RU2519678C1

RU2519678C1 - Gas turbine engine cooled turbine

Info

Publication number: RU2519678C1
Application number: RU2013108416/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Канахин; Николай Владимирович Крылов; Михаил Александрович Щербаков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
Priority date: 2013-02-27
Filing date: 2013-02-27
Publication date: 2014-06-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: cooled blade comprises outer case with shroud liner and nozzle diaphragm with peripheral holes communicated with cooling air feed system, rotor with working blades with cooling channels and ledge over perimeter of end face surface to make an exposed end chamber. Shroud liner and end face surface of every blade has bypass opening. valves have inner webs with inlet openings while blade end chamber is proved with separation rib. Said web is arranged with clearance relative to end face surface to make a summing chamber. Separation rib is arranged inside end chamber in the blade rotation plane at 0.3-0.7 of the blade axial profile size to make open front and rear cavities. Outlet holes in the blade end surface are made in rear cavity. Summing chamber communicates via inner web inlet holes with blade cooling channels and, via outlet holes in end surface with rear cavity and gas-cir circuit via holes in blade trailing edge. Outlet holes in shroud liner are made above front cavity. Total area of outlet holes of summing chamber makes 3-6 of total area of inlet holes in inner web.EFFECT: longer life, decreased gas leaks via radial clearance, higher turbine efficiency.3 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, преимущественно к газовым турбинам авиационных двигателей, в частности, к устройствам охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины.The invention relates to aircraft engine manufacturing, mainly to gas turbines of aircraft engines, in particular, to cooling devices for the peripheral section of a turbine blade.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость.The closest in technical essence and the achieved result is a cooled turbine of a gas turbine engine containing an outer casing, a rotor insert installed therein and a nozzle apparatus with peripheral holes connected to the cooling air supply system, a rotor with rotor blades with cooling channels connected to the supply system and a protrusion along the perimeter of the end surface, forming an open end cavity.

/RU 2447302, МПК F02C 7/12, F01D 5/18. Опубликовано: 10.04.2012// RU 2447302, IPC F02C 7/12, F01D 5/18. Posted: 04/10/2012 /

Недостатком данной конструкции является недостаточная защита и охлаждение периферийной (концевой) части рабочей лопатки. А именно, представленная система охлаждения рабочей лопатки не обеспечивает достаточного охлаждения периферийного участка, т.к. охлаждающие каналы не доходят до этой зоны, а развитая система отверстий отсутствует. В то же время, периферийный участок лопатки омывается горячими газами, т.к. просачивающийся газ по зазорам между статором и креплением соплового аппарата выходит под прямым углом к основному потоку и имеет низкое значение собственной энергии вследствие больших потерь в стыках. Поэтому данный охлаждающий поток быстро размывается основным потоком газа и не обеспечивает защиту периферийного участка рабочей лопатки. Охлаждающий воздух, выдуваемый равномерно через надроторную вставку, создает недостаточную завесу, особенно на входном участке профиля периферийного сечения. Кроме всего прочего, данная завеса быстро разрушается потоками, возникающими в зазоре между концом рабочей лопатки и надроторной вставкой. Достижение необходимой рабочей температуры лопатки в периферийном сечении с использованием данной системы приведет к значительному перерасходу охлаждающего воздуха и к значительному уменьшению КПД турбины.The disadvantage of this design is the lack of protection and cooling of the peripheral (end) part of the working blade. Namely, the presented blade cooling system does not provide sufficient cooling of the peripheral section, because cooling channels do not reach this zone, and a developed system of holes is absent. At the same time, the peripheral portion of the scapula is washed by hot gases, because Leaking gas in the gaps between the stator and the nozzle apparatus mount exits at right angles to the main stream and has a low value of its own energy due to large losses in the joints. Therefore, this cooling stream is quickly eroded by the main gas stream and does not protect the peripheral portion of the working blade. Cooling air, blown evenly through a nadrotorny insert, creates an insufficient curtain, especially in the inlet section of the peripheral section profile. Among other things, this curtain is quickly destroyed by flows arising in the gap between the end of the working blade and the nadrotorny insert. Achieving the required working temperature of the blade in the peripheral section using this system will lead to a significant overspending of cooling air and to a significant decrease in turbine efficiency.

