RU2347091C1

RU2347091C1 - Gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2347091C1
Application number: RU2007123260/06A
Authority: RU
Inventors: Михаил Михайлович Гойхенберг (RU); Михаил Михайлович Гойхенберг; Виталий Владимирович Иванов (RU); Виталий Владимирович Иванов; Юрий Александрович Канахин (RU); Юрий Александрович Канахин; Виктор Викторович Куприк (RU); Виктор Викторович Куприк; Евгений Ювенальевич Марчуков (RU); Евгений Ювенальевич Марчуков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority date: 2007-06-21
Filing date: 2007-06-21
Publication date: 2009-02-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: gas-turbine engine comprises external circuit and internal circuit, which has combustion chamber, compressor, cooled turbine with at least two stages, nozzle block installed between them, and interdisk cavity. Balancing cavity is formed by the last stage of compressor, the first stage of turbine, combustion chamber and engine shaft, and is separated from compressor flow path by labyrinth seal. Gas-turbine engine also comprises supply air duct, which communicates by its outlet via nozzle track cooling circuit to interdisk cavity of turbine and is installed in heat exchanger cooled circuit. Inlet of supply air duct communicates to air circuit of one of compressor stages. Balancing cavity of compressor is connected by air duct to outlet of air-gas line of cooled turbine.

EFFECT: higher reliability and prolongation of gas-turbine plant resource.

3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к устройствам газотурбинных двигателей, в том числе стационарного типа, оснащенных свободной силовой турбиной.The invention relates to the field of engine building, and in particular to devices of gas turbine engines, including a stationary type, equipped with a free power turbine.

Известен газотурбинный двигатель, включающий наружный контур и внутренний контур, содержащий камеру сгорания, компрессор, охлаждаемую турбину с, по меньшей мере, двумя ступенями, размещенным между ними сопловым аппаратом и междисковой полостью, думисную полость, образованную последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом двигателя и отделенную от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, и питающий воздуховод, сообщенный своим выходом через тракт охлаждения соплового аппарата с междисковой полостью турбины и размещенный в охлаждаемом тракте теплообменника (Патент РФ №2200859, F02C 7/12, опубл. 2003 г.).A gas turbine engine is known, including an external circuit and an internal circuit comprising a combustion chamber, a compressor, a cooled turbine with at least two stages, arranged between them by a nozzle apparatus and an interdisc cavity, a dummy cavity formed by the last compressor stage, the first turbine stage, a chamber combustion and the engine shaft and separated from the compressor flow part by a labyrinth seal, and a supply duct communicated by its output through the cooling path of the nozzle apparatus from the interdisk the turbine cavity and located in the cooled path of the heat exchanger (RF Patent No. 2200859, F02C 7/12, publ. 2003).

Недостатком известного устройства является то, что утилизация воздуха из думисной полости в систему охлаждения турбины требует повышения давления в этой полости, что увеличивает осевую нагрузку компрессора. Для парирования увеличенной нагрузки компрессора необходимо увеличить осевую нагрузку турбины, например, за счет увеличения ее реактивности, что не всегда приемлемо с точки зрения КПД турбины. В этом случае из-за увеличения нагрузок между компрессором и турбиной приходится производить усиление элементов статора и ротора, что увеличивает массу двигателя.A disadvantage of the known device is that the utilization of air from the dumis cavity into the turbine cooling system requires an increase in pressure in this cavity, which increases the axial load of the compressor. To parry the increased compressor load, it is necessary to increase the axial load of the turbine, for example, by increasing its reactivity, which is not always acceptable from the point of view of turbine efficiency. In this case, due to increased loads between the compressor and the turbine, it is necessary to strengthen the stator and rotor elements, which increases the mass of the engine.

Кроме того, в стационарных газотурбинных двигателях, оснащенных свободной турбиной, из-за неиспользования воздуха второго контура часть тепла выносится из термодинамического цикла двигателя, снижая его экономичность.In addition, in stationary gas turbine engines equipped with a free turbine, due to the non-use of secondary air, part of the heat is removed from the thermodynamic cycle of the engine, reducing its efficiency.

