RU2684298C1 - Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor - Google Patents
Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2684298C1 RU2684298C1 RU2018124613A RU2018124613A RU2684298C1 RU 2684298 C1 RU2684298 C1 RU 2684298C1 RU 2018124613 A RU2018124613 A RU 2018124613A RU 2018124613 A RU2018124613 A RU 2018124613A RU 2684298 C1 RU2684298 C1 RU 2684298C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- rotor
- cooling
- blade
- turbine engine
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 106
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 26
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims abstract description 22
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 14
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 claims description 9
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 4
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 210000000988 bone and bone Anatomy 0.000 claims description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 2
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 2
- 238000009987 spinning Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 241000191291 Abies alba Species 0.000 description 2
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способу охлаждения ротора турбины высокого давления стационарного газотурбинного двигателя авиационного типа в составе газоперекачивающих агрегатов.The group of inventions relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to a method for cooling a rotor of a high pressure turbine of a stationary aircraft-type gas turbine engine as a part of gas pumping units.
Известен способ охлаждения ротора турбины высокого давления газотурбинного двигателя, включающего вал и рабочее колесо с трактом воздушного охлаждения теплонапряженных элементов - диска и лопаток рабочего колеса. Ротор турбины выполнен с безлопаточным аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, подаваемого в полости лопаток (RU 2614909 С1, опубл. 30.03.2017).A known method of cooling the rotor of a high pressure turbine of a gas turbine engine, including a shaft and an impeller with an air cooling path for heat-stressed elements - a disk and impeller blades. The turbine rotor is made with a bezelless spinning device for cooling air supplied to the cavity of the blades (RU 2614909 C1, publ. 30.03.2017).
Известен способ охлаждения ротора турбины высокого давления газотурбинного двигателя, включающего вал и рабочее колесо с трактом воздушного охлаждения теплонапряженных элементов - диска и лопаток рабочего колеса. Ротор турбины выполнен с безлопаточным аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, подаваемого в полости лопаток. В ободе диска и ножках лопаток выполнены пазы под замки фиксации лопаток. Каналы подвода воздуха в лопатку выполнены в виде паза в диске под замком лопаток. Охлаждающие полости лопаток последовательно сообщены с каналами подвода воздуха в лопатку (RU 2614453 С1, опубл. 30.03.2017).A known method of cooling the rotor of a high pressure turbine of a gas turbine engine, including a shaft and an impeller with an air cooling path for heat-stressed elements - a disk and impeller blades. The turbine rotor is made with a bezelless spinning device for cooling air supplied to the cavity of the blades. In the rim of the disk and the legs of the blades, grooves are made for locks to fix the blades. The air supply channels to the blade are made in the form of a groove in the disk under the blade lock. The cooling cavities of the blades are successively communicated with the channels for supplying air to the blade (RU 2614453 C1, publ. 03/30/2017).
Известен способ охлаждения рабочих лопаток ротора турбины ГТД, включающий отбор охлаждающего воздуха из камеры сгорания, его транспортировку в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины. Внутреннюю полость каждой рабочей лопатки, расположенную у входной кромки, отделяют от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованную полость сообщают перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины (RU 2387846 С1, опубл. 27.04.2010).A known method of cooling the working blades of a rotor of a turbine engine turbine, including the selection of cooling air from the combustion chamber, its transportation to the swirl apparatus, the subsequent supply of cooling air to the internal cavities of the working blades through air channels in the impeller of the turbine. The internal cavity of each working blade located at the inlet edge is separated from the rest of the cavity by a partition directed along the inlet edge, the formed cavity is informed by perforations in the wall with the turbine flow part (RU 2387846 C1, publ. 04/27/2010).
К недостаткам известных решений относятся повышенная конструктивная сложность турбины, недостаточная конструктивная проработанность системы охлаждения наиболее теплонапряженных участков рабочего колеса турбины, неадаптированность конкретно к техническим решениям ГТД газоперекачивающего агрегата, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя с одновременным повышением компактности и снижением материало- и энергоемкости.The disadvantages of the known solutions include the increased structural complexity of the turbine, the insufficient design of the cooling system for the most heat-stressed sections of the turbine impeller, the failure to adapt specifically to the technical solutions of the gas turbine engine of a gas pumping unit, the difficulty of obtaining a compromise combination of increased values of efficiency and engine life, while increasing compactness and reducing material and energy intensity.
Задача, решаемая группой изобретений, объединенных единым творческим замыслом, состоит в повышении эффективности охлаждения элементов рабочего колеса ротора ТВД, ресурса и надежности турбины и двигателя в целом, используемого в составе газоперекачивающих агрегатов.The problem solved by the group of inventions, united by a single creative concept, is to increase the cooling efficiency of the elements of the impeller of the turbine engine rotor, the resource and reliability of the turbine and the engine as a whole used in the composition of gas pumping units.