Задачей изобретения является создание охлаждаемой турбины с регулируемым гидравлическим сопротивлением в радиальном зазоре газовоздушного тракта и повышение эффективности охлаждения периферийного участка рабочей лопатки газовой турбины.The objective of the invention is to provide a cooled turbine with adjustable hydraulic resistance in the radial clearance of the gas-air path and increase the cooling efficiency of the peripheral section of the working blades of the gas turbine.

Ожидаемый технический результат - снижение температуры материала периферийного участка рабочей лопатки, снижение температурных напряжений в периферийной зоне лопатки, увеличение запаса прочности рабочей лопатки и увеличение ее ресурса работы, уменьшение перетечек газа через радиальный зазор и увеличение КПД турбины.The expected technical result is a decrease in the temperature of the material of the peripheral section of the working blade, a decrease in temperature stresses in the peripheral zone of the blade, an increase in the safety factor of the working blade and an increase in its service life, a decrease in gas leakage through the radial clearance and an increase in turbine efficiency.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известной турбине, содержащей наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость, по предложению в надроторной вставке и торцевой поверхности каждой рабочей лопатки выполнены выпускные отверстия, лопатки снабжены внутренней перегородкой с входными отверстиями, а ее торцевая полость - разделительным ребром, перегородка установлена с зазором относительно торцевой поверхности с образованием суммирующей полости, а разделительное ребро установлено в торцевой полости в плоскости вращения лопатки на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки с образованием открытых передней и задней полостей, при этом выпускные отверстия в торцевой поверхности рабочей лопатки выполнены в задней полости, а суммирующая полость соединена через входные отверстия во внутренней перегородке с каналами охлаждения лопаток и соединена через выпускные отверстия в торцевой поверхности с задней полостью и с газовоздушным трактом через отверстия в выходной кромке лопатки, причем выпускные отверстия в надроторной вставке выполнены над передней полостью, а суммарная площадь выпускных отверстий из суммирующей полости равна S_∑=(3…6)S_in суммарной площади входных отверстий во внутренней перегородке, гдеThe expected technical result is achieved in that in a known turbine containing an outer casing, a nadrotor insert and a nozzle apparatus with peripheral openings connected to the cooling air supply system are installed in it, a rotor with rotor blades with cooling channels connected to the supply system and a perimeter protrusion the end surface, forming an open end cavity, at the suggestion in the nadrotorny insert and the end surface of each working blades made exhaust holes, the blades provide They are separated by an internal partition with inlet openings, and its end cavity - by a dividing rib, the partition is installed with a gap relative to the end surface to form a summing cavity, and the dividing rib is installed in the end cavity in the plane of rotation of the blade at a distance of (0.3 ... 0.7) X from the input edge with the formation of open front and rear cavities, while the exhaust holes in the end surface of the working blades are made in the rear cavity, and the summing cavity is connected through the inlets to the inner nney partition with cooling channels of the blades and is connected through the outlet openings in the end surface of the rear cavity and to the flowpath through the openings in the trailing edge of the blade, wherein the outlet openings in nadrotornoy insert formed over the front cavity, and the total area of outlet openings of the summing cavity is S _Σ = (3 ... 6) S _{in the} total area of the inlets in the inner partition, where

X - осевой размер профиля лопатки;X is the axial dimension of the profile of the blade;

S_∑ - площадь выпускных отверстий из суммирующей полости;S _∑ is the area of the outlet openings from the summing cavity;

S_in - площадь входных отверстий.S _in - inlet area.

Рабочие лопатки могут быть снабжены каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. В торцевой поверхности передней полости может быть выполнен канал, сообщающий полость канала охлаждения, расположенного вдоль входной кромки, с открытой передней полостью.The working blades can be equipped with a cooling channel located along the inlet edge to the end surface, the channel is separated from the summing cavity and is connected by exhaust channels to the gas-air path in front of the inlet edge above the internal partition. In the end surface of the front cavity, a channel can be formed that communicates the cavity of the cooling channel located along the inlet edge with the open front cavity.