Задачей, на решение которой направлено заявленное решение, является повышение надежности и ресурса газотурбинного двигателя путем обеспечения охлаждения турбины и наддува междисковой полости независимо от величины давления в думисной полости компрессора, а также повышение экономичности двигателя со свободной турбиной за счет отсутствия выноса тепла из термодинамического цикла двигателя и увеличения массы воздуха, подаваемого на вход свободной турбины.The problem to which the claimed solution is directed is to increase the reliability and life of a gas turbine engine by providing cooling of the turbine and pressurization of the interdisk cavity regardless of the pressure in the compressor dummy cavity, as well as increasing the efficiency of the engine with a free turbine due to the absence of heat removal from the thermodynamic cycle of the engine and increasing the mass of air supplied to the inlet of a free turbine.

Задача решается тем, что в газотурбинном двигателе, включающем наружный контур и внутренний контур, содержащий камеру сгорания, компрессор, охлаждаемую турбину с, по меньшей мере, двумя ступенями, размещенным между ними сопловым аппаратом и междисковой полостью, думисную полость, образованную последней ступенью компрессора, первой ступенью турбины, камерой сгорания и валом двигателя и отделенную от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, и питающий воздуховод, сообщенный своим выходом через тракт охлаждения соплового аппарата с междисковой полостью турбины и размещенный в охлаждаемом тракте теплообменника, вход питающего воздуховода сообщен с воздушным трактом одной из ступеней компрессора, а думисная полость компрессора сообщена воздуховодом с выходом газовоздушного тракта охлаждаемой турбины.The problem is solved in that in a gas turbine engine including an external circuit and an internal circuit containing a combustion chamber, a compressor, a cooled turbine with at least two stages, a nozzle apparatus and an interdisc space between them, a dumice cavity formed by the last compressor stage, the first stage of the turbine, the combustion chamber and the engine shaft and separated from the compressor flow part by a labyrinth seal, and the supply duct communicated by its output through the nozzle cooling path rata with interdisk cavity turbine and disposed in the cooled tract of the heat exchanger, the entrance of the supply air duct communicated with an air path of one of the compressor stages, compressor and dumisnaya cavity communicates with the outlet duct cooled turbine flowpath.

Кроме того, для двигателя, оснащенного свободной турбиной, охлаждающий тракт теплообменника сообщен входом с наружным контуром двигателя, а выходом - с проточной частью свободной турбины, а в трактах питающего воздуховода и воздуховода, сообщающего думисную полость компрессора с выходом из газовоздушного тракта охлаждаемой турбины, могут быть установлены устройства, регулирующие расход воздуха и осевую силу соответственно, например настроечные шайбы.In addition, for an engine equipped with a free turbine, the cooling path of the heat exchanger is communicated with an input to the external circuit of the engine, and an output with the flow part of the free turbine, and in the paths of the supply duct and duct connecting the compressor dummy cavity with the exit from the gas-air path of the cooled turbine, devices that regulate air flow and axial force, respectively, for example, adjusting washers, should be installed.

Соединение входа питающего воздуховода с воздушным трактом одной из ступеней компрессора обеспечивает наддув междисковой полости турбины и снижает теплоподвод в масляную полость опоры турбины независимо от величины давления в думисной полости компрессора.The connection of the inlet of the supply air duct to the air duct of one of the compressor stages provides boosting the interdisc space of the turbine and reduces the heat supply to the oil cavity of the turbine support, regardless of the pressure in the compressor dummy cavity.

Сообщение думисной полости компрессора с газовоздушным трактом турбины, например с ее выходным трактом, позволяет отвести часть воздуха, поступающего через лабиринтное уплотнение из воздушного тракта компрессора, в выходной тракт охлаждаемой турбины и использовать его, например, на свободной турбине. Воздух по тракту течения сбрасывается ниже, чем в сопловой аппарат охлаждаемой турбины, и поэтому давление в думисной полости не требует повышения.The communication of the compressor's dummy cavity with the gas-air path of the turbine, for example, with its output path, allows you to divert part of the air entering through the labyrinth seal from the compressor air path into the outlet path of the cooled turbine and use it, for example, on a free turbine. Air along the flow path is discharged lower than into the nozzle apparatus of the cooled turbine, and therefore the pressure in the dumis cavity does not require an increase.

Таким образом, оба вышеуказанных признака, отличающие заявленное техническое решение от известных, позволяют оптимизировать осевую нагрузку компрессора в соответствии с заданным ресурсом двигателя.Thus, both of the above features, distinguishing the claimed technical solution from the known ones, allow optimizing the axial load of the compressor in accordance with a given engine resource.

