RU2330976C2

RU2330976C2 - Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины

Info

Publication number: RU2330976C2
Application number: RU2004103479/06A
Authority: RU
Inventors: Патрик РОССИ (FR); Патрик РОССИ; Жан-Клод Кристь н ТАЙАН (FR); Жан-Клод Кристьян ТАЙАН; Морис Ги ЖЮДЭ (FR); Морис Ги ЖЮДЭ
Original assignee: Снекма Мотёр
Priority date: 2003-02-06
Filing date: 2004-02-05
Publication date: 2008-08-10
Also published as: DE602004000301T2; EP1445421B1; RU2004103479A; EP1445421A1; ES2255697T3; JP4060279B2; US6916151B2; FR2851010B1; DE602004000301D1; CA2456589A1; CA2456589C; FR2851010A1; JP2004239260A; US20040219008A1

Abstract

Устройство вентиляции для ротора турбины высокого давления турбомашины содержит контур охлаждения, в котором установлены инжекторы, расположенные на входной стороне входного диска, и в которые подают поток охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры сгорания. Контур охлаждения выполнен так, что поток охлаждающего воздуха, поступающий из инжекторов, проходит через отверстия, сформированные на входном фланце входного диска, с помощью которого он может быть закреплен на входном фланце выходного диска. Поток охлаждающего воздуха циркулирует в осевом направлении к выходу между внутренним отверстием входного диска и входным фланцем выходного диска, с помощью которого он может быть закреплен на выходном фланце входного компрессора высокого давления, и обеспечивается возможность центровки входного диска. Устройство вентиляции также содержит одиночный лабиринт, установленный на одном из двух дисков турбины и между этими двумя дисками, с помощью которого поток D охлаждающего воздуха разделяется на два потока. Первый поток циркулирует между выходной поверхностью входного диска и входной поверхностью одиночного лабиринта в направлении к лопаткам. Второй поток циркулирует между входной поверхностью выходного диска и выходной поверхностью одиночного лабиринта в направлении к лопаткам. Изобретение позволяет уменьшить массу, размер и стоимость ротора турбины, а также увеличить срок его службы. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение, в общем, относится к вентиляции ротора турбины высокого давления в турбомашине.

Более конкретно, настоящее изобретение относится к устройству вентиляции ротора турбины высокого давления, содержащему входной диск турбины и выходной диск турбины.

Уровень техники

На фиг.1 показан ротор 1 турбины высокого давления обычного типа в соответствии с известным уровнем техники, который установлен на выходной стороне камеры 2 сгорания и содержит входной диск 3 турбины, оборудованный лопатками 4, и выходной диск 5 турбины, оборудованный лопатками 6.

Входной диск 3 содержит, во-первых, входной фланец 8, с помощью которого он закреплен на промежуточном кольце 9, установленном вокруг вала 11 ротора выходной турбины низкого давления, и, во-вторых, выходной фланец 10, жестко соединенный со входным фланцем 12 выходного диска 5. Следует отметить, что конструкция содержит междисковое уплотнение 14, установленное в полой структуре 16, закрепленной в неподвижной распределительной ступени 18 или на статоре, в узле между двумя фланцами 10 и 12. Междисковое уплотнение 14 лабиринтного типа разделяет две ступени 20 и 22 ротора, установленные с каждой стороны распределительной ступени 18.

Кроме того, выходной диск 5 содержит выходной фланец 13, который также установлен на промежуточном кольце 9, окружающем вал 11 выходной турбины низкого давления.

В обычной турбине 1 такого типа, в соответствии с известным уровнем техники, первый поток D1 охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры 2 сгорания, выводят в полость 26, ограниченную, во-первых, выходной поверхностью входного лабиринта 24, расположенного рядом с входным диском 3, и, во-вторых, входной поверхностью того же входного диска 3. Поток D1 воздуха, собственно, отбирают позади камеры 2 сгорания и затем подают в полость 30, ограниченную, в частности, входным лабиринтным уплотнением 32 и выходным лабиринтным уплотнением 34, через канал 28, сформированный в камере 29, отделяющей входной лабиринт 24 от области, расположенной позади камеры 2 сгорания, и с использованием инжекторов 36, установленных вдоль расширения канала 28 и выходящих в полость 30. Следует отметить, что уплотнения 32 и 34 расположены так, что они находятся в контакте с входным лабиринтом 24.

Кроме того, охлаждающий воздух, находящийся в полости 30, может проникать в полость 26 через отверстия 38, сформированные во входной части входного лабиринта 24. Отверстия 38 ориентированы приблизительно перпендикулярно продольной оси 40 турбины.

