RU2224893C2

RU2224893C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2224893C2
Application number: RU2002110680/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов; В.А. Трубников
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2002-04-22
Filing date: 2002-04-22
Publication date: 2004-02-27

Abstract

FIELD: mechanical engineering. SUBSTANCE: proposed gas- turbine engine contains turbine disk on which disk cover deflector consisting of hub and plate is mounted. Deflector plate has radial outer wall and inner wall inclined relative to disk. Inner wall is made with tilting from hub of deflector to its periphery. Ratio of maximum thickness of deflector to its minimum thickness of periphery of deflector is 1.2-3. EFFECT: improved reliability of gas-turbine engine owing to prevention of parasitic leaks of cooling air between end faces of disk and deflector at place of fastening and prevention of overheating of blade. 3 dwg

Description

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

Известен газотурбинный двигатель, диски турбины которого выполнены без покрывных дефлекторов [1].A known gas turbine engine, the turbine disks of which are made without cover deflectors [1].

Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за возможности перегрева дисков горячим газом из проточной части турбины.A disadvantage of the known design is the low reliability due to the possibility of overheating of the disks with hot gas from the flow part of the turbine.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является газотурбинный двигатель, диск турбины в котором закрыт от контакта с газом покрывным дефлектором, полотно которого от ступицы к периферии наклонено к диску [2].Closest to the claimed invention is a gas turbine engine, the turbine disk in which is closed from contact with gas by a cover deflector, the web of which is inclined from the hub to the periphery [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за больших напряжений, возникающих в полотне дефлектора при работе двигателя, так как под действием центробежных сил полотно дефлектора стремится установиться в радиальной плоскости, что приводит к деформации полотна и к возникновению больших напряжений в радиальных штифтах крепления периферийной части дефлектора к диску, так как периферийная часть дефлектора под действием центробежных сил стремится отойти от диска. Деформация дефлектора может привести к появлению зазоров между торцами диска и дефлектора в месте их крепления, появлению паразитных утечек охлаждающего воздуха и перегреву рабочей охлаждаемой лопатки.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to high stresses arising in the deflector web during engine operation, since under the action of centrifugal forces the deflector web tends to settle in the radial plane, which leads to deformation of the web and to the appearance of high stresses in the radial pins attaching the peripheral part of the deflector to the disk, since the peripheral part of the deflector tends to move away from the disk under the action of centrifugal forces. Deformation of the deflector can lead to the appearance of gaps between the ends of the disk and the deflector in the place of their fastening, the appearance of spurious leaks of cooling air and overheating of the working cooled blade.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем исключения паразитных утечек охлаждающего воздуха между торцами диска и дефлектора в месте их крепления, а также перегрева рабочей охлаждающей лопатки.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the reliability of a gas turbine engine by eliminating spurious leaks of cooling air between the ends of the disk and the deflector in the place of their fastening, as well as overheating of the working cooling blade.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с диском турбины, на котором установлен покрывной дефлектор диска, состоящий из ступицы и полотна, согласно изобретению, полотно дефлектора выполнено с радиальной внешней и наклонной от диска внутренней стенками, причем наклон внутренней стенки выполнен от ступицы дефлектора к его периферии, а отношение максимальной толщины Н к его минимальной толщине h на периферии дефлектора равно 1.2...3.The essence of the technical solution lies in the fact that in a gas turbine engine with a turbine disk, on which a cover disk deflector consisting of a hub and a blade according to the invention is installed, the deflector blade is made with a radial outer wall and an inner wall inclined from the disk, and the inner wall is inclined from the hub of the deflector to its periphery, and the ratio of the maximum thickness H to its minimum thickness h at the periphery of the deflector is 1.2 ... 3.

Выполнение полотна дефлектора с радиальной внешней и наклонной от диска внутренней стенками, причем наклон внутренней стенки выполнен от ступицы дефлектора к его периферии позволяет исключить зазор между торцами дефлектора и диска, тем самым исключаются паразитные утечки охлаждающего воздуха, повышая надежность газотурбинного двигателя.The execution of the deflector web with a radial outer wall and an inner wall inclined from the disk, the inclination of the inner wall being made from the deflector hub to its periphery, eliminates the gap between the ends of the deflector and the disk, thereby preventing spurious leaks of cooling air, increasing the reliability of the gas turbine engine.

При Н/h<1,2 излишне увеличиваются напряжения в полотне дефлектора, в месте перехода к ступице из-за действия центробежных сил.At H / h <1.2, the stresses in the deflector sheet increase excessively at the transition to the hub due to the action of centrifugal forces.

При Н/h>3 увеличиваются изгибные напряжения в полотне дефлектора при работе двигателя под действием центробежных сил.At H / h> 3, bending stresses in the deflector web increase during engine operation under the influence of centrifugal forces.

