Дефлектор второй ступени 13 является также охлаждаемым, и воздух на его охлаждение из междисковой полости 23 поступает через жиклерное кольцо 34 с жиклерными отверстиями 35, примыкающее кольцевыми выступами 36 и 37 к ступице 17 дефлектора второй ступени 13 и к ступице 25 диска второй ступени 9. Охлаждающий воздух из полости 38 между дефлектором 13 и диском 9 выпускается через каналы 39, выполненные на периферийном кольцевом выступе 40 дефлектора 13, упирающемся в торец 41 диска 9. Воздух из междисковой полости 23 на охлаждение задней стороны диска 9 и ротора турбины низкого давления 5 поступает через кольцевой жиклер 42 между кольцевыми осевыми выступами 43 и 44 фланца 20 вала 7 и ступицы 25 диска 9. Причем проходная площадь жиклера 42 меньше проходной площади последующих за ним каналов. Охлаждающий воздух на охлаждение ротора турбины низкого давления 5 поступает через отверстия 32 и межтурбинное уплотнение 45. The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2, a combustion chamber 3, a two-stage high-pressure turbine 4 and a two-stage low-pressure turbine 5, the useful power of which is removed using the shaft 6. The high-pressure turbine 4 consists of a shaft 7, on which the disks 8 and 9 of the first and the second stage with the working blades 10 and 11 of the first and second stages, respectively, moreover, the blade 10 of the first stage is made cooled, and the blade 11 of the second stage is uncooled. For supplying cooling air to the first working blade 10, as well as for cooling the disks themselves, disks of the first and second stages 12 and 13 are mounted on disks 8 and 9, mounted on disks with bolts 14, 15 at hubs 16, 17 and with bayonet mounts compound 18, 19 - on the periphery. The disks are fixed relative to the flange 20 of the shaft 7 with the help of tightening bolts 21 and pins 22, and the air cavity 23 between the hubs 24, 25 of the disks 8, 9 of the first and second stages is separated from the gas cavity 26 by means of a labyrinth 27, which abuts against the hub 17 of the second deflector stages 13. Cooling air due to the compressor 2 enters the high-pressure cavity 28, which is connected through the channels between the bolts 14 to the cavity 29 between the deflector 12 and the disk 8 of the first stage, as well as through the channels 30 and 31 with the interdisc cavity 23, and through channels 32 - with cavities m between the disks of the low-pressure turbine 5. In addition, the cavity 28 is connected through the slotted channel 33 to the gas cavity on the rear side of the disk of the second stage 9. The deflector of the second stage 13 is also cooled, and air for its cooling from the interdisc cavity 23 enters through the nozzle ring 34 with jet openings 35 adjacent to the annular protrusions 36 and 37 to the hub 17 of the deflector of the second stage 13 and to the hub 25 of the disk of the second stage 9. Cooling air from the cavity 38 between the deflector 13 and the disk 9 is discharged through channels 39 made on The peripheral annular protrusion 40 of the deflector 13 abutting against the end 41 of the disk 9. Air from the interdisc cavity 23 to cool the rear side of the disk 9 and the rotor of the low pressure turbine 5 enters through the annular nozzle 42 between the annular axial protrusions 43 and 44 of the flange 20 of the shaft 7 and the hub 25 disk 9. Moreover, the passage area of the nozzle 42 is less than the passage area of the subsequent channels. Cooling air for cooling the rotor of the low pressure turbine 5 enters through the openings 32 and the inter-turbine seal 45.

Работает устройство следующим образом. The device operates as follows.