Поставленная задача решается тем, что способе охлаждения ротора турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), согласно изобретению ротор ТВД охлаждают вторичным потоком воздуха из камеры сгорания (КС) газогенератора двигателя, имеющем температуру, более низкую температуры первичного потока рабочего тела из жаровой трубы КС, при этом поток воздуха на входе в тракт воздушного охлаждения ротора ТВД подают через совмещенный с указанным трактом входной узел тракта воздушного охлаждения соплового аппарата (СА) ТВД, а именно через входные отверстия в наружной полке СА поток воздуха направляют в снабженную открытым на проток дефлектором заднюю полость лопатки СА ТВД с пропуском при минимальном нагреве большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД, откуда через транзитную полость малой полки соплового блока СА и выходные патрубки внутреннего кольца СА охлаждающий воздух последовательно подают в две перекрестно ориентированные кольцевые конические полости узла аппарата закрутки воздуха, сопряженные конструктивно и по транзитному потоку воздуха тракта охлаждения ротора ТВД; на выходе из второй из указанных полостей охлаждающий воздух попадает в аппарат закрутки и через систему конфузорных цилиндроконических каналов - сопел, отклоненных в направлении к выходу из двигателя и в сторону вращения рабочего колеса ТВД, охлаждающий воздух поступает в кольцевой канал, образованный смежными стенками диска рабочего колеса ТВД и напорного диска, и далее под действием центробежных сил под напором воздух направляют в систему входных диффузорных каналов, выполненных в переходной зоне полотна и в ободе диска рабочего колеса по числу лопаток, размещенных в диске рабочего колеса ТВД с угловой частотой γл.=Nл./2π=(12,1÷17,2) [ед/рад], из которых воздух поступает в хвостовик лопаток, последовательно проходит участки канала тракта в замке, ножке и полке хвостовика, попадая в расположенный в передней части полости лопатки радиально ориентированный раздаточный коллектор, образованный передней частью спинки и корыта пера лопатки; в коллекторе охлаждающий воздух трансформируют в два потока фронтальный и тыльный в соотношении (1):(1,42÷1,94), при этом фронтальную часть потока направляют через радиально ориентированный ряд отверстий во внутренней разделительной стенке с шагом, превышающим диаметры отверстий не менее чем в 4,2 раза, тангенциальными струями подают в параллельно расположенный с коллектором и вписанный частью периметра во входную кромку пера лопатки фронтальный канал циклонного охлаждения кромки, где настильными струями охлаждают изнутри входную кромку и через другой ряд отверстий, выведенных в переднюю часть спинки пера лопатки с шагом превышающем диаметры отверстий не менее чем в 2,15 раза и с осями, отклоненными по потоку рабочего тела, охлаждающий воздух выводят из полости и выполняют настильное охлаждение снаружи спинки пера лопатки; а тыльная большая часть потока из раздаточного коллектора поступает во внутреннюю вихревую матрицу, примыкающую к коллектору, и охлаждает заднюю часть пера лопатки посредством встречно наклоненных ребер двух полуматриц, выполненных на внутренних поверхностях выходной части спинки и корыта пера лопатки, с образованием перекрестной решетки с углом ϕр.м., между осями каналов, определенным в диапазоне значений ϕр.м.=(1,12÷1,48) [рад]; из матрицы охлаждающий воздух преодолевает на выходе из полости лопатки турбулизатор, образованный не менее чем одним параллельным выходной кромке пера рядом направляющих ребер, пространственно отклоненных от оси двигателя для увеличения отбора избыточной теплоты, и через щель в выходной кромке пера отработанный воздух выходит в поток рабочего тела проточной части турбины.The problem is solved in that the method of cooling the rotor of a high pressure turbine (HPT) of a gas turbine engine (GTE) as part of a gas turbine installation (GTU) of a gas pumping unit (GPU), according to the invention, the rotor of a HPT is cooled by a secondary air stream from the combustion chamber (KS) of the engine gas generator, having a temperature lower than the temperature of the primary flow of the working fluid from the flame tube KS, while the air flow at the inlet to the air cooling path of the turbine engine rotor is fed through the input combined with the specified path the th node of the air cooling path of the nozzle apparatus (CA) of the turbine engine, namely, through the inlet openings in the outer shelf of the turbine engine, the air flow is directed to the rear cavity of the turbine engine blade provided with an open deflector, with a passage with minimal heating of most of the air flow to cool the turbine rotor, from where through the transit cavity of the small flange of the nozzle block CA and the outlet nozzles of the inner ring CA, cooling air is successively supplied to two cross-oriented annular conical cavities of the unit of the apparatus closed air ducks, coupled structurally and in transit air flow of the cooling path of the theater rotor; at the exit from the second of the indicated