Таким образом, поток D1 охлаждающего воздуха циркулирует в полости 26 вначале в продольном и затем в радиальном направлениях наружу вдоль входной поверхности входного лабиринта 24 для ее охлаждения, и затем поступает в отсеки 4а, в которых расположены хвостовики лопаток 4 для их охлаждения.

Кроме того, второй поток D2 охлаждающего воздуха, также отбираемый позади камеры 2 сгорания, поступает в камеру 29 и проходит через отверстия 44 и 42, сформированные во входной части входного лабиринта 24, и в выходном фланце 8 входного диска 3 соответственно. После того, как второй поток D2 охлаждающего воздуха проходит через отверстия 44 и 42, он проходит через кольцевую камеру 46, ограниченную изнутри промежуточным кольцом 9, и снаружи (от входной стороны к выходной стороне) фланцем 8, внутренним отверстием 48 входного диска 3, фланцами 10 и 12, внутренним отверстием 50 выходного диска 5 и фланцем 13.

Начиная от кольцевой камеры 46, первая часть D2a второго потока D2 охлаждающего воздуха проходит через отверстия 52, сформированные в выходном фланце 10 входного диска 3, и поступает в промежуток 19, расположенный между неподвижной распределительной ступени 18 и ступенью 20 ротора, как схематично показано стрелкой, обозначенной D2a. Следует отметить, что поток d воздуха, схематично показанный на фиг.1, соответствует утечке воздуха из отсека 4а.

Кроме того, вторая часть D2b второго потока D2 охлаждающего воздуха проходит через отверстия 54, сформированные в выходном фланце 13 выходного диска 5, и поступает в полость 56, ограниченную, во-первых, входной поверхностью выходного лабиринта 58, расположенного рядом с выходным диском 5, и, во-вторых, выходной поверхностью самого выходного диска 5.

Таким образом, второй поток D2b охлаждающего воздуха циркулирует приблизительно в радиальном направлении в полости 56, проходя наружу вдоль выходной поверхности выходного лабиринта 58, для ее охлаждения и затем поступает в отсеки 6а, в которых установлены хвостовики лопаток 6, также для охлаждения лопаток.

Таким образом, в обычной турбине такого типа, в соответствии с известным уровнем техники, устройство вентиляции ротора содержит два отдельных контура охлаждения, каждый из которых связан с одним из двух дисков турбины, в которые подают первый и второй потоки D1 и D2 охлаждающего воздуха соответственно.

Следует отметить, что такое обычное решение, соответствующее известному уровню техники, налагает определенные конструктивные ограничения, связанные с необходимостью использования чрезвычайно сложной, тяжелой, и весьма дорогостоящей при производстве конструкции входного лабиринта, в частности, требуется использовать специальные материалы, устойчивые к тепловым нагрузкам высокой интенсивности.

Кроме того, такое решение приводит к относительному ограничению срока службы входного лабиринта, даже при использовании материалов хорошего качества.

Сущность изобретения

Таким образом, настоящее изобретение направлено на устройство вентиляции для входного ротора турбины высокого давления турбомашины, эта турбина установлена на выходе камеры сгорания и содержит входной и выходной диски турбины, на которых установлены лопатки, устройство содержит контур охлаждения, соединенный с инжекторами, расположенными на входной стороне входного диска, и в которые подают поток D охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры сгорания, такое устройство позволяет, по меньшей мере, частично исключить вышеуказанные недостатки, присущие вариантам выполнения в соответствии с известным уровнем техники.

Для достижения этой цели настоящее изобретение направлено на устройство, предназначенное для вентиляции входного ротора турбины высокого давления турбомашины, турбина установлена с выходной стороны камеры сгорания и содержит входной диск турбины, оборудованный лопатками, и выходной диск турбины, также оборудованный лопатками, причем устройство содержит контур охлаждения, оборудованный инжекторами, расположенными на входной стороне входного диска, в схему подают поток D охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры сгорания. В соответствии с настоящим изобретением контур охлаждения выполнен так, что поток D охлаждающего воздуха, поступающий из инжекторов, проходит через отверстия, сформированные во входном фланце входного диска, с помощью которого он может быть жестко соединен с входным фланцем выходного диска так, что поток D охлаждающего воздуха циркулирует в осевом направлении в сторону выхода между внутренним отверстием входного диска и входным фланцем выходного диска, который используют для закрепления его на фланце выходной стороны входного компрессора высокого давления и центрирования входного диска, причем устройство вентиляции также содержит одиночный лабиринт, установленный на одном из двух дисков турбины, и расположенный между этими двумя дисками, так, что поток D охлаждающего воздуха разделяется на первый поток F1, циркулирующий между выходной поверхностью входного диска и входной поверхностью одиночного лабиринта в направлении лопастей входного диска, и второй поток F2, циркулирующий между входной фаской выходного диска и выходной фаской одиночного лабиринта в направлении лопастей выходного диска.

