RU2634981C2

RU2634981C2 - Gas turbine engine gas generator

Info

Publication number: RU2634981C2
Application number: RU2016115404A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Николаевич Юрченко; Анатолий Александрович Елтаренко; Михаил Юрьевич Илюшин; Артем Михайлович Лапин
Original assignee: Акционерное общество "Климов"
Priority date: 2016-04-20
Filing date: 2016-04-20
Publication date: 2017-11-08
Also published as: RU2016115404A

Abstract

FIELD: engine devices and pumps.

SUBSTANCE: gas turbine engine gas generator includes an axial compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine with cooling working and main discs with holes made on its flange and carrying disc thereon with formation of annular cavity between them. The circular cavity communicates with inner spaces of cooled working blades at outlet, with the flow part of compressor intermediate stage at the inlet through the holes in the main disc flange and which is suitable by pressure level of compressor intermediate stage through shaft inner space connecting compressor rotors and a turbine. There is a radial annular gap between a cover disc and the main disc flange in which cavity a running twist device which is connected to secondary air zone of the combustion chamber at the inlet and the cavity of the radial annular gap at the outlet transforming into interdisc annular cavity.

EFFECT: increased of pressure of high-pressure turbine working blades cooling system during takeoff from the compressor intermediate stage by using air mixture which is taken from the compressor intermediate stage with air taken from the secondary air zone of the combustion chamber, increased service life of the cover disc with simultaneous reduction of its weight due to elimination of ribs.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может найти применение при разработке высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing and may find application in the development of high temperature turbines of gas turbine engines.

Для охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных газогенераторов используются два принципиальных вида отборов охлаждающего воздуха: отбор от промежуточной ступени компрессора; отбор из вторичной зоны камеры сгорания (за компрессором).To cool the working blades of high-temperature gas generators, two principal types of extraction of cooling air are used: selection from the intermediate stage of the compressor; selection from the secondary zone of the combustion chamber (behind the compressor).

Выбор места отбора определяется потребной напорностью (перепадом давления в тракте охлаждения) рабочей лопатки и располагаемым хладоресурсом (разностью температур газа и охладителя).The selection of the sampling location is determined by the required pressure (differential pressure in the cooling path) of the working blade and the available coolant (the temperature difference between the gas and the cooler).

Отбор воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания позволяет реализовать высоконапорные схемы охлаждения, в том числе и конвективно-пленочные, но обладает сниженным хладоресурсом из-за высокой температуры воздуха. Этот недостаток может быть устранен размещением в трассе подвода воздуха к рабочей лопатке теплообменника, обдуваемого потоком воздуха II контура, что реализовано в газогенераторе турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой АЛ-31Ф (Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф / Учебное пособие, под редакцией А.П.Назарова, издание ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1987 г., стр. 128-130). Это, в свою очередь, приводит к частичной потере напорности охладителя, а также к загромождению II контура и дополнительному весу. Дополнительным недостатком такого отбора является снижение экономичности газогенератора из-за энергетических затрат на сжатие воздуха.The selection of air from the secondary air zone of the combustion chamber allows the implementation of high-pressure cooling schemes, including convective-film, but has a reduced cold resource due to the high air temperature. This drawback can be eliminated by placing in the air supply path to the working blade of the heat exchanger blown by the air flow of the II circuit, which is implemented in the gas generator of a turbojet dual-circuit engine with an afterburner AL-31F (Turbojet dual-circuit engine with an afterburner AL-31F / Training manual, edited by A.P. Nazarov, publication of the VVIA named after N.E. Zhukovsky, 1987, p. 128-130). This, in turn, leads to a partial loss of pressure of the cooler, as well as to clutter of the II circuit and additional weight. An additional disadvantage of this selection is the decrease in the efficiency of the gas generator due to the energy costs of air compression.

Отбор воздуха от промежуточной ступени компрессора реализован в турбореактивном двухконтурном двигателе НК-56 (Учебное издание: Системы отбора воздуха из компрессора и транспортирование к потребителю: методические указания / составитель Н.Н. Старцев. - Самара: Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета, 2011 г., стр. 45-46), в котором между трактовым кольцом пятой ступени компрессора высокого давления и диском пятой ступени организована кольцевая щель, через которую отбирается воздух внутрь ротора и подается через вал турбины на охлаждение рабочей лопатки турбины среднего давления, так как его напорности недостаточно для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления.Air sampling from the intermediate stage of the compressor is implemented in the NK-56 turbofan engine (Training Edition: Air sampling systems from the compressor and transportation to the consumer: guidelines / compiler NN Startsev. - Samara: Samara State Aerospace University Publishing House, 2011 , pp. 45-46), in which an annular gap is organized between the path ring of the fifth stage of the high-pressure compressor and the disk of the fifth stage, through which air is drawn into the rotor and supplied through Turbine shaft for cooling the working medium pressure turbine blades, because it is not sufficient for cooling pressurized working blades of high pressure turbine.