cavities, the cooling air enters the swirling apparatus and through the system of confuser cylinder-conical channels — nozzles deflected towards the engine exit and the direction of rotation of the turbine impeller, the cooling air enters the annular channel formed by the adjacent walls of the impeller disk The theater of operations and the pressure disk, and then under the action of centrifugal forces under pressure, the air is sent to the system of inlet diffuser channels made in the transition zone of the canvas and in the rim of the working disk by the number of blades placed in the disk of the impeller of the turbine engine with an angular frequency of γ l. = N l / 2π = (12.1 ÷ 17.2) [units / rad], from which air enters the shank of the blades, sequentially passes sections of the channel of the path in the lock, leg and shelf of the shank, falling into the radially oriented transfer case located in front of the blade cavity a collector formed by the front of the back and trough of the scapula feather; in the collector, the cooling air is transformed into two frontal and rear flows in the ratio (1) :( 1.42 ÷ 1.94), while the frontal part of the flow is directed through a radially oriented row of holes in the inner separation wall with a step exceeding the hole diameters of at least than 4.2 times, tangential jets are fed into the frontal channel of cyclone edge cooling, parallel to the collector and inscribed with a part of the perimeter into the inlet edge of the blade pen, where the inlet jets cool the inlet edge from the inside and Erez another series of holes, bred in the front part of the back of the blade with a pitch greater than the diameters of the openings is not less than 2.15 times and with axes deflected by the working fluid flow, the cooling air discharged from the cavity and operate the backrest plank cooling outside of the blade; and the back most of the flow from the distributor collector enters the internal vortex matrix adjacent to the collector and cools the back of the blade feather by means of the counter-inclined ribs of two half-matrices, made on the inner surfaces of the outlet part of the back and the trough of the blade feather, with the formation of a cross grating with an angle ϕ m between the axes of the channels, defined in the range of values ϕ r.m. = (1.12 ÷ 1.48) [rad]; from the matrix, cooling air overcomes at the outlet from the cavity of the blade of the turbulator formed by at least one parallel to the output edge of the pen near the guide ribs spatially deflected from the axis of the engine to increase the extraction of excess heat, and through the slot in the output edge of the pen the exhaust air enters the flow of the working fluid flow part of the turbine.
При этом в вихревой матрице ребра полуматрицы корыта пера лопатки могут выполнять с восхождением к выходу из матрицы оси каналов, образующей с базовой плоскостью в проекции на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, угол αр.к.л., определенный в диапазоне значений αр.к.л.=(0,66÷0,95) [рад], а в ответной полуматрице в спинке пера лопатки ребра в проекции на ту же осевую плоскость, совмещенную с осью лопатки, на угол αр.с.л., определенный в диапазоне значений αр.с.л.=(0,84÷1,26) [рад] с нисходящим к выходу из матрицы направлением.At the same time, in the vortex matrix, the ribs of the half-matrix of the trough of the feather blade can be performed with an ascent to the exit from the matrix of the channel axis, forming with the reference plane in the projection onto the conditional axial plane, combined with the radial axis of the blade, the angle α r.c.l. defined in the range of α r.c.l. = (0.66 ÷ 0.95) [rad], and in the reciprocal semi-matrix in the back of the pen of the blade of the blade are ribs in the projection onto the same axial plane, combined with the axis of the blade, at an angle α r.s. defined in the range of values α r.s. = (0.84 ÷ 1.26) [rad] with the direction descending to exit the matrix.
Поставленная задача в части ротора ТВД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению в процессе работы ГТД теплонапряженные элементы ротора ТВД охлаждают описанным выше способом.The problem in terms of the turbine engine rotor of a gas turbine engine as part of the gas turbine engine is solved by the fact that according to the invention, during the operation of the gas turbine engine, the heat-stressed elements of the turbine engine rotor are cooled as described above.
Поставленная задача в части лопатки ротора ТВД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА решается тем, что согласно изобретению лопатка выполнена полой, охлаждаемой, при этом в процессе работы ГТД лопатку ротора ТВД охлаждают описанным выше способом.The problem in terms of the rotor blades of the turbine engine rotor of a gas turbine engine as part of the gas turbine engine is solved by the fact that according to the invention, the blade is hollow, cooled, while during the operation of the gas turbine the turbine rotor blade is cooled as described above.
