RU2213228C1

RU2213228C1 - Rotor of gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2213228C1
Application number: RU2002111258A
Authority: RU
Inventors: В.А. Белоусов; В.Е. Марковка; М.О. Окроян
Original assignee: Акционерное общество открытого типа "Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз"
Priority date: 2002-04-26
Filing date: 2002-04-26
Publication date: 2003-09-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines. SUBSTANCE: rotor of turbine of gas-turbine engine contains disks with central holes coupled to each other. First disk is connected with hollow shaft installed on bearings placed in oil space. Oil space communicates with air-and-oil separator made in form of tube secured on shaft and passing with clearance through central holes. Tube has conical section narrowing in direction of flow of air-oil mixture. Cover disk connected to outer surface of wall of last disk forms space communicating with turbine setting. Space accommodates radial blades made over periphery of cover disk or disk. Central hole of last disk has widening sectional at outlet. Outlet cut of tube is located in zone of widening section without projecting beyond disk surface. Tube is secured on shaft by means of intermediate bushing, and widening section of central hole of last disk is made to radius. EFFECT: enhanced operation. 3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области турбомашин, конкретно к конструктивным элементам роторов турбин газотурбинных двигателей, выполняющих кроме своих основных функций, таких как привод ротора компрессора, расширение и закрутку газового потока в газодинамическом тракте, также и другие ответственные функции, обеспечивающие надежную работу газотурбинных двигателей. The invention relates to the field of turbomachines, specifically to the structural elements of the rotors of turbines of gas turbine engines, which perform, in addition to their main functions, such as driving the compressor rotor, expanding and swirling the gas flow in the gas dynamic path, as well as other critical functions that ensure reliable operation of gas turbine engines.

Известно, что в масляную систему газотурбинных двигателей проникает определенное количество газовоздушной смеси вследствие негерметичности лабиринтных или контактных уплотнений. Вспененное газовоздушной смесью масло обладает меньшим хладоресурсом, занимает больший объем и ухудшает работоспособность маслосистемы двигателя. Для разделения масла и воздуха в современных двигателях применяют довольно сложные устройства центробежного типа, имеющие значительный вес, сложные по конструкции и потребляющие часть мощности, вырабатываемой двигателем (см. Скубачевский Г.С. "Авиационные газотурбинные двигатели". Машиностроение, 1974 г., стр.459). It is known that a certain amount of gas-air mixture penetrates into the oil system of gas turbine engines due to leaks in labyrinth or contact seals. The oil foamed by the gas-air mixture has a lower cold resource, occupies a larger volume and impairs the performance of the engine oil system. To separate oil and air in modern engines, rather complex centrifugal devices are used, which have significant weight, are complex in design and consume part of the power generated by the engine (see G. Skubachevsky “Aircraft gas turbine engines. Mechanical Engineering, 1974, p. .459).

Известна также конструкция ротора турбины (см. патент США 3528241, МПК7 F 02 C 7/06, 24 февраля 1969 г.), в которой суфлирование масляных полостей газотурбинного двигателя осуществляется с помощью трубки, расположенной в центре ротора по его оси, путем соединения полости внутри трубки с масляной полостью двигателя. Трубка оснащена конусными участками с отверстиями, которые отделяют масло от воздуха при вращении трубки совместно с ротором. Конец трубки в осевом направлении выходит на срез сопла двигателя. Такая конструкция ротора турбины не позволяет обеспечить высокую надежность двигателя, повысить его экономичность и снизить вес, так как
а) воздух, освобожденный от масла с помощью центробежного эффекта внутри вращающейся трубки при выходе на срез сопла безвозвратно теряется;
б) уплотнения газотурбинного двигателя в случае соединения масляной полости с полостью за соплом работают под большим перепадом давления, что способствует увеличению расхода воздуха в масляную полость, дополнительному вспениванию масла, уменьшению его хладоресурса.A turbine rotor design is also known (see US Pat. No. 3,528,241, IPC 7 F 02 C 7/06, February 24, 1969), in which the oil cavities of a gas turbine engine are vented using a tube located in the center of the rotor along its axis by connecting the cavity inside the tube with the engine oil cavity. The tube is equipped with conical sections with holes that separate the oil from the air when the tube rotates together with the rotor. The end of the tube in the axial direction goes to the cut of the engine nozzle. This design of the turbine rotor does not allow for high reliability of the engine, increase its efficiency and reduce weight, as
a) the air freed from the oil by the centrifugal effect inside the rotating tube when it reaches the nozzle exit is irretrievably lost;
b) the gas turbine engine seals in the case of the connection of the oil cavity with the cavity behind the nozzle operate under a large pressure drop, which increases the air flow into the oil cavity, additional foaming of the oil, and a decrease in its cold resource.

Задачей изобретения является снижение веса двигателя, повышение его надежности и увеличение экономии мощности двигателя. The objective of the invention is to reduce the weight of the engine, increase its reliability and increase engine power savings.