В предложенном решении для охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины в ней выполнена система каналов, отверстий и полостей. Согласно обобщающей формуле, применимой к каналам:In the proposed solution, for cooling the peripheral section of the turbine blade, a system of channels, holes and cavities is made in it. According to the generalizing formula applicable to the channels:

Nu_кан=0,022·Pr^0,43·Re^0,8,Nu _Kan = 0.022 · Pr ^0.43 · Re ^0.8 ,

где Nu_кан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, для получения значительного теплосъема со стенок канала необходимо увеличить скорость потока (т.е. увеличить значение числа Рейнольдса), а это возможно при увеличении расхода охлаждающего воздуха через каналы, что негативно скажется на КПД турбины.where Nu _kan is the Nusselt number characterizing heat transfer at the wall-liquid interface and calculated for flow in the channel; Pr is the Prandtl number; Re is the Reynolds number, to obtain significant heat removal from the channel walls, it is necessary to increase the flow rate (i.e., increase the Reynolds number), and this is possible with an increase in the flow rate of cooling air through the channels, which will negatively affect the turbine efficiency.

Для повышения теплосъема со стенок каналов необходимо организовывать струйное натекание охлаждающего воздуха на стенки. Согласно обобщающей формуле, применимой к струйным системам, возможным в рабочих лопатках:To increase the heat removal from the walls of the channels, it is necessary to organize the jet leakage of cooling air onto the walls. According to the generalizing formula applicable to inkjet systems possible in rotor blades:

Nu_стр=0,97·Pr^0,33·Re^0,76,Nu _pg = 0.97 · Pr ^0.33 · Re ^0.76 ,

число Нуссельта Nu_стр, рассчитанное для системы со струйным натеканием, увеличивается в 5…10 раз, по сравнению с числом Нуссельта для канала Nu_кан.Nusselt number Nu _p calculated for systems with a jet inleakage increases is 5 ... 10 times, compared to the Nusselt number Nu _kan channel.

Для организации струйного натекания, в периферийной части рабочей лопатки выполнена суммирующая полость, образованная стенкой профиля рабочей лопатки, торцевой поверхностью и внутренней перегородкой. Во внутренней перегородке выполнены входные отверстия, соединяющие основную систему каналов охлаждения лопатки с суммирующей полостью. В выходной кромке рабочей лопатки выполнены одно или несколько отверстий, соединяющих суммирующую полость с газовоздушным трактом турбины. Также в торцевой поверхности выполнены отверстия, выходящие в заднюю торцевую полость, образованную в радиальном зазоре над рабочей лопаткой при помощи выступа, выполненного по периметру торцевого профиля лопатки, и разделительным ребром, выполненным на торцевой поверхности и расположенным на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки в плоскости вращения лопатки, где X - осевой размер профиля лопатки. С целью формирования натекающих на торцевую поверхность струй охлаждающего воздуха, выходящего через входные отверстия, суммарная площадь выпускных отверстий S_∑ в 3…6 раз больше суммарной площади входных отверстий S_in. При этом если суммарные площади отличаются незначительно (отношение меньше 3), то струйное истечение не организуется, либо не возникает ударного натекания - происходит размытие струи. Выполнение отверстий с отношением площадей больше 6 затруднительно вследствие ограничения размеров отверстий геометрическими размерами самой лопатки, а также требованиями к прочности лопатки, при этом прирост эффективности незначителен. Охлаждающий воздух, выходящий через отверстия в торцевой поверхности, участвует в организации внешнего заградительного слоя, снижающего количество подводимого тепла от газа к лопатке, а также увеличивает гидравлическое сопротивление радиального зазора, тем самым уменьшающее паразитные перетечки газа через зазор. Для дополнительного охлаждения передней части профиля лопатки, организации внешнего защитного слоя и повышения гидравлического сопротивления входного участка радиального зазора, в переднюю торцевую полость рабочей лопатки через отверстия, выполненные в надроторной вставке, вдувается охлаждающий воздух. С целью повышения эффективности охлаждения входной кромки, рабочая лопатка может быть снабжена каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. При необходимости, канал, расположенный вдоль входной кромки, может быть соединен с передней торцевой полостью. Таким образом, путем организации внутреннего (со стороны внутренней перегородки) и внешнего (со стороны надроторной вставки) струйного натеканий на торцевую поверхность рабочей лопатки повышается эффективность охлаждения периферийного участка рабочей лопатки, после чего охлаждающий воздух направляется в защитный холодный слой, препятствующий подводу тепла, вокруг профиля периферийного участка, что позволяет многократно использовать охлаждающий воздух и повышает эффективность его использования. Дополнительно выдув охлаждающего воздуха в радиальный зазор повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, что уменьшает перетечки газа через зазор.To organize jet leakage, a summing cavity is formed in the peripheral part of the working blade, formed by the profile wall of the working blade, the end surface and the internal partition. Inlet bores are made in the inner partition connecting the main system of the cooling channels of the blade with the summing cavity. One or several holes are made in the outlet edge of the working blade connecting the summing cavity with the gas-air path of the turbine. Also, holes are made in the end surface that extend into the rear end cavity formed in the radial clearance above the working blade by means of a protrusion made along the perimeter of the end profile of the blade and a dividing rib made on the end surface and located at a distance of (0.3 ... 0, 7) X from the input edge in the plane of rotation of the blade, where X is the axial dimension of the profile of the blade. In order to form jets of cooling air leaking onto the end surface, leaving the inlet openings, the total area of the outlet openings S _∑ is 3 ... 6 times larger than the total area of the inlet openings S _in . Moreover, if the total areas differ slightly (the ratio is less than 3), then the jet outflow is not organized, or shock leakage does not occur - the jet is blurred. The implementation of holes with an area ratio of more than 6 is difficult due to the limited size of the holes in the geometric dimensions of the blade itself, as well as requirements for the strength of the blade, while the increase in efficiency is negligible. Cooling air exiting through openings in the end surface participates in the organization of the external barrier layer, which reduces the amount of heat supplied from the gas to the blade, and also increases the hydraulic resistance of the radial clearance, thereby reducing spurious gas overflow through the gap. To further cool the front part of the blade profile, organize the outer protective layer and increase the hydraulic resistance of the inlet portion of the radial gap, cooling air is blown into the front end cavity of the working blade through the holes made in the nadrotor insert. In order to increase the cooling efficiency of the inlet edge, the working blade can be equipped with a cooling channel located along the inlet edge to the end surface, the channel is separated from the summing cavity and connected by exhaust channels to the gas duct in front of the inlet edge above the internal partition. If necessary, a channel located along the inlet edge can be connected to the front end cavity. Thus, by organizing the internal (from the side of the inner baffle) and external (from the side of the rotor insert) jet leakage onto the end surface of the working blade, the cooling efficiency of the peripheral portion of the working blade is increased, after which the cooling air is directed into a protective cold layer that prevents heat supply around profile of the peripheral section, which allows reuse of cooling air and increases the efficiency of its use. Additionally, blowing cooling air into the radial gap increases the hydraulic resistance of the radial gap, which reduces the flow of gas through the gap.