Размещение питающего воздуховода в охлаждаемом тракте теплообменника позволяет охладить воздух, отбираемый от компрессора и направляемый в сопловой аппарат и междисковую полость на охлаждение элементов конструкции турбины, что дополнительно снижает теплоподвод в опоры турбины и обеспечивает более высокую надежность работы турбины и двигателя в целом.Placing the supply duct in the cooled path of the heat exchanger allows you to cool the air taken from the compressor and sent to the nozzle unit and the interdisc space for cooling the turbine design elements, which further reduces the heat supply to the turbine supports and ensures higher reliability of the turbine and the engine as a whole.

Сообщение охлаждающего тракта теплообменника своим входом с наружным контуром двигателя, а выходом - с проточной частью свободной турбины для двигателя, оснащенного свободной турбиной, обеспечивает максимальное использование тепла, выделившегося при теплообмене во втором контуре, в работе двигателя, позволяя увеличить мощность свободной турбины и повысить экономичность двигателя.Communication of the cooling path of the heat exchanger with its input to the external circuit of the engine, and the output with the flowing part of a free turbine for an engine equipped with a free turbine, ensures maximum use of the heat released during heat exchange in the second circuit in the engine, allowing you to increase the power of the free turbine and increase efficiency engine.

Установка в трактах питающего воздуховода и воздуховода, сообщающего думисную полость компрессора с выходом из газовоздушного тракта охлаждаемой турбины, устройств, регулирующих расход воздуха, например настроечных шайб, позволяет осуществлять настройку расхода охлаждающего воздуха в тракт охлаждения турбины на заданную величину, а также отстраивать осевую силу ротора высокого давления.The installation in the ducts of the supply air duct and the air duct communicating the compressor dummy cavity with the outlet of the cooled turbine from the gas-air duct, devices that regulate the air flow, for example tuning washers, allows you to set the cooling air flow in the turbine cooling path to a predetermined value, and also to adjust the axial force of the rotor high pressure.

Изобретение поясняется графически, где на фиг.1 представлен продольный разрез газотурбинного двигателя с размещением питающего воздуховода с теплообменником во втором контуре двигателя, на фиг.2 - продольный разрез газотурбинного двигателя с размещением теплообменника питающего воздуховода вне двигателя.The invention is illustrated graphically, in which Fig. 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine with a supply duct with a heat exchanger in the second circuit of the engine, Fig. 2 is a longitudinal section of a gas turbine engine with a heat exchanger of a feed duct outside the engine.

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания 1, компрессор 2, соединенный посредством вала 3 с охлаждаемой турбиной 4, включающей, по меньшей мере, две ступени 5 и 6 с размещенным между ними сопловым аппаратом 7, образующие междисковую полость 8. Последняя ступень компрессора 2, первая ступень 5 турбины 4 и камера сгорания 1 образуют с валом 3 думисную полость 9 компрессора 2, отделенную от проточной части компрессора 2 лабиринтным уплотнением 10. Двигатель содержит также питающий воздуховод 11, соединенный своим входом с одной из ступеней компрессора 2, например, как показано на фиг.1 или 2, с выходом из последней ступени компрессора, а выходом - через тракт охлаждения соплового аппарата 7 с междисковой полостью 8 турбины 4. В тракте питающего воздуховода 11 размещен теплообменник 12. Думисная полость 9 компрессора 2 соединена воздуховодом 13 с выходом 14 из газовоздушного тракта турбины 4. Двигатель оснащен свободной турбиной 15, проточная часть которой сообщена воздуховодом 16 с охлаждающим трактом теплообменника 12, которым является воздух второго контура 17 двигателя. В трактах воздуховодов 11 и 13 установлены настроечные шайбы 18 и 19, позволяющие регулировать расход воздуха и осевую силу соответственно.The gas turbine engine comprises a combustion chamber 1, a compressor 2, connected via a shaft 3 to a cooled turbine 4, comprising at least two stages 5 and 6 with a nozzle apparatus 7 located between them, forming an interdisc cavity 8. The last stage of the compressor 2, the first stage 5 of the turbine 4 and the combustion chamber 1 form, with the shaft 3, a dummy cavity 9 of the compressor 2, separated from the flow part of the compressor 2 by a labyrinth seal 10. The engine also contains a supply duct 11 connected to one of the compressor stages by its inlet quarrel 2, for example, as shown in FIGS. 1 or 2, with the exit from the last stage of the compressor, and the exit through the cooling path of the nozzle apparatus 7 with the interdisc cavity 8 of the turbine 4. A heat exchanger 12 is located in the path of the supply duct 11. The compressor dummy cavity 9 2 is connected by an air duct 13 to the outlet 14 from the gas-air path of the turbine 4. The engine is equipped with a free turbine 15, the flow part of which is connected by the air duct 16 to the cooling path of the heat exchanger 12, which is the air of the second circuit 17 of the engine. Tunnel washers 18 and 19 are installed in the ducts 11 and 13, which allow adjusting the air flow and axial force, respectively.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

Воздух из тракта компрессора 2 поступает в камеру сгорания 1 и одновременно в лабиринтное уплотнение 10, а из него в думисную полость 9. Из думисной полости 9 воздух поступает на вход воздуховода 13, а из него - в выходной тракт турбины 4. При наличии в конструкции двигателя силовой турбины этот воздух, поступая на вход силовой турбины 15, срабатывается в ней, повышая при этом КПД двигателя. Отбираемый из проточной части компрессора 2 от одной из его ступеней воздух через питающий воздуховод 11 с размещенным в нем теплообменником 12 и тракт охлаждения соплового аппарата 7 турбины 4 поступает в междисковую полость 8, а из нее в предмасляные полости опоры турбины 4. Воздух второго контура 17 двигателя, являющийся рабочей средой охлаждающего тракта теплообменника 12, нагреваясь в теплообменнике 12, поступает на вход свободной турбины 15, где смешивается с газовой средой, поступающей из турбины 4. В результате образовавшееся при теплообмене тепло не выводится из термодинамического цикла двигателя.Air from the compressor path 2 enters the combustion chamber 1 and at the same time into the labyrinth seal 10, and from it into the dummy cavity 9. From the dumis cavity 9, air enters the inlet of the air duct 13, and from it into the exhaust path of the turbine 4. If there is a design the power turbine engine, this air, entering the input of the power turbine 15, is triggered in it, while increasing the efficiency of the engine. The air drawn from the compressor part 2 from one of its stages through the supply duct 11 with the heat exchanger 12 located therein and the cooling path of the nozzle apparatus 7 of the turbine 4 enters the interdisc cavity 8, and from it into the pre-oil cavities of the turbine support 4. Air of the second circuit 17 the engine, which is the working medium of the cooling path of the heat exchanger 12, being heated in the heat exchanger 12, is fed to the inlet of a free turbine 15, where it is mixed with the gas medium coming from the turbine 4. As a result, the resulting heat exchange no heat is not derived from the thermodynamic cycle of the engine.

Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс газотурбинной установки путем обеспечения охлаждения ее турбины, в частности опоры, и наддува междисковой полости независимо от величины давления в думисной полости компрессора, а также сработать тепло, образовавшееся в результате теплообмена с воздухом, поступающим на охлаждение газовой турбины двигателя, в свободной силовой турбине и увеличить массу воздуха, поступающего на вход свободной турбины, что позволяет увеличить экономичность двигателя.The invention improves the reliability and resource of a gas turbine installation by providing cooling of its turbine, in particular the support, and boosting the interdisc cavity, regardless of the pressure in the compressor dummy cavity, and also generate heat generated as a result of heat exchange with air supplied to the cooling of the gas turbine of the engine, in a free power turbine and increase the mass of air entering the input of a free turbine, which allows to increase the efficiency of the engine.

Claims

1. A gas turbine engine comprising an external circuit and an internal circuit comprising a combustion chamber, a compressor, a cooled turbine with at least two stages, arranged between them by a nozzle apparatus and an interdisc cavity, a dummy cavity formed by the last compressor stage, the first turbine stage, the combustion chamber and the engine shaft and separated from the compressor flow part by a labyrinth seal, and the supply duct communicated by its output through the cooling path of the nozzle apparatus with the interdisk disk Tew turbine and disposed in the cooled tract of the heat exchanger, characterized in that the feed duct communicates with the air inlet path of one of the compressor stages, wherein the compressor dumisnaya cavity communicates with the outlet duct cooled turbine flowpath.

2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that for an engine equipped with a free turbine, the cooling path of the heat exchanger is communicated with an input to the external circuit of the engine and an output with the flow part of the free turbine.

3. The gas turbine engine according to claim 2, characterized in that in the paths of the supply duct and duct connecting the compressor dummy cavity with the outlet of the cooled air turbine duct, devices are installed that control the air flow and axial force, respectively, for example, washers.