При работе двигателя охлаждающий воздух из-за компрессора 2 поступает в полость 28 высокого давления, откуда через кольцевую полость 29 между диском и дефлектором 12 поступает на охлаждение первой рабочей лопатки 10, а по каналам 30, 31 - в междисковую полость 23, откуда через отверстия 35 жиклерного кольца 34 поступает в полость 38 между диском второй ступени 9 и дефлектором 13 и через щелевой жиклерный канал 42 и каналы 32 - на охлаждение ротора турбины низкого давления 5. When the engine is running, cooling air due to the compressor 2 enters the high-pressure cavity 28, from where it passes through the annular cavity 29 between the disk and the deflector 12 to cool the first working blade 10, and through the channels 30, 31 to the inter-disk cavity 23, from where it 35 of the nozzle ring 34 enters the cavity 38 between the disk of the second stage 9 and the deflector 13 and through the slotted nozzle channel 42 and channels 32 to cool the rotor of the low pressure turbine 5.

При работе двигателя байонетное соединение 19 между диском 9 и дефлектором 13 изнашивается, между периферийным выступом 40 дефлектора 13 и торцом 41 диска 9 образуется дополнительный торцевой зазор, что могло бы привести к увеличению расхода охлаждающего воздуха через полости 38 и 23, что, в свою очередь, привело бы к уменьшению расхода охлаждающего воздуха из полости 29 на охлаждение первой рабочей лопатки 10, ее перегреву и поломке. Однако этого не происходит из-за наличия жиклерных отверстий 35 в жиклерном кольце 34, которые ограничивают величину расхода через воздушную полость 38. When the engine is running, the bayonet connection 19 between the disk 9 and the deflector 13 wears out, an additional end gap is formed between the peripheral protrusion 40 of the deflector 13 and the end face 41 of the disk 9, which could lead to an increase in the flow of cooling air through the cavities 38 and 23, which, in turn, , would lead to a decrease in the flow of cooling air from the cavity 29 for cooling the first working blade 10, its overheating and breakage. However, this does not happen due to the presence of the nozzle holes 35 in the nozzle ring 34, which limit the amount of flow through the air cavity 38.

При работе двигателя также изнашивается межтурбинное уплотнение 45, что приведет к увеличению через него паразитных утечек охлаждающего воздуха, что могло бы привести к увеличению расхода охлаждающего воздуха через междисковую полость 23 и уменьшению расхода охлаждающего воздуха на охлаждение первой рабочей лопатки 10, ее перегреву и поломке. Однако этого не происходит из-за наличия кольцевого щелевого жиклера 42 между выступом 43 фланца 20 вала 7 и выступом 44 ступицы 25 диска второй ступени 9, который ограничивает расход охлаждающего воздуха на лабиринт 27 и охлаждение ротора турбины низкого давления 5. Таким образом повышается надежность турбины и двигателя в целом, особенно при больших ресурсах. When the engine is running, the inter-turbine seal 45 also wears out, which will lead to an increase in spurious leakages of cooling air through it, which could lead to an increase in the flow of cooling air through the interdisc cavity 23 and a decrease in the flow of cooling air for cooling the first working blade 10, its overheating and breakage. However, this does not happen due to the presence of an annular slot nozzle 42 between the protrusion 43 of the flange 20 of the shaft 7 and the protrusion 44 of the hub 25 of the disk of the second stage 9, which limits the flow of cooling air to the labyrinth 27 and the cooling of the rotor of the low pressure turbine 5. Thus, the reliability of the turbine and the engine as a whole, especially with large resources.

Источники информации
1 С.А. Вьюнов, "Конструкция и проектирование авиационных ГТД", М., Машиностроение, с. 205, рис 4.52.Sources of information
1 S.A. Vyunov, "Design and Design of Aviation GTE", M., Mechanical Engineering, p. 205, Figure 4.52.

2 С.А. Вьюнов, с. 222, рис. 4.63 - прототип. 2 S.A. Vyunov, s. 222, fig. 4.63 is a prototype.

Claims

A gas turbine engine with a deflector on the disk of the first stage of the turbine, the air cavity between which is connected to the cooled working blade and the inter-disk air cavity, characterized in that at the output the inter-disk cavity is connected to the air cavity between the deflector and the disk of the second stage through the nozzle ring with holes and through the ring slotted nozzle - with inter-turbine seal and low pressure turbine rotor.