Изобретение поясняется графически:The invention is illustrated graphically:

Фиг.1 - схема двигателя.Figure 1 - diagram of the engine.

Фиг.2 - схема турбины.Figure 2 - diagram of the turbine.

Фиг.3 - внешний вид рабочей лопатки.Figure 3 - appearance of the working blades.

Фиг.4 - разрез периферийного участка рабочей лопатки.Figure 4 - section of the peripheral portion of the working blades.

Фиг.5 - варианты исполнения рабочей лопатки.Figure 5 - embodiments of the working blades.

Авиационный газотурбинный двигатель состоит из компрессора 1, камеры сгорания 2 и турбины 3. Корпус 4 турбины, неподвижные сопловые лопатки 5 и вращающиеся рабочие лопатки 6 образуют газовоздушный тракт 7. Для охлаждения деталей турбины имеются трубы подвода 8 и 9 воздуха, отбираемого из компрессора. Корпус 4 и верхняя полка 10 сопловой лопатки 5 образуют коллектор 11, сообщающийся с трубой 8. Коллектор 11 соединен с газовоздушным трактом 7 отверстиями 12, а при помощи транзитного канала 13 соединена с аппаратом закрутки 14. Корпус 4 и надроторная вставка 15 образуют коллектор 16, сообщающийся с трубой 9. Через отверстия 17 в надроторной вставке 15 полость 16 соединена с газовоздушным трактом 7. Вращающиеся рабочие лопатки 6 установлены на диске 18, к которому крепится вал отбора мощности 19. Диск 18 фиксируется относительно корпуса 4 при помощи опоры 20. В диске 18 выполнены подводящие отверстия 21, подводящие охлаждающий воздух к системе охлаждения рабочей лопатки 6. Торец рабочей лопатки 6 и надроторная вставка 15 образуют радиальный зазор 5. В рабочей лопатке 6 различают: входную кромку 22, выходную кромку 23, корыто 24 и спинку 25. На торце лопатки по периметру профиля выполнен выступ 26. Ребро 27, установленное в плоскости вращения рабочей лопатки 6, совместно с выступом 26 образуют полости: переднюю торцевую полость 28 и заднюю торцевую полость 29. Внутри лопатки 6 на периферии выполнена суммирующая полсть 30, образованная стенкой профиля лопатки, внутренней перегородкой 31 и торцевой поверхностью 32, суммирующая полость, соединенная входными отверстиями 33 с каналами системы охлаждения лопатки. Выходным отверстием 34, выполненным на выходной кромке 23 рабочей лопатки, суммирующая полость 30 соединена с газовоздушным трактом 7 турбины. Выходные отверстия 35 соединяют суммирующую полость 30 с задней торцевой полостью 29. При необходимости, канал охлаждения 36, расположенный под входной кромкой 22, отделен от суммирующей полости и соединен с газовоздушным трактом 7 отводящими каналами 37. Для дополнительного наддува передней торцевой полости 28, в торцевой поверхности 32 выполнено отверстие 38, соединяющее канал охлаждения 36 с передней торцевой полостью.The aircraft gas turbine engine consists of a compressor 1, a combustion chamber 2, and a turbine 3. A turbine housing 4, fixed nozzle blades 5, and rotating working blades 6 form a gas-air duct 7. To cool the turbine parts, there are supply pipes 8 and 9 of air drawn from the compressor. The housing 4 and the upper shelf 10 of the nozzle vane 5 form a collector 11 in communication with the pipe 8. The collector 11 is connected to the gas-air duct 7 by openings 12, and by means of a transit channel 13 is connected to the swirl apparatus 14. The housing 4 and the rotor insert 15 form a collector 16, communicating with the pipe 9. Through the holes 17 in the nadrotornogo insert 15, the cavity 16 is connected to the gas-air duct 7. The rotating working blades 6 are mounted on the disk 18, to which the power take-off shaft 19 is attached. The disk 18 is fixed relative to the housing 4 with the support 20. V d Suit 18 has inlet openings 21 supplying cooling air to the cooling system of the working blade 6. The end face of the working blade 6 and the rotor insert 15 form a radial clearance 5. In the working blade 6 there are distinguished: inlet edge 22, outlet edge 23, trough 24 and backrest 25. A protrusion 26 is made at the end of the blade along the perimeter of the profile. A rib 27, installed in the plane of rotation of the working blade 6, together with the protrusion 26 form cavities: the front end cavity 28 and the rear end cavity 29. Inside the blade 6, a summing floor is made on the periphery 30 be formed by the wall of the blade profile, the inner wall 31 and the end surface 32, the summing cavity inlet openings 33 connected with the channels of the blade cooling system. The outlet 34, made on the outlet edge 23 of the working blades, the summing cavity 30 is connected to the gas-air path 7 of the turbine. The outlet openings 35 connect the summing cavity 30 to the rear end cavity 29. If necessary, the cooling channel 36 located under the inlet edge 22 is separated from the summing cavity and is connected to the gas-air duct 7 by the exhaust channels 37. For additional pressurization of the front end cavity 28, in the end surface 32 has a hole 38 connecting the cooling channel 36 with the front end cavity.

