RU2237179C2

RU2237179C2 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2237179C2
Application number: RU2002123967/06A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов (RU); В.В. Иванов; В.А. Кузнецов (RU); В.А. Кузнецов; В.А. Трубников (RU); В.А. Трубников
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2002-09-09
Filing date: 2002-09-09
Publication date: 2004-09-27

Abstract

FIELD: aircraft industry.

SUBSTANCE: invention relates to gas-turbine engines of aircraft and ground application. Proposed gas-turbine engine is provided with labyrinth seal of rotor of turbine and nozzle assembly arranged between turbine disks. Labyrinth seal is placed in zone of changing of disc hub into disk plate. Ring slot jet is made between disk plate at labyrinth seal inlet on diameter D from side of trailing edges of rotor working blades, and axial ring projection of labyrinth. Said ring slot jet, width h, is connected at inlet with space to feed cooling air, and at outlet, with gas space at h/D= 0.0001-0.002.

EFFECT: improved economy characteristics of engine by decreasing leakage of cooling air through seals.

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 с двухступенчатой турбиной, в которой лабиринтное уплотнение между диском турбины и сопловым аппаратом выполнено на периферийном диаметре диска [1].Known gas turbine engine with a two-stage turbine, in which the labyrinth seal between the turbine disk and the nozzle apparatus is made on the peripheral diameter of the disk [1].

Недостатком известной конструкции является низкая экономичность двигателя из-за больших утечек рабочего тела через лабиринтное уплотнение, расположенное на периферийном диаметре. Кроме того, возможен прорыв горячих газов в междисковую полость и перегрев дисков, что снижает надежность конструкции.A disadvantage of the known design is the low efficiency of the engine due to large leaks of the working fluid through the labyrinth seal located on the peripheral diameter. In addition, a breakthrough of hot gases into the interdisk cavity and overheating of the disks is possible, which reduces the reliability of the design.

Наиболее близким к заявляемой конструкции является газотурбинный двигатель, турбинный диск в котором со стороны выходной кромки рабочей лопатки защищен от воздействия горячих газов с помощью двойного лабиринтного уплотнения по сопловому аппарату [2].Closest to the claimed design is a gas turbine engine, the turbine disk in which from the side of the output edge of the working blade is protected from the effects of hot gases using a double labyrinth seal on the nozzle apparatus [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является большие утечки рабочего тела через лабиринтное уплотнение на периферийном диаметре между диском и сопловым аппаратом, что снижает экономичность двигателя.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the large leakage of the working fluid through the labyrinth seal on the peripheral diameter between the disk and the nozzle apparatus, which reduces the efficiency of the engine.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении экономичности газотурбинного двигателя путем уменьшения утечек охлаждающего воздуха через уплотнение.The technical problem to which the claimed invention is directed is to increase the efficiency of a gas turbine engine by reducing leakage of cooling air through the seal.

Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с лабиринтным уплотнением ротора турбины с сопловым аппаратом, расположенным между дисками турбины, согласно изобретению лабиринтное уплотнение расположено в зоне перехода ступицы диска к его полотну, а между полотном диска, на входе в лабиринтное уплотнение, на диаметре D, со стороны выходных кромок рабочих лопаток ротора и осевым кольцевым выступом лабиринта выполнен кольцевой щелевой жиклер шириной h, соединенный на входе с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с газовой полостью, при этом h/D = 0,0001....0,002.The essence of the technical solution lies in the fact that in a gas turbine engine with a labyrinth seal of the turbine rotor with a nozzle apparatus located between the turbine disks, according to the invention, the labyrinth seal is located in the transition zone of the disk hub to its blade, and between the disk blade, at the entrance to the labyrinth seal, on a diameter D, from the side of the output edges of the rotor blades and the axial annular protrusion of the labyrinth, an annular slotted jet of width h is made, connected at the inlet to the cavity for supplying cooling air, and at the outlet with a gas cavity, with h / D = 0.0001 .... 0.002.

Расположение лабиринтного уплотнения в зоне перехода от ступицы к полотну диска позволяет минимизировать утечки рабочего тела через это уплотнение из-за минимального диаметра последнего.The location of the labyrinth seal in the transition zone from the hub to the blade web allows minimizing leakage of the working fluid through this seal due to the minimum diameter of the latter.

Пленочное охлаждение полотна диска охлаждающим воздухом, протекающим через кольцевой щелевой жиклер со стороны выходных кромок рабочих лопаток ротора позволяет получить потребную температуру полотна диска. Одновременно часть охлаждающего воздуха, подмешиваясь в рабочее тело, перетекающее через лабиринтное уплотнение, снижает утечки этого рабочего тела, а также температуру деталей лабиринтного уплотнения и деталей, расположенных за ним, что повышает надежность турбины.Film cooling of the disk web by cooling air flowing through the annular slotted nozzle from the side of the outlet edges of the rotor blades allows to obtain the required temperature of the disk web. At the same time, part of the cooling air, being mixed into the working fluid flowing through the labyrinth seal, reduces the leakage of this working fluid, as well as the temperature of the parts of the labyrinth seal and the parts located behind it, which increases the reliability of the turbine.

Отношение ширины h кольцевого щелевого жиклера к диаметру D, на котором он расположен, равное h/D=0,0001...0,002, позволяет улучшить эффективность пленочного охлаждения диска и повысить экономичность двигателя. При h/D<0,0001 эффективность пленочного охлаждения диска будет недостаточна из-за малого расхода охлаждающего воздуха. При h/D>0,002 ухудшение экономичности двигателя из-за излишнего расхода охлаждающего воздуха.The ratio of the width h of the annular slit nozzle to the diameter D on which it is located, equal to h / D = 0.0001 ... 0.002, allows to improve the efficiency of film cooling of the disk and increase the efficiency of the engine. At h / D <0.0001, the effectiveness of film cooling of the disk will be insufficient due to the low flow rate of cooling air. For h / D> 0.002, engine efficiency deteriorates due to excessive cooling air flow.

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.

Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3, турбины высокого давления 4, ротор 5 которой соединен с компрессором 2 валом 6, и турбины низкого давления 7, полезная мощность которой снимается с помощью вала 8 со стороны входа в двигатель 1. Турбина высокого давления 4 состоит из вала 6, на котором установлены диски 9 и 10 первой и второй ступеней с рабочими лопатками 11 и 12 первой и второй ступеней соответственно, а также из сопловых аппаратов 13 и 14 первой и второй ступеней. Со стороны входных кромок 15 и 16 рабочих лопаток первой и второй ступеней установлены покрывные дефлектора 17 и 18 первой и второй ступеней, между дефлекторами 17 и 18 и полотнами 19, 20 дисков 9, 10 образованы полости 21, 22 для прохода охлаждающего воздуха из полости высокого давления 23. Со стороны выходных кромок 24, 25 рабочих лопаток 11, 12 первой и второй ступеней поверхности 26, 27 полотен 19, 20 дисков 9 и 10 не закрыты ничем и могут омываться газом из проточной части 28 турбины 4. Для улучшения экономичности путем снижения утечек лабиринтное уплотнение 29 между фланцем 30 второго соплового аппарата 14 и лабиринтом 31, установленным на диске 9 первой ступени, выполнено на минимально возможном диаметре, в зоне перехода от ступицы 32 к полотну 19 диска 9. Лабиринт 31 упирается своим задним кольцевым выступом 33 в ступицу 34 дефлектора 18 второй ступени, образуя таким образом изолированную от газа воздушную полость 35, связанную с воздушной полостью высокого давления 23. Своим передним кольцевым выступом 36 лабиринт 31 образует со стороны выходной кромки 24 рабочей лопатки 11 совместно с полотном 19 диска первой ступени 9 кольцевой щелевой жиклер 37 шириной h и расположенный на входе в лабиринтное уплотнение на диаметре D, на входе связанный с воздушной полостью 35, а на выходе - с газовой полостью 38, ограниченной поверхностью 26 полотна 19 диска 9 и диафрагмой 39 второго соплового аппарата 14.The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2, a combustion chamber 3, a high pressure turbine 4, a rotor 5 of which is connected to the compressor 2 by a shaft 6, and a low pressure turbine 7, the useful power of which is removed by a shaft 8 from the input side of the engine 1. High turbine pressure 4 consists of a shaft 6, on which disks 9 and 10 of the first and second stages are installed with working blades 11 and 12 of the first and second stages, respectively, as well as of nozzle devices 13 and 14 of the first and second stages. From the side of the input edges 15 and 16 of the working blades of the first and second stages, cover deflectors 17 and 18 of the first and second stages are installed, cavities 21, 22 are formed between the deflectors 17 and 18 and the webs 19, 20 of the disks 9, 10 for the passage of cooling air from the high cavity 23. From the side of the outlet edges 24, 25 of the blades 11, 12 of the first and second stages of the surface 26, 27 of the blades 19, 20 of the disks 9 and 10 are not covered by anything and can be washed with gas from the flow part 28 of the turbine 4. To improve efficiency by reducing leakage labyrinth seal 29 inter the flange 30 of the second nozzle apparatus 14 and the labyrinth 31 mounted on the disk 9 of the first stage are made at the smallest possible diameter, in the transition zone from the hub 32 to the web 19 of the disk 9. The labyrinth 31 abuts with its rear annular protrusion 33 into the hub 34 of the deflector 18 of the second steps, thus forming an air cavity 35 isolated from gas, connected with a high-pressure air cavity 23. With its front annular protrusion 36, the labyrinth 31 forms on the side of the output edge 24 of the working blade 11 together with the blade 19 of the disk of the first st Foam 9 is an annular slotted nozzle 37 of width h and located at the inlet of the labyrinth seal at a diameter D, at the inlet connected with the air cavity 35, and at the outlet with the gas cavity 38, limited by the surface 26 of the web 19 of the disk 9 and the diaphragm 39 of the second nozzle unit 14 .