Наиболее близким к заявленному является турбореактивный двухконтурный двигатель РД-33 (А.С. Виноградов, конструкция ТРДД РД-33, Электронное учебное пособие, Министерство образования и науки РФ. Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета им.С.П. Королева, Самара, 2013), в котором охлаждающий воздух отбирается от пятой ступени компрессора высокого давления внутрь ротора и далее транспортируется внутри вала, попадая через отверстия во фланце диска турбины высокого давления в кольцевой зазор между дисками покрывным и основным, откуда после поджатия, благодаря наличию радиальных ребер на покрывном диске, поступает к охлаждаемым рабочим лопаткам.Closest to the claimed one is the RD-33 turbojet twin-engine (A.S. Vinogradov, design of the RD-33 turbofan engine, Electronic manual, Ministry of Education and Science of the Russian Federation. Samara State Aerospace University Publishing House named after S.P. Korolev, Samara, 2013 ), in which cooling air is taken from the fifth stage of the high-pressure compressor into the rotor and then transported inside the shaft, falling through the holes in the flange of the high-pressure turbine disk into the annular gap between the covering disks and the main ones, from where, after preloading, due to the presence of radial ribs on the cover disk, it enters the cooled working blades.

Недостатком прототипа является ограниченная напорность, препятствующая применению перспективных схем охлаждения рабочих лопаток и вместе с этим форсированию газогенератора, а также ограниченный ресурс диска покрывного из-за наличия радиальных ребер.The disadvantage of the prototype is the limited pressure that prevents the use of promising cooling schemes for the working blades and with this the forcing of the gas generator, as well as the limited resource of the cover disk due to the presence of radial ribs.

Задачей настоящего изобретения является повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер.The objective of the present invention is to increase the pressure of the cooling system of the working blades of a high-pressure turbine during the selection from the intermediate stage of the compressor by using a mixture of air taken from the intermediate stage of the compressor with air taken from the secondary air zone of the combustion chamber, as well as increasing the life of the cover disk while reducing its mass due to the exclusion of ribs.

Поставленная задача решается тем, что в газогенераторе газотурбинного двигателя, включающего в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток на выходе, а на входе через отверстия во фланце диска основного, сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, согласно изобретению между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость рабочего колеса.The problem is solved in that in the gas generator of the gas turbine engine, which includes an axial compressor, a combustion chamber, a turbine with cooled working blades and a main disk with holes made on its flange and bearing a covering disk with the formation of an annular cavity between them, connected with internal cavities of cooled working blades at the outlet, and at the inlet through openings in the flange of the main disk, in communication with the flow part of the intermediate stage of the compressor suitable for pressure cut the inner cavity of the shaft connecting the rotors of the compressor and the turbine, according to the invention, a radial annular gap is made between the cover disk and the main disk flange, in the cavity of which there is a satellite swirl connected with the secondary air zone of the combustion chamber at the input and the cavity of the radial ring clearance at the output passing into the interdisk annular cavity of the impeller.

Выполнение на входе в междисковую кольцевую полость радиального кольцевого зазора между диском покрывным и фланцем диска основного позволяет разместить в нем аппарат спутной закрутки и осуществить выпуск закрученного высокоэнергетического потока воздуха, отобранного из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, непосредственно в междисковую кольцевую полость, при смешении которого с воздухом, отобранным от промежуточной ступени компрессора, повышается напорность воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора.Performing at the entrance to the interdisk annular cavity a radial annular gap between the cover disk and the main disk flange allows you to place a satellite swirl apparatus in it and release the swirling high-energy air stream taken from the secondary air zone of the combustion chamber directly into the interdisk annular cavity, when mixed with the air taken from the intermediate stage of the compressor increases the pressure of the air taken from the intermediate stage of the compressor.

По сути, высокоэнергетический закрученный поток воздуха, вышедший из аппарата спутной закрутки, эжектирует поток воздуха, отбираемый от промежуточной ступени компрессора, и обеспечивает их интенсивное смешение.In fact, the high-energy swirling air stream emerging from the satellite-swirling device ejects the air stream taken from the intermediate stage of the compressor and ensures their intensive mixing.

Степень эжекции и напорность смеси зависит от соотношения расходов высокоэнергетического и низконапорного потоков воздуха.The degree of ejection and the pressure of the mixture depends on the ratio of the flow rates of high-energy and low-pressure air flows.

Варьируя этими величинами для каждого конкретного газогенератора, возможно подобрать их оптимальное соотношение, удовлетворяющее необходимой напорности и температуре смеси.Varying these values for each specific gas generator, it is possible to choose their optimal ratio that satisfies the required pressure and temperature of the mixture.