При работе газотурбинного двигателя, часть воздуха с высоким давлением отбирается из компрессора 1 (например, из последней ступени компрессора) на охлаждение деталей турбины 3 и по трубе 8 направляется в коллектор 11. Часть охлаждающего воздуха через отверстия 12 в верхней полке 10 соплового аппарата выдувается в газовоздушный тракт 7 турбины, создавая на периферии перед рабочими лопатками 6 слой относительно холодного газа, препятствующий подводу тепла к лопатке. Большая часть охлаждающего воздуха из коллектора 11 через транзитный канал 13, аппарат закрутки 14 и отверстия 21 в диске 18 попадает в каналы охлаждения рабочей лопатки. Часть этого воздуха через отверстия 33 во внутренней перегородке попадает в суммирующую полость 30. Часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости 30 выходит через отверстие 34 в зону наименьшего профильного давления лопатки, расположенную за выходной кромкой 23. Другая часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости через выходные отверстия 31 попадает в заднюю торцевую полость 29. Площадь S_in входных отверстий 33 и площадь S_∑ выходных отверстий 31 и 34 находятся в отношении S_∑=(3…6)S_in, что делает входные отверстия 33 определяющими расход охлаждающего воздуха через суммирующую полость 30 и при этом организует ударное натекание воздуха на торцевую поверхность 32. Ударное натекание воздуха позволяет увеличить теплосъем с торцевой поверхности 32, тем самым снизить температуру материала периферийного участка лопатки. Согласно обобщающим формулам:When the gas turbine engine is operating, part of the high-pressure air is taken from the compressor 1 (for example, from the last stage of the compressor) to cool the parts of the turbine 3 and is routed through the pipe 8 to the manifold 11. A part of the cooling air is blown through the openings 12 in the upper shelf 10 of the nozzle apparatus gas-air path 7 of the turbine, creating a layer of relatively cold gas at the periphery in front of the working blades 6, which prevents heat from entering the blade. Most of the cooling air from the collector 11 through the transit channel 13, the swirl apparatus 14 and the holes 21 in the disk 18 enters the cooling channels of the working blade. A part of this air through openings 33 in the inner partition enters the summing cavity 30. A part of the cooling air from the summing cavity 30 exits through the opening 34 into the zone of the smallest profile pressure of the blade located behind the outlet edge 23. Another part of the cooling air from the summing cavity through the outlet openings 31 enters the rear end cavity 29. The area S _{in of the} inlet openings 33 and the area S _{∑ of the} outlet openings 31 and 34 are in the relation S _∑ = (3 ... 6) S _in , which makes the inlet openings 33 determining the flow rate cooling air through the summing cavity 30 and at the same time organizes shock leakage of air to the end surface 32. Impact air leakage allows to increase the heat removal from the end surface 32, thereby lowering the temperature of the material of the peripheral portion of the blade. According to the generalizing formulas:

Nu_кан=0,022·Pr^0,43·Re^0,8,Nu _Kan = 0.022 · Pr ^0.43 · Re ^0.8 ,

Nu_стр=0,97·Pr^0,33·Re^0,76,Nu _pg = 0.97 · Pr ^0.33 · Re ^0.76 ,

где Nu_кан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Nu_стр - число Нуссельта, рассчитанное при струйном натекании; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, теплосъем при струйном натекании в 5…10 раз выше, чем при течении воздуха вдоль канала. Давление газа P_зазора в радиальном зазоре уменьшается от давления перед рабочей лопаткой - точка В на графике, фиг.4, до давления за рабочей лопаткой - точка D. Точка С на графике соответствует давлению в зазоре, равном давлению в суммирующей полости, а участок CD соответствует меньшему давлению, чем давление в суммирующей полости. Для стабилизации этого участка, а также для дополнительного снижения давления в радиальном зазоре в конструкции лопатки предусмотрено разделительное ребро 27, установленное