Поставленная задача решается также тем, что узел аппарата закрутки воздуха тракта воздушного охлаждения ротора ТВД газогенератора ГТД в составе ГТУ ГПА, согласно изобретению включает две последовательно перекрестно ориентированные кольцевые конические полости, сопряженные конструктивно и по транзитному потоку воздуха тракта охлаждения ротора ТВД, аппарат закрутки воздуха с системой конфузорных цилиндроконические каналов - сопел, выполненных с угловой частотой γс.а.з., определенной в диапазоне значений γс.а.з.=(4,62÷7,17) [ед/рад], а также образованный фронтальным напорным диском, разъемно соединенным с диском ротора через цилиндрический фланец, выполненный за одно целое с полотном в радиальной зоне, примыкающей к ободу диска, и образующий совместно с диском ротора кольцевой канал для подвода к входным каналам тракта охлаждения лопаток закрученного потока охлаждающего воздуха через конфузорные сопла аппарата закрутки, при этом сопла отклонены от оси двигателя в тыльную сторону по направлению потока рабочего тела в проекции на условную осевую плоскость двигателя, проведенную через двойную точку пересечения оси канала указанной плоскостью и касательной к окружности центров выходного контура каналов на угол ξ1к.а.з., определенный в диапазоне значений ξ1к.а.з.=(0,4440,62) [рад] и кроме того ось канала сопла отклонена в сторону вращения диска ТВД на угол ξ2к.а.з., образующий в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя, считая от вертикальной плоскости симметрии двигателя, определенный в диапазоне значений ξ2к.а.з.=(0,15÷0,21) [рад], а на выходе потока воздуха кольцевой канал сообщен с системой входных каналов тракта воздушного охлаждения лопаток, расположенных с частотой лопаток ротора непосредственно под замком каждой лопатки с диффузорным участком подачи воздуха в полость замка и через участок тракта, пересекающий внутри хвостовика ножку и полку лопатки, во внутреннюю полость пера лопатки.The problem is also solved by the fact that the node of the air swirling device of the air cooling path of the turbine engine rotor of the gas turbine engine gas turbine as part of the gas turbine engine of the gas turbine engine, according to the invention, includes two consecutive cross-oriented annular conical cavities conjugate structurally and through the air flow of the cooling path of the turbine rotor, air swirling apparatus with a system of confuser cylinder- conical channels - nozzles made with an angular frequency γ SAA defined in the range of values of γ SAA = (4.62 ÷ 7.17) [units / rad], as well as formed by the front pressure disk, detachably connected to the rotor disk through a cylindrical flange made in one piece with the blade in the radial zone adjacent to the disk rim, and forming together with a rotor disk, an annular channel for supplying swirling cooling air flow blades through the confluent nozzles of the swirling apparatus to the cooling duct blades, while the nozzles are deflected from the motor axis in the rear direction in the direction of flow of the working fluid in the projection onto the conditional axial plane engine bone drawn through the double point of intersection of the channel axis by the indicated plane and tangent to the circle of the centers of the output channel contour at an angle ξ 1 K.a. defined in the range of values ξ 1k.a.z. = (0.4440.62) [rad] and in addition, the axis of the nozzle channel is deflected in the direction of rotation of the HPT disk by an angle ξ 2 K.a.s. forming in projection onto a plane normal to the axis of the engine, counting from the vertical plane of symmetry of the engine, defined in the range of ξ 2k.a.z. = (0.15 ÷ 0.21) [rad], and at the outlet of the air flow, the annular channel is in communication with the system of input channels of the air cooling path of the blades located with the frequency of the rotor blades directly under the lock of each blade with a diffuser section of air supply to the lock cavity and through a section of the tract that intersects the leg and shelf of the scapula inside the shank into the internal cavity of the scapula pen.
При этом сопла аппарата закрутки могут быть выполнены с диаметром на входе, превышающим диаметр на выходе не менее чем на 22,5%.In this case, the nozzles of the swirling apparatus can be made with an inlet diameter exceeding the outlet diameter by at least 22.5%.