Указанный технический результат достигается тем, что ротор турбины газотурбинного двигателя содержит связанные между собой диски с центральными отверстиями, первый диск соединен с полым валом, установленным на подшипниках, размещенных в масляной полости, сообщенной с воздухомасляным разделителем, выполненным в виде прикрепленной к валу трубки, проходящей с зазором сквозь отверстия в дисках и имеющей конический участок, сужающийся по ходу воздухомасляной смеси, при этом к внешней поверхности стенки последнего диска прикреплен покрывной диск с образованием полости, сообщенной с проточной частью турбины, причем в полости расположены радиальные лопатки, выполненные по периферии покрывного или последнего дисков, центральное отверстие последнего диска на выходе имеет расширяющийся участок, а выходной срез трубки распложен в зоне последнего диска без выступания за поверхность диска. Трубка прикреплена к валу посредством промежуточной втулки, расположенной в его внутренней полости, а конический участок трубки примыкает к месту данного крепления. Расширяющийся участок центрального отверстия последнего диска выполнен по радиусу. The specified technical result is achieved by the fact that the rotor of the turbine of the gas turbine engine contains interconnected disks with central holes, the first disk is connected to a hollow shaft mounted on bearings placed in the oil cavity in communication with the air-oil separator, made in the form of a tube passing to the shaft, passing with a gap through the openings in the disks and having a conical section, tapering along the air-oil mixture, while a cover plate is attached to the outer surface of the wall of the last disk the second disk with the formation of a cavity in communication with the flow part of the turbine, with radial blades located on the periphery of the cover or the last disk located in the cavity, the central hole of the last disk at the outlet has an expanding section, and the output section of the tube is located in the zone of the last disk without protruding beyond the surface drive. The tube is attached to the shaft by means of an intermediate sleeve located in its inner cavity, and the conical section of the tube is adjacent to the place of this mount. The expanding section of the central hole of the last disk is made in radius.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлен продольный разрез ротора турбины. The invention is illustrated in the drawing, which shows a longitudinal section of a turbine rotor.

Ротор турбины газотурбинного двигателя содержит связанные между собой диски 1 и 2 с центральными отверстиями 3 и 4. Первый диск 1 соединен с полым валом 5, установленным на подшипниках 6 и 7, размещенных в масляной полости 8. Масляная полость 8 сообщена с воздухомасляным разделителем, выполненным в виде прикрепленной к валу 5 трубки 9, проходящей с зазором сквозь отверстия 3 и 4 в дисках 1 и 2. Трубка 9 имеет конический участок 10, сужающийся по ходу воздухомасляной смеси. К внешней поверхности стенки последнего диска 2 прикреплен покрывной диск 11 с образованием полости 12, сообщенной с проточной частью турбины (на фиг. не показано). В полости 12 расположены радиальные лопатки 13, выполненные по периферии покрывного диска 11 или последнего диска 2. Центральное отверстие 4 последнего диска 2 на выходе имеет расширяющийся участок 14. Выходной срез 15 трубки 9 расположен в зоне расширяющегося участка 14 диска 2 без выступания за поверхность 16 диска 2. The turbine rotor of a gas turbine engine contains interconnected disks 1 and 2 with central holes 3 and 4. The first disk 1 is connected to a hollow shaft 5 mounted on bearings 6 and 7 located in the oil cavity 8. The oil cavity 8 is in communication with an air-oil separator made in the form of a tube 9 attached to the shaft 5, passing with a gap through the holes 3 and 4 in the disks 1 and 2. The tube 9 has a conical section 10, tapering along the air-oil mixture. A cover disk 11 is attached to the outer wall surface of the last disk 2 to form a cavity 12 in communication with the turbine flow part (not shown in FIG.). In the cavity 12 there are radial blades 13, made on the periphery of the cover disk 11 or the last disk 2. The central hole 4 of the last disk 2 has an expanding section 14 at the exit. The output cut 15 of the tube 9 is located in the zone of the expanding section 14 of the disk 2 without protruding beyond the surface 16 drive 2.

Кроме того, трубка 9 прикреплена к валу 5 посредством промежуточной втулки 17, расположенной в его внутренней полости, а конический участок 10 трубки 9 примыкает к месту данного крепления. Расширяющийся участок 14 центрального отверстия 4 последнего диска 2 выполнен по радиусу. Трубка 9 имеет горизонтальный участок 18, который примыкает через втулку 17 к горизонтальному участку 19 полого вала 5. На горизонтальной поверхности 19 полого вала 5 расположены отверстия 20. За диском 2 последней ступени турбины находится затурбинная полость 21. In addition, the tube 9 is attached to the shaft 5 by means of an intermediate sleeve 17 located in its internal cavity, and the conical section 10 of the tube 9 is adjacent to the place of this mount. The expanding section 14 of the Central hole 4 of the last disk 2 is made in radius. The tube 9 has a horizontal section 18, which is adjacent through the sleeve 17 to the horizontal section 19 of the hollow shaft 5. On the horizontal surface 19 of the hollow shaft 5 there are holes 20. Behind the disk 2 of the last stage of the turbine there is a turbine cavity 21.

Работа устройства осуществляется следующим образом. The operation of the device is as follows.

При работе двигателя на коническом участке 10 масло отделяется от воздуха и по горизонтальному участку 18 трубки 9 попадает на поверхность 19 вала 5, откуда через отверстия 20 сливается в масляную полость 8. Отделенный от масла воздух по трубке 9 поступает на ее срез 15, который расположен в зоне расширяющегося участка 14 последнего диска 2 без выступания за его поверхность 16. Воздух с масляной взвесью, попадая на участок 14 центрального отверстия 4, выполненный по радиусу, направляется благодаря центробежному эффекту в полость 12. Лопатки 13 интенсивно удаляют воздух и масляную взвесь из полости 12 в затурбинную полость 21, суфлируя масляную полость 8. When the engine is running on the conical section 10, the oil is separated from the air and on the horizontal section 18 of the tube 9 enters the surface 19 of the shaft 5, from where it flows through the holes 20 into the oil cavity 8. The air separated from the oil through the tube 9 enters its cut 15, which is located in the zone of the expanding section 14 of the last disk 2 without protruding beyond its surface 16. Air with oil suspension, falling on the section 14 of the Central hole 4, made in radius, is directed due to the centrifugal effect in the cavity 12. The blades 13 intensive o remove air and oil suspension from the cavity 12 into the turbine cavity 21, venting the oil cavity 8.

Такое выполнение конструкции ротора по сравнению с прототипом имеет следующие преимущества:
- уменьшается перепад давления между масляной полостью и полостью выпуска, что влечет за собой уменьшение количества воздуха, втекающего через лабиринты в масляную полость, и уменьшение вспенивания масла;
- увеличивается хладоресурс масла, уменьшается количество масляного тумана, входящего внутрь трубки в центре вала и, как следствие, уменьшается общий уровень расхода масла в процессе эксплуатации;
- воздух, освобожденный от масла, охлаждает диск турбины и покрывной диск, тем самым утилизирует энергию, которая пошла на его сжатие в компрессоре для улучшения работоспособности турбины и ее надежности;
- создается препятствие проникновению масляной взвеси к более нагретым внутренним полостям турбины, т.к. масляная взвесь попадает на радиус центрального отверстия диска и отбрасывается с помощью центробежного эффекта в полость между дисками в более холодную полость турбины;
- радиальные лопатки покрывного диска обеспечивают интенсивную эвакуацию газовоздушной смеси из масляной полости турбины.This embodiment of the rotor design in comparison with the prototype has the following advantages:
- decreases the pressure drop between the oil cavity and the exhaust cavity, which entails a decrease in the amount of air flowing through the mazes into the oil cavity, and a decrease in foaming of the oil;
- the oil cold life increases, the amount of oil mist entering the tube in the center of the shaft decreases and, as a result, the overall level of oil consumption during operation decreases;
- the air freed from the oil cools the turbine disk and the cover disk, thereby utilizing the energy that went into its compression in the compressor to improve the turbine's performance and reliability;
- an obstacle is created for the penetration of the oil suspension to the warmer internal cavities of the turbine, because the oil suspension enters the radius of the central hole of the disk and is discarded using the centrifugal effect into the cavity between the disks into the colder cavity of the turbine;
- radial blades of the casing disk provide intensive evacuation of the gas-air mixture from the oil cavity of the turbine.

Такое выполнение ротора турбины позволит значительно снизить вес двигателя, а также повысить его экономичность и надежность работы. This embodiment of the turbine rotor will significantly reduce the weight of the engine, as well as increase its efficiency and reliability.

Claims

1. The rotor of the turbine of a gas turbine engine, containing interconnected disks with central holes, the first disk being connected to a hollow shaft mounted on bearings placed in an oil cavity in communication with an air-oil separator made in the form of a tube attached to the shaft passing through the gap through holes in the disks and having a conical section, tapering along the air-oil mixture, while the cover disk is attached to the outer surface of the wall of the last disk with the formation of a cavity communicated with the flow part of the turbine, and in the cavity there are radial blades made on the periphery of the cover or last disks, the central hole of the last disk at the outlet has an expanding section, and the output section of the tube is located in the region of the last disk without protruding beyond the surface of the disk.

2. The rotor according to claim 1, characterized in that the tube is attached to the shaft by means of an intermediate sleeve located in its inner cavity, and the conical section of the tube is adjacent to the place of this mount.

3. The rotor according to claim 1 or 2, characterized in that the expanding portion of the central hole of the last disk is made in radius.