Предпочтительно, и в отличие от вариантов выполнения в соответствии с известным уровнем техники, устройство вентиляции не содержит два лабиринта, один из которых связан с входным диском турбины, и другой связан с выходным диском турбины, а вместо этого содержит один лабиринт между дисками, в котором каждая из входной и выходной поверхностей сформированы так, что они направляют поток охлаждающего воздуха в направлении к лопаткам. Вследствие этого, благодаря уменьшению количества используемых деталей, существенно уменьшаются масса, размер и стоимость изготовления такого ротора. Кроме того, особое положение такого одиночного лабиринта означает, что на этот лабиринт воздействуют меньшие тепловые нагрузки, чем на лабиринт, установленный на входной стороне входного диска, в основном, из-за его расположения по отношению к камере сгорания, и до такой степени, что температура потока D охлаждающего воздуха существенно падает при поступлении его во внутреннее отверстие входного диска. Благодаря этому, увеличивается срок службы такого лабиринта, который превышает потенциальный срок службы входного лабиринта в соответствии с известным уровнем техники.

Кроме того, следует отметить, что давление, получаемое на лопатках входного диска, является достаточным, благодаря подаче охлаждающего воздуха с входной стороны входного диска, который проходит через входной диск вдоль его внутреннего отверстия, и при этом обеспечивается возможность изготовления компонентов ротора с малыми размерами, благодаря использованию одиночной полости, ограниченной совместно выходным отверстием входного диска и входной поверхностью одиночного лабиринта.

В этом отношении смежную полость, ограниченную совместно входной поверхностью выходного диска и выходной поверхностью одиночного лабиринта, предпочтительно, используют для снижения давления потока при подаче на лопатки выходного диска. Низкое давление внутри такой смежной полости означает, что нет необходимости формировать отверстия подачи на лопатки с исключительно малыми размерами, что является технически трудно выполнимым.

Предпочтительно, ротор изготовлен более компактным, благодаря уменьшению количества элементов ротора, и это позволяет расположить подшипник, установленный под камерой, ближе к входному и выходному дискам, в результате чего обеспечивается лучший контроль над зазорами на кончиках лопаток, что позволяет повысить эффективность турбины высокого давления.

Следует также отметить, что поток D охлаждающего воздуха, проходящий вдоль внутреннего отверстия входного диска турбины, является достаточно интенсивным, что позволяет получить относительно малое время отклика, в результате чего обеспечивается возможность установки меньшего значения зазоров на кончиках лопаток.

Наконец, такая компоновка, в соответствии с настоящим изобретением, позволяет обеспечить быструю и простую разборку статора, поскольку для выполнения этой операции требуется только демонтировать лопатки с выходного диска турбины, без необходимости разборки двух дисков ротора, хотя эта операция всегда является необходимой в вариантах выполнения в соответствии с известным уровнем техники.

Другие преимущества и конкретные свойства настоящего изобретения будут более понятными при прочтении его подробного и не ограничивающего описания, приведенного ниже.

Краткое описание чертежей

Описание настоящего изобретения будет приведено со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

- фиг.1 изображает вид в разрезе половины турбины высокого давления турбореактивного двигателя в соответствии с известным уровнем техники, и

- фиг.2 изображает вид в разрезе половины турбины высокого давления турбореактивного двигателя, содержащего устройство вентиляции в соответствии с предпочтительным вариантом выполнения настоящего изобретения.

Подробное описание изобретения

На фиг.2 показана турбина 100 высокого давления турбореактивного двигателя, содержащая устройство вентиляции ротора турбины, в соответствии с предпочтительным вариантом выполнения настоящего изобретения. Следует отметить, что позиции на фиг.2, совпадающие с позициями, представленными на фиг.1, соответствуют идентичным или аналогичным элементам.

Таким образом, на фиг.2 показана турбина 100, которая отличается от турбины 1 в соответствии с известным уровнем техники, прежде всего тем, что поток D охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры 2 сгорания, может проходить через инжекторы 36 и одновременно поступать на лопатки 4 и 6 входного диска 3 и выходного диска 5.