Первая из указанной пары конических полостей может быть ограждена двумя установленными соосно, полифункциональными усеченными коническими оболочками, имеющими общую кольцевую вершину и выполненными с разным наклоном образующих и величинами периметров раструбных торцов, разнесенных в осевом направлении двигателя с интервалом, достаточным для равнорадиусного опорного сопряжения с внутренним кольцом СА ТВД, причем внутренняя из указанных оболочек с меньшим раструбом снабжена системой пропускных отверстий тракта охлаждения ротора ТВД, а пара конических кольцевых оболочек, ограждающих другую из указанных коническую полость, перекрестно сопряженно смонтирована на внутренней оболочке первой пары с охватом кольцевого ряда пропускных отверстий тракта, и в зоне схождения к вершине непосредственно под свободным торцом напорного диска выполнена примыкающей к аппарату закрутки.The first of the indicated pair of conical cavities can be enclosed by two coaxially mounted, multifunctional truncated conical shells having a common annular apex and made with different inclination of the generators and perimeter values of the bell ends, spaced in the axial direction of the engine with an interval sufficient for equidistant support pairing with the inner ring CA TVD, and the inner of these shells with a smaller socket is equipped with a system of through holes in the cooling path of the TV rotor E, and a pair of conical annular shells enclosing the other of the conical cavity is cross-conjugate mounted on the inner shell of the first pair with the coverage of the annular row of passage openings of the tract, and in the zone of convergence to the top directly under the free end of the pressure disk a swirl is made adjacent to the apparatus.
Технический результат, достигаемый приведенной совокупностью признаков группы изобретений, объединенных единых творческих замыслом, состоит в повышении эффективности охлаждения ротора ТВД и лопатки рабочего колеса ротора ТВД за счет проработанности узла аппарата закрутки воздуха, подаваемого на охлаждение ротора ТВД и конструктивных аэродинамических параметров лопатки ротора ТВД, достигая тем самым расширения температурного диапазона эксплуатации лопаток и повышения эффективности охлаждения ротора ТВД в процессе работы двигателя, и как следствие, повышение надежности и ресурса турбины и двигателя в целом.The technical result achieved by the given set of features of the group of inventions, united by a single creative concept, is to increase the cooling efficiency of the theater rotor and the impeller blades of the theater rotor due to the sophistication of the air swirl unit supplied to cool the theater rotor and the aerodynamic design parameters of the theater rotor blade, reaching thereby expanding the temperature range of operation of the blades and increasing the cooling efficiency of the turbine rotor during the operation of the engine I, and as a result, increasing the reliability and resource of the turbine and the engine as a whole.
Сущность группы изобретений поясняется чертежами, где:The essence of the group of inventions is illustrated by drawings, where:
на фиг. 1 изображен турбина высокого давления с сопловым аппаратом ТВД, продольный разрез;in FIG. 1 shows a high-pressure turbine with a nozzle apparatus of a high-pressure engine, a longitudinal section;
на фиг. 2 - лопатка рабочего колеса ТВД, в аксонометрии;in FIG. 2 - the blade of the impeller of the theater, in a perspective view;
на фиг. 3 - лопатка рабочего колеса ТВД, продольный разрез;in FIG. 3 - the blade of the impeller of the theater, a longitudinal section;
на фиг. 4 - фрагмент аппарата закрутки с конфузорным соплом, поперечный разрез;in FIG. 4 is a fragment of a spin apparatus with a confuser nozzle, a cross section;
на фиг. 5 - лопатка рабочего колеса ТВД, поперечный разрез.in FIG. 5 - the blade of the impeller of the theater, a cross section.
Ротор турбины 1 высокого давления ГТД группы изобретений содержит рабочее колесо, включающее диск 2 и лопаточный венец с системой рабочих лопаток 3, размещенных с угловой частотой γл.=Nл./2π=(12,1÷17,2) [ед/рад], где Nл. - число лопаток в лопаточном венце рабочего колеса ТВД.The rotor of a high-
Диск 2 рабочего колеса выполнен в виде моноэлемента и включает ступицу 4 с центральным отверстием и полотно 5 с ободом 6. Вал РВД образован сочетанием выполненных за одно целое с диском консольных кольцевых элементов 7 и 8 для разъемного фланцевого соединения с валом 9 КВД и носком 10 задней опоры ТВД. Ротор ТВД включает фронтальный напорный диск 11, который разъемно соединен с диском 2 ротора через цилиндрический фланец 12, выполненный за одно целое с полотном 5 с фронтальной стороны последнего в радиальной зоне, примыкающей к ободу 6 диска 3. Напорный диск 11 образует совместно с диском 2 ротора кольцевой канал 13 для подвода потока охлаждающего воздуха из аппарата 14 закрутки воздуха к тракту воздушного охлаждения лопаток ТВД. Лопатка 3 рабочего колеса ротора ТНД содержит хвостовик 15 и перо 16 с выпукло-вогнутым профилем, образованным выпуклой спинкой 17 и вогнутым корытом 18, сопряженными входной и выходной кромками 19 и 20 соответственно.The
В способ охлаждения ротора турбины 1 высокого давления ротор ТВД охлаждают вторичным потоком воздуха из камеