RU2532458C1

RU2532458C1 - Rotor of high-temperature turbomachine

Info

Publication number: RU2532458C1
Application number: RU2013141382/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев; Валерий Алексеевич Кузнецов; Ирина Викторовна Карпман
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2013-09-09
Filing date: 2013-09-09
Publication date: 2014-11-10

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to rotors of high-temperature turbomachines of gas turbine engines of aviation and ground use. In a rotor (1) of a high-temperature turbomachine between the first (7) and second (8) and the last but one (9) and the last (10) along gas flow (11) sealing combs in a rim (6) of an intermediate disc 5 there are radial channels (13) and (14), connecting an air disc-to-disc cavity (4) with a gas cavity (12) of the turbine. Radial walls (15) and (16) of channels (13) and (14) are made flat, and walls (17) and (18) that connect them are made cylindrical. The ratio of the length L of the channel in circumferential direction to the radius R of the cylindrical wall of the channel is within 2…6.

EFFECT: by exclusion of contamination of inner surface of an intermediate disc and reduced concentration of stresses in a disc rim, high-temperature turbomachine rotor reliability increases.

2 dwg

Description

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to rotors of high temperature turbomachines of gas turbine engines of aviation and ground applications.

Известен ротор высокотемпературной турбомашины, в междисковой полости которого установлен промежуточный диск с осевыми каналами в полотне (патент US №7921634, F02K 3/02).A rotor of a high-temperature turbomachine is known, in the inter-disk cavity of which an intermediate disk with axial channels in the web is installed (US patent No. 7921634, F02K 3/02).

Недостаток известной конструкции заключается в ее низкой надежности, так как каналы являются дополнительными концентраторами напряжений в высоконагруженном от центробежных сил полотне промежуточного диска.A disadvantage of the known design is its low reliability, since the channels are additional stress concentrators in the intermediate disk web highly loaded from centrifugal forces.

Наиболее близким к заявляемому является ротор высокотемпературной турбомашины, в междисковой полости которого установлен промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе (патент RU №2453708, F01D 5/02).Closest to the claimed is the rotor of a high-temperature turbomachine, in the interdisc cavity of which an intermediate disk with sealing ridges on the rim is installed (patent RU No. 2453708, F01D 5/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за возможности загрязнения внутренней поверхности обода промежуточного диска приносимыми охлаждающим воздухом посторонними частицами, что может привести к перегреву обода промежуточного диска и его поломке.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the possibility of contamination of the inner surface of the rim of the intermediate disk by foreign particles brought by cooling air, which can lead to overheating of the rim of the intermediate disk and its breakdown.

Технический результат заключается в повышении надежности ротора высокотемпературной турбомашины путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска.The technical result consists in increasing the reliability of the rotor of a high-temperature turbomachine by eliminating contamination of the inner surface of the intermediate disk and reducing the stress concentration in the rim of the disk.

Указанный технический результат достигается тем, что в роторе высокотемпературной турбомашины, включающем промежуточный диск с уплотнительными гребешками на ободе, установленный в междисковой воздушной полости, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ, между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками в ободе промежуточного диска выполнены радиальные каналы, соединяющие воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, причем радиальные стенки каналов выполнены плоскими, а соединяющие их стенки выполнены цилиндрическими, при этом L/R=2…6, где:The specified technical result is achieved by the fact that in the rotor of a high-temperature turbomachine, comprising an intermediate disk with sealing ridges on the rim mounted in the inter-disk air cavity, ACCORDING TO THE INVENTION, between the first and second and second to last and last gas flows sealing ridges in the rim of the intermediate disk connecting the air interdisc space with the gas cavity of the turbine, the radial walls of the channels being made flat and the walls connecting them cylindrical enes, wherein the L / R = 2 ... 6, wherein:

L - длина канала в окружном направлении,L is the length of the channel in the circumferential direction,

R - радиус цилиндрической стенки канала.R is the radius of the cylindrical wall of the channel.

Выполнение в ободе промежуточного диска между первым и вторым и предпоследним и последним по потоку газа уплотнительными гребешками радиальных каналов, соединяющих воздушную междисковую полость с газовой полостью турбины, позволяет за счет протекания потока воздуха в междисковой полости снизить температуру промежуточного диска, а также снизить температуру расположенных на ободе промежуточного диска уплотнительных гребешков.The implementation in the rim of the intermediate disk between the first and second and second to last and last gas flows sealing ridges of radial channels connecting the interdiscal air cavity to the gas cavity of the turbine, allows the temperature of the intermediate disk to be reduced, as well as the temperature of the the rim of the intermediate disk of the sealing combs.

Выполнение радиальных стенок каналов плоскими, а соединяющих их стенок - цилиндрическими, позволяет минимизировать концентрацию напряжений от каналов в высоконагруженном центробежными силами ободе промежуточного диска, при этом максимальные напряжения в ободе создаются в окружном направлении, а плоская радиальная стенка канала создает минимальную концентрацию напряжений, причем цилиндрическая стенка канала увеличивает концентрацию напряжений, а напряжения в осевом направлении в ободе промежуточного диска минимальны.The implementation of the radial walls of the channels flat, and connecting the walls with cylindrical, allows you to minimize the concentration of stresses from the channels in the rim of the intermediate disk highly loaded by centrifugal forces, while the maximum stresses in the rim are created in the circumferential direction, and the flat radial wall of the channel creates a minimum concentration of stresses, and cylindrical the channel wall increases the stress concentration, and the axial stresses in the rim of the intermediate disk are minimal.

При L/R<2 - снижается расход охлаждающего воздуха через междисковую полость.When L / R <2 - the flow rate of cooling air through the interdisc cavity is reduced.

При L/R>6 - снижаются запасы прочности в ободе промежуточного диска.At L / R> 6, the safety margins in the rim of the intermediate disk are reduced.

На фиг.1 - изображен продольный разрез ротора высокотемпературной турбомашины.Figure 1 - shows a longitudinal section of the rotor of a high-temperature turbomachine.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.In Fig.2 - view A in Fig.1.

Ротор 1 высокотемпературной турбомашины состоит из диска первой ступени 2 и диска второй ступени 3, между которыми в междисковой воздушной полости 4 размещен промежуточный диск 5, в ободе 6 которого, между первым 7 и вторым 8, а также между предпоследним 9 и последним 10, по потоку газа 11 в газовой полости 12 турбины, уплотнительными гребешками, выполнены радиальные каналы 13 и 14 соответственно, соединяющие воздушную междисковую полость 4 с газовой полостью 12.The rotor 1 of the high-temperature turbomachine consists of a disk of the first stage 2 and a disk of the second stage 3, between which an intermediate disk 5 is placed in the inter-disk air cavity 4, in the rim of which 6, between the first 7 and second 8, as well as between the penultimate 9 and last 10, the gas stream 11 in the gas cavity 12 of the turbine, sealing scallops, made radial channels 13 and 14, respectively, connecting the air interdisc space 4 with the gas cavity 12.

Радиальные стенки 15 и 16 каналов 13 и 14 выполнены плоскими, а соединяющие их стенки 17 и 18 выполнены цилиндрическими, что снижает концентрацию напряжений в ободе 6 промежуточного диска 5.The radial walls 15 and 16 of the channels 13 and 14 are made flat, and the walls 17 and 18 connecting them are made cylindrical, which reduces the stress concentration in the rim 6 of the intermediate disk 5.

Поток охлаждающего воздуха 19, поступающий в воздушную междисковую полость 4, несет с собой посторонние загрязняющие частицы 20, которые под действием центробежных сил стремятся осесть на внутренних поверхностях 21 и 22 обода 6 промежуточного диска 5 турбомашины 1.The flow of cooling air 19 entering the air interdisc space 4 carries with it foreign contaminants 20, which, under the action of centrifugal forces, tend to settle on the inner surfaces 21 and 22 of the rim 6 of the intermediate disk 5 of the turbomachine 1.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе ротора 1 высокотемпературной турбомашины загрязняющие частицы 20 под действием центробежных сил могли бы осесть на внутренних поверхностях 21 и 22 обода 6, что могло бы привести к существенному повышению температуры обода 6 и поломке промежуточного диска 5.When the rotor 1 of the high-temperature turbomachine is operated, contaminants 20 under the influence of centrifugal forces could settle on the inner surfaces 21 and 22 of the rim 6, which could lead to a significant increase in the temperature of the rim 6 and breakdown of the intermediate disk 5.

Однако этого не происходит, так как загрязняющие частицы 20 потоком воздуха 19 через радиальные каналы 13 и 14 выносятся в газовую полость 12 турбины и далее - в атмосферу (на фиг. не показано).However, this does not happen, since the polluting particles 20 are discharged by the air flow 19 through the radial channels 13 and 14 into the gas cavity 12 of the turbine and further into the atmosphere (not shown in Fig.).

Claims

The rotor of a high-temperature turbomachine, including an intermediate disk with sealing ridges on the rim, mounted in the interdisk air cavity, characterized in that between the first and second and second to last and last gas flow sealing ridges in the rim of the intermediate disk are made radial channels connecting the interdiscal air cavity to the gas the cavity of the turbine, and the radial walls of the channels are made flat, and the walls connecting them are made cylindrical, with L / R = 2 ... 6, where:
L is the length of the channel in the circumferential direction,
R is the radius of the cylindrical wall of the channel.