Фактически поток охлаждающего воздуха из камеры 2 сгорания проходит через канал 28 и поступает в инжекторы 36, этот узел состоит из канала 28 и инжекторов 36, установленных в камере 62, отделяющей входной диск 3 от задней стороны камеры 2 сгорания.

Поток D охлаждающего воздуха, поступающий через инжекторы 36, затем проходит в полость 64, частично ограниченную входным фланцем 66 входного диска 3 турбины, основная функция этого входного фланца 66 состоит в закреплении входного диска 3 на входном фланце 78 выходного диска 5. Кроме того, полость 64 также ограничена совместно входным уплотнением 32 и выходным уплотнением 34, предпочтительно лабиринтного типа, которые расположены рядом с инжекторами 36 на входной и выходной стороне уплотнения соответственно. В этом отношении следует отметить, что входное уплотнение 32 взаимодействует с выходным фланцем 70 турбины высокого давления, выходной фланец 70 расположен радиально снаружи от входного фланца 66. Кроме того, входное уплотнение 32 закрывает полость 64, будучи совмещенным с входной оконечностью входного фланца 66. Кроме того, выходное уплотнение 34 взаимодействует с вторичным входным фланцем 72 входного диска 3 турбины, который установлен радиально снаружи от входного фланца 66. Таким образом, охлаждающий воздух, проходящий из полости 64 через выходное уплотнение 34, может циркулировать радиально наружу, вдоль входной поверхности входного диска 3, в направлении к лопаткам 4.

Отверстия 74 выполнены в входном фланце 66 входного диска 3 турбины так, что поток D охлаждающего воздуха может проходить в направлении к двум дискам 3 и 5 турбины. Отверстия 74 предпочтительно сформированы так, что они обращены к инжекторам 36 в радиальном направлении.

После прохождения через отверстия 74 поток D охлаждающего воздуха поступает в кольцевую камеру 76 с осью 40, ограниченную снаружи входным фланцем 66 входного диска 3 и внутренним отверстием 48 того же диска. Кроме того, кольцевая камера 76 ограничена изнутри входным фланцем 78 выходного диска 5, причем основная функция входного фланца 78 состоит в закреплении выходного диска 5 на входном фланце 66 входного диска 3 для центровки узла 100 турбины высокого давления на выходном фланце 79 компрессора высокого давления.

Поток D охлаждающего воздуха затем может циркулировать в осевом направлении к выходу между внутренним отверстием 48 и входным фланцем 78 так, что обеспечивается удовлетворительное охлаждение входного диска 3 турбины в результате контакта охлаждающего воздуха с его внутренним отверстием 48.

Как можно видеть на фиг.2, устройство вентиляции, в соответствии с настоящим изобретением, содержит одиночный лабиринт 80, установленный между дисками 3 и 5 турбины и закрепленный на одном из этих двух дисков. В качестве не ограничивающего примера, одиночный лабиринт 80 (также называемый междисковым лабиринтом) установлен на вторичном входном фланце 82 выходного диска 5 турбины, который расположен радиально снаружи от входного фланца 78. Кроме того, лабиринт 80 проходит в радиальном направлении до неподвижной распределительной ступени 18 или статора, установленного между двумя ступенями 20 и 22 ротора, и содержит внутреннее отверстие 83, окружающее входной фланец 78 диска 5, причем отверстие 83 предпочтительно имеет диаметр, по существу, идентичный диаметру внутреннего отверстия 48 диска 3.

Благодаря такой конструкции, поток D охлаждающего воздуха, проходящий через кольцевую камеру 76 и поступающий к выходной поверхности входного диска 3, разделяется на два потока F1 и F2, которые поступают к лопаткам 4 диска 3 и лопаткам 6 диска 5 соответственно.

Следовательно, первый поток F1 циркулирует в полости 68, расположенной между выходной стороной входного диска 3 турбины и входной стороной лабиринта 80, для охлаждения выходной стороны диска 3 и затем поступает в отсеки 4а, в которых установлены хвостовики лопаток 4 для охлаждения этих лопаток.

Точно также второй поток F2 циркулирует в полости 69, расположенной между входной стороной выходного диска 5 турбины и выходной стороной того же лабиринта 80 для охлаждения входной стороны диска 5 и затем поступает в отсеки 6а, в которых установлены хвостовики лопаток 6, также для охлаждения этих лопаток. Следует отметить, что несколько отверстий 84 сформированы во вторичном входном фланце 82 выходного диска 5, что обеспечивает подачу второго потока F2 к лопаткам 6 выходного диска 5 турбины.

Следовательно, устройство вентиляции в соответствии с настоящим изобретением выполнено так, что поток D охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры 2 сгорания и используемый для подачи к лопаткам 4 и 6 одновременно, проходит через единый контур охлаждения до выхода его из канала между отверстием 48 входного диска 3 и входным фланцем 78 выходного диска 5 турбины. Такая особенность существенно упрощает конструкцию турбины 100 по сравнению с конструкцией турбины 1 в соответствии с известным уровнем техники, в которой позади камеры 2 сгорания отбирают два потока охлаждающего воздуха и пропускают их по двум совершенно отдельным контурам охлаждения.

Кроме того, входной фланец 78 выходного диска 5 турбины содержит несколько отверстий 86, через которые может проходить третий поток F3 потока D охлаждающего воздуха. Третий поток F3, таким образом, поступает из кольцевой камеры 76 в кольцевое пространство 88 с той же осью, причем пространство 88 расположено между, во-первых, входным фланцем 78 выходного диска 5 и внутренним отверстием 50 того же выходного диска 5, и, во-вторых, промежуточным кольцом 9, расположенным вокруг вала 11 ротора выходной турбины низкого давления. Таким образом, поток F3 охлаждающего воздуха может циркулировать вдоль оси в кольцевом пространстве 88 в направлении выхода для охлаждения выходного диска 5, благодаря контакту воздуха с внутренним отверстием 50. Третий поток F3 затем выходит на выходной стороне турбины 100 через отверстия 54, сформированные в выходном фланце 13 выходного диска 5 турбины, причем выходной фланец 13 также участвует в ограничении снаружи контура кольцевого пространства 88 и установлен на промежуточном кольце 9 вала 40.

Следует понимать, что для специалиста в данной области техники будут очевидны различные модификации турбины 100 и устройства ее вентиляции, которые были описаны выше только в качестве не ограничивающих примеров.

Claims

1. Устройство вентиляции для ротора турбины (100) высокого давления турбомашины, причем турбина (100) установлена на выходе камеры (2) сгорания и содержит входной диск (3) турбины, снабженный лопатками (4), и выходной диск (5) турбины, снабженный лопатками (6), причем указанное устройство содержит контур охлаждения, в котором установлены инжекторы (36), расположенные на входной стороне входного диска (3), и в которые подают поток D охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры (2) сгорания, отличающееся тем, что указанный контур охлаждения выполнен так, что поток D охлаждающего воздуха, поступающий из инжекторов (36), проходит через отверстия (74), сформированные на входном фланце (66) входного диска (3), с помощью которого он может быть закреплен на входном фланце (78) выходного диска (5) так, что поток D охлаждающего воздуха циркулирует в осевом направлении к выходу между внутренним отверстием (48) входного диска (3) и входным фланцем (78) выходного диска (5), с помощью которого он может быть закреплен на выходном фланце (79) входного компрессора высокого давления, и обеспечивается возможность центровки входного диска (3), причем указанное устройство вентиляции также содержит одиночный лабиринт (80), установленный на одном из двух дисков (3, 5) турбины и между этими двумя дисками, с помощью которого поток D охлаждающего воздуха разделяется на первый поток F1, циркулирующий между выходной поверхностью входного диска (3) и входной поверхностью одиночного лабиринта (80) в направлении к лопаткам (4), и на второй поток F2, циркулирующий между входной поверхностью выходного диска (5) и выходной поверхностью одиночного лабиринта (80) в направлении к лопаткам (6).

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что инжекторы (36) проходят в полость (64), частично ограниченную входным фланцем (66) входного диска (3) турбины и входным уплотнением (32) и выходным уплотнением (34), причем выходное уплотнение взаимодействует со вторичным входным фланцем (72) входного диска турбины (3).

3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что множество отверстий (86) сформировано во входном фланце (78) выходного диска (5) турбины так, что через них проходит третий поток F3 потока D охлаждающего воздуха, причем указанный третий поток F3 циркулирует в осевом направлении к выходу в кольцевом пространстве (88), сформированном между, во-первых, входным фланцем (78) выходного диска (5) и внутренним отверстием (50) этого выходного диска (5) и, во-вторых, вокруг промежуточного кольца (9), расположенного вокруг вала (11) ротора выходной турбины низкого давления.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что одиночный лабиринт (80) закреплен на вторичном входном фланце (82) выходного диска (5) турбины, в котором сформировано множество отверстий (84), через которые второй поток F2 потока D охлаждающего воздуха циркулирует в направлении к лопаткам (6).