На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine; figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view; figure 3 - element II in figure 2 in an enlarged view.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4 и турбины низкого давления 5. Турбина высокого давления 4 состоит из статора 6 и ротора 7, состоящего из вала 8 с установленными на нем дисками 9 и 10 первой и второй ступеней соответственно. Для подачи охлаждающего воздуха на охлаждение первой рабочей лопатки 11 и полотен 12 и 13 на дисках 9,10 с помощью болтов 14 и 15 установлены покрывные дефлекторы 16 и 17 первой и второй ступеней, которые крепятся по периферии относительно дисков 9 и 10 с помощью байонетных соединений 18 и 19. Дефлектор 16 состоит из ступицы 20 и полотна 21, внешняя стенка 22 которого выполнена радиальной, а внутренняя, обращенная к диску 9 стенка 23, - наклонной от диска, от ступицы 20 к периферии. При этом отношение максимальной толщины Н полотна 21 в месте его перехода к ступице 20 и минимальной h в месте перехода полотна 21 к байонетному соединению 18 равно Н/h=1,2...3. Между полотном 21 дефлектора 16 и полотном 12 диска I ступени 9 образована воздушная полость 24 для прохода охлаждающего воздуха на охлаждение первой рабочей лопатки 11, для исключения паразитных утечек охлаждающего воздуха упорный бурт 25 дефлектора 16 упирается в торец 26 диска I ступени 9.The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2, a combustion chamber 3, a high pressure turbine 4 and a low pressure turbine 5. The high pressure turbine 4 consists of a stator 6 and a rotor 7, consisting of a shaft 8 with disks 9 and 10 of the first and second stages mounted on it respectively. To supply cooling air for cooling the first working blade 11 and the blades 12 and 13 on the disks 9,10 using the bolts 14 and 15, cover deflectors 16 and 17 of the first and second stages are installed, which are mounted on the periphery relative to the disks 9 and 10 using bayonet connections 18 and 19. The deflector 16 consists of a hub 20 and a web 21, the outer wall 22 of which is made radial, and the inner wall 23 facing the disk 9 is inclined from the disk, from the hub 20 to the periphery. In this case, the ratio of the maximum thickness H of the blade 21 at the place of its transition to the hub 20 and the minimum h at the transition of the blade 21 to the bayonet connection 18 is equal to N / h = 1.2 ... 3. Between the web 21 of the deflector 16 and the web 12 of the disk of the first stage 9, an air cavity 24 is formed for the cooling air to pass to cool the first working blade 11, to prevent stray leakage of the cooling air, the thrust collar 25 of the deflector 16 abuts against the end face 26 of the disk of the first stage 9.

Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.

При работе двигателя в воздушную полость 24 между диском 9 и дефлектором 16 поступает охлаждающий воздух, избыточное давление которого стремится отжать дефлектор 16 от диска 9. В случае износа байонетного соединения 18 за счет упругой деформации полотна 21 дефлектора 16, упорный бурт 25 за счет перепада давления воздуха отойдет от торца 26 диска 9, что приведет к паразитным утечкам охлаждающего воздуха, повышению температуры и обрыву первой рабочей лопатки 11. Однако под действием центробежных сил, так как внутренняя стенка 23 полотна 21 дефлектора 16 выполнена наклонной от диска, полотно 21 стремится упруго cреформироваться таким образом, чтобы средняя между поверхностями 22 и 23 линия полотна 21 стала радиальной, в результате этого полотно 21, преодолевая перепад давления воздуха, прижимается к диску и зазор между упорным торцом 25 и торцом 26 диска 9 закрывается, исключая тем самым паразитные утечки охлаждающего воздуха. Изгибные напряжения за счет упругой деформации полотна 21 при этом минимальны, что повышает ресурс дефлектора 16. При сбросе газа снижается давление в воздушной полости 23, одновременно уменьшаются и обороты двигателя, что приводит к уменьшению прижатия полотна 21 к диску 9 за счет действия центробежных сил.When the engine is running, cooling air enters the air cavity 24 between the disk 9 and the deflector 16, the excess pressure of which tends to squeeze the deflector 16 away from the disk 9. If the bayonet joint 18 is worn due to the elastic deformation of the web 21 of the deflector 16, the thrust collar 25 due to the pressure drop air will move away from the end face 26 of the disk 9, which will lead to parasitic leaks of cooling air, an increase in temperature and breakage of the first working blade 11. However, under the action of centrifugal forces, since the inner wall 23 of the web 21 of the deflector 16 made inclined from the disk, the blade 21 tends to be elastically reformed so that the middle line between the surfaces 22 and 23 of the blade 21 becomes radial, as a result of this blade 21, overcoming the air pressure drop, is pressed against the disk and the gap between the thrust end 25 and the end face 26 of the disk 9 closes, thereby eliminating spurious leaks of cooling air. The bending stresses due to the elastic deformation of the web 21 are minimal, which increases the life of the deflector 16. When the gas is discharged, the pressure in the air cavity 23 decreases, the engine speed also decreases, which leads to a decrease in the pressing of the web 21 to the disk 9 due to the action of centrifugal forces.

Источники информацииSources of information

1. С.А. Вьюнов "Конструкция и проектирование авиационных ГТД". М.: Машиностроение, стр.205, рис.4.52.1. S.A. Vyunov "Design and design of aircraft gas turbine engines". M.: Engineering, p. 205, Fig. 4.52.

2. С.А. Вьюнов, стр.222, рис.4.63 - прототип.2. S.A. Vyunov, p. 222, Fig. 4.63 - prototype.

Claims

A gas turbine engine with a turbine disk on which a cover disk deflector consisting of a hub and a web is installed, characterized in that the deflector web is made with radial outer walls and inner walls inclined from the disk, the inclination of the inner wall being made from the deflector hub to its periphery, and the ratio maximum thickness H to its minimum thickness h at the periphery of the deflector is 1.2 ... 3.