Проведенное вычислительное моделирование при различных соотношениях в смеси расходов воздуха как отбираемого от промежуточной ступени, так и высокоэнергетического воздуха, отбираемого из вторичной зоны камеры сгорания, показало повышение напорности смеси по сравнению с прототипом даже при исключении подкачивающих ребер на диске покрывном.The performed computational modeling at various ratios in the mixture of air flow rates, both taken from the intermediate stage, and high-energy air, taken from the secondary zone of the combustion chamber, showed an increase in the mixture pressure compared to the prototype even with the exception of the pumping ribs on the cover disk.

Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, заключается в повышении эффективности охлаждения рабочих лопаток и ресурса диска покрывного, с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. Это, в свою очередь, приводит к меньшей подгрузке диска основного, несущего диск покрывной, что повышает ресурс, и диска основного.The technical result, to which the claimed invention is directed, is to increase the cooling efficiency of the working blades and the cover disk resource, while reducing its mass by eliminating the ribs. This, in turn, leads to less loading of the main disk carrying the cover disk, which increases the resource, and the main disk.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 приведена принципиальная схема газогенератора с отбором охлаждающего воздуха от промежуточной ступени компрессора, а на фиг. 2 приведен увеличенный фрагмент фиг. 1.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 is a schematic diagram of a gas generator with cooling air taken from an intermediate stage of the compressor, and FIG. 2 is an enlarged fragment of FIG. one.

Газогенератор включает в себя осевой компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками 4 и диском основным 5 с выполненными на его фланце 6 отверстиями 7 и несущим на себе диск покрывной 8 с образованием между ними кольцевой полости 9, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток 4, а на входе через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 сообщенной с подходящей по давлению проточной частью промежуточной ступени 10 компрессора через внутреннюю полость вала 11, соединяющего роторы компрессора 1 и турбины, при этом между диском покрывным 8 и фланцем 6 диска основного 9 выполнен радиальный кольцевой зазор 12, в котором размещен аппарат спутной закрутки 13, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха 3 камеры сгорания 2, а на выходе с полостью радиального кольцевого зазора 12, сообщенной на выходе с междисковой полостью 9.The gas generator includes an axial compressor 1, a combustion chamber 2, a high-pressure turbine with cooled working blades 4 and a main disk 5 with openings 7 made on its flange 6 and bearing a covering disk 8 with the formation of an annular cavity 9 between them, connected at the outlet with the internal cavities of the working blades 4, and at the inlet through the holes 7 in the flange 6 of the disk of the main 5 connected to the suitable flowing part of the intermediate stage 10 of the compressor through the internal cavity of the shaft 11 connecting the rotors of the compressor a quarrel 1 and a turbine, while between the cover disk 8 and the flange 6 of the disk of the main 9, a radial annular gap 12 is made, in which the satellite twist device 13 is located, communicated at the inlet with the secondary air zone 3 of the combustion chamber 2, and at the outlet with a radial annular cavity a gap 12 communicated at the outlet with the interdisc cavity 9.

В работе воздух, отобранный от промежуточной ступени 10 компрессора 1, двигаясь по стрелке А внутрь ротора компрессора, охлаждает ступицы дисков последних ступеней компрессора и вал 11, соединяющий роторы компрессора и турбины. Проходя через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 турбины высокого давления, охлаждающий воздух частично закручивается по вращению. При выходе из отверстий в радиальный кольцевой зазор 12 охлаждающий воздух дополнительно закручивается спутным высокоперепадным потоком воздуха, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания и подводимым к аппарату спутной закрутки. Последующее движение воздуха осуществляется в радиальном направлении к рабочим лопаткам 4 из междисковой кольцевой полости 9.In operation, the air taken from the intermediate stage 10 of the compressor 1, moving along the arrow A inside the compressor rotor, cools the disc hubs of the last compressor stages and the shaft 11 connecting the compressor and turbine rotors. Passing through the holes 7 in the flange 6 of the disk of the main 5 high-pressure turbine, the cooling air partially rotates by rotation. When leaving the holes in the radial annular gap 12, the cooling air is additionally swirled by a high-gradient satellite flow of air taken from the secondary air zone of the combustion chamber and supplied to the satellite spin device. The subsequent movement of air is carried out in the radial direction to the working blades 4 from the interdisk annular cavity 9.

Claims

The gas generator of a gas turbine engine, including an axial compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine with cooled working blades and a main disk with holes made on its flange and bearing a cover disk with the formation of an annular cavity between them, connected at the outlet with the internal cavities of the cooled workers blades, and at the inlet through the holes in the disk flange of the main communicating with a suitable pressure level flow part of the intermediate stage of the compressor through the internal cavity Ala, connecting the rotors of the compressor and the turbine, characterized in that between the cover disk and the main disk flange is made a radial annular gap, in the cavity of which there is a satellite swirl, in communication with the secondary zone of the combustion chamber at the inlet and the cavity of the radial ring clearance at the outlet, passing into interdiscal annular cavity.