на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки 22 и в плоскости вращения рабочей лопатки, где X - осевой размер рабочей лопатки. Таким образом, охлаждающий воздух, выходящий через отверстия 35 в торцевой поверхности 32, попадает в заднюю торцевую полость 29 с низким давлением и надувает ее охлаждающим воздухом, что приводит к организации холодного слоя, препятствующего подводу тепла к задней части периферийного участка лопатки и задней части надроторной вставки 15. Наддув задней торцевой полости 29 позволяет повысить гидравлическое сопротивление радиального зазора, что препятствует перетечкам газа с корыта 24 на спинку 25, тем самым повышая КПД турбины. Наддув передней торцевой полости 28 осуществляется охлаждающим воздухом, отбираемым из средней части компрессора 1, подаваемым в коллектор 16 по трубе 9 и выдуваемый через отверстия 17 в надроторной вставке 15. Этот воздух повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, а также образует холодный слой вокруг периферийного профиля рабочей лопатки и по поверхности надроторной вставки, обращенной к газовоздушному тракту турбины. При необходимости, для увеличения заградительного холодного слоя на периферии рабочей лопатки, создаваемого воздухом, выходящим через отверстия 12 в полке 10 соплового аппарата, канал охлаждения 36 отделяется от суммирующей полости перегородкой и охлаждающий воздух выходит в газовоздушный тракт через отверстия 37. Для создания дополнительного наддува в передней торцевой полости 28, канал охлаждения 36 соединяется с передней торцевой полостью отверстием 38.where Nu _kan is the Nusselt number characterizing heat transfer at the wall-liquid interface and calculated for flow in the channel; Nu _p is the Nusselt number calculated for jet leakage; Pr is the Prandtl number; Re - Reynolds number, heat removal during jet leakage is 5 ... 10 times higher than when air flows along the channel. The gas pressure P of the _gap in the radial clearance decreases from the pressure in front of the working blade - point B in the graph, Fig. 4, to the pressure behind the working blade - point D. Point C in the graph corresponds to the pressure in the gap equal to the pressure in the summing cavity, and section CD corresponds to a lower pressure than the pressure in the summing cavity. To stabilize this section, as well as to further reduce the pressure in the radial clearance, a dividing rib 27 is provided in the blade structure, which is installed at a distance (0.3 ... 0.7) X from the inlet edge 22 and in the plane of rotation of the working blade, where X is the axial the size of the working blade. Thus, the cooling air exiting through the openings 35 in the end surface 32 enters the rear end cavity 29 with low pressure and inflates it with cooling air, which leads to the organization of a cold layer that impedes the supply of heat to the rear of the peripheral portion of the blade and the rear of the rotor insert 15. The pressurization of the rear end cavity 29 allows to increase the hydraulic resistance of the radial clearance, which prevents the flow of gas from the trough 24 to the back 25, thereby increasing the efficiency of the turbine. The front end cavity 28 is pressurized by cooling air taken from the middle part of the compressor 1, supplied to the manifold 16 through the pipe 9 and blown through the holes 17 in the nadrotornogo 15. This air increases the hydraulic resistance of the radial clearance, and also forms a cold layer around the peripheral profile of the working blades and on the surface of the nadrotorny insert facing the gas-air path of the turbine. If necessary, in order to increase the protective cold layer on the periphery of the working blade created by the air leaving through the openings 12 in the shelf 10 of the nozzle apparatus, the cooling channel 36 is separated from the summing cavity by a partition and cooling air enters the gas-air duct through the openings 37. To create additional boost in front end cavity 28, the cooling channel 36 is connected to the front end cavity by a hole 38.

Применение конструктивных усовершенствований в турбине позволяет снизить температуры материала периферийного участка рабочей лопатки до рабочей температуры материала, уменьшить температурные напряжения в периферийной зоне лопатки, повысить запас прочности рабочей лопатки и увеличить ее ресурс работы, позволяет уменьшить перетечки газа через радиальный зазор и увеличить КПД турбины.The use of design improvements in the turbine allows to reduce the temperature of the material of the peripheral section of the working blade to the working temperature of the material, reduce the temperature stresses in the peripheral zone of the blade, increase the margin of safety of the working blade and increase its service life, allows to reduce gas overflow through the radial clearance and increase the efficiency of the turbine.

Claims

1. The cooled turbine of a gas turbine engine, comprising an outer casing, a nadrotor insert and a nozzle apparatus with peripheral openings connected to the cooling air supply system, a rotor with rotor blades with cooling channels and a protrusion on the perimeter of the end surface, forming an open end cavity, characterized in the fact that in the nadrotorny insert and the end surface of each working blades are made exhaust holes, the blades are equipped with an internal partition with inlets, and its end cavity with a dividing rib, the partition is installed with a gap relative to the end surface with the formation of a summing cavity, and the dividing rib is installed in the end cavity in the plane of rotation of the blade at a distance (0.3 ... 0.7) X from the inlet edge with the formation of an open front and rear cavities, while the exhaust holes in the end surface of the working blades are made in the rear cavity, and the summing cavity is connected through the inlet holes in the inner partition with the cooling channels of the blades and it is united through the exhaust openings in the end surface with the rear cavity and with the gas-air duct through the openings in the outlet edge of the blade, the exhaust openings in the nadrotor insert are made above the front cavity, and the total area of the exhaust openings from the summing cavity is S _∑ = (3 ... 6) S _{in the} total area of the inlets in the inner partition, where
X is the axial dimension of the profile of the blade;
S _∑ is the area of the outlet openings from the summing cavity;
S _in - inlet area.

2. The cooled turbine of a gas turbine engine according to claim 1 is characterized in that the rotor blades are provided with a cooling channel located along the inlet edge to the end surface, the channel is separated from the summing cavity and connected by exhaust channels to the gas-air path in front of the inlet edge above the inner partition.

3. The cooled turbine of a gas turbine engine according to claims 1 and 2 is characterized in that a channel is made in the end surface of the front cavity communicating the cavity of the cooling channel located along the inlet edge with the open front cavity.