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя ступицы дисков 9 и 10 первой и второй ступеней находятся в воздушной полости 35, в которую поступает закомпрессорный воздух из полости 23, и поэтому ступицы имеют низкую температуру. Со стороны входных кромок 15 и 16 рабочих лопаток 11 и 12 первой и второй ступеней диски 9 и 10 защищены от контакта с горячим газом с помощью дефлекторов 17, 18, причем полости 21, 22 между полотнами 19, 20 дисков 9 и 10 также продуваются охлаждающим воздухом из полости 23, и поэтому поверхность полотна дисков со стороны входных кромок рабочих лопаток имеет низкую температуру. Со стороны выходных кромок 24, 25 поверхности 26, 27 полотен 19, 20 дисков 9, 10 закрыты от контакта с горячим газом пленкой охлаждающего воздуха, истекающего через кольцевые жиклеры 37, обеспечивающего приемлемую температуру поверхностей 26, 27. Горячий газ с большой скоростью, протекающий через лабиринтное уплотнение 29, натекает на ступицу 34 покрывного дефлектора 18, которая охлаждается воздухом, перетекающим из полости 35 в полость 22 между диском 10 и дефлектором 18. Часть холодного воздуха из щелевого жиклера 37 подмешивается к этому воздуху, что снижает температуру лабиринта 31 и ступицы 34 дефлектора второй ступени 18. Вследствие больших проходных площадей газ в полости 38 движется с малой скоростью, и поэтому пленочное охлаждение поверхностей 26, 27 дисков 9 и 10 со стороны выходных кромок рабочих лопаток оказывается эффективным.The device operates as follows. When the engine is running, the hubs of the disks 9 and 10 of the first and second stages are in the air cavity 35, into which the compressor air comes from the cavity 23, and therefore the hubs have a low temperature. From the side of the input edges 15 and 16 of the blades 11 and 12 of the first and second stages, the disks 9 and 10 are protected from contact with hot gas using deflectors 17, 18, and the cavities 21, 22 between the webs 19, 20 of the disks 9 and 10 are also blown with cooling air from the cavity 23, and therefore the surface of the blade web from the side of the input edges of the blades has a low temperature. On the side of the outlet edges 24, 25, the surfaces 26, 27 of the webs 19, 20 of the disks 9, 10 are closed from contact with hot gas by a film of cooling air flowing through the annular jets 37, which ensures an acceptable temperature of the surfaces 26, 27. Hot gas at high speed, flowing through the labyrinth seal 29, flows onto the hub 34 of the cover deflector 18, which is cooled by air flowing from the cavity 35 into the cavity 22 between the disk 10 and the deflector 18. A part of the cold air from the slot nozzle 37 is mixed with this air, which reduces t temperature labyrinth 31 and the hub 34 of the second stage deflector 18. Due to the large gas passage area in the cavity 38 is moving at low speed, and so film cooling surfaces 26, 27 of disks 9 and 10 by the trailing edges of rotor blades is effective.

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.: Mechanical Engineering, p. 205, Fig. 4.52.

2. Там же, стр. 222, рис.4.63 - прототип.2. Ibid., P. 222, Fig. 4.63 - prototype.

Claims

A gas turbine engine with a labyrinth seal of the turbine rotor with a nozzle apparatus located between the turbine disks, characterized in that the labyrinth seal is located in the transition zone of the disk hub to its blade, and between the disk blade at the entrance to the labyrinth seal at a diameter D from the side of the outlet edges of the blades a rotor and an axial annular protrusion of the labyrinth, an annular slit jet of width h is made, connected at the inlet to the cooling air supply cavity and at the outlet to the gas cavity, with h / D = 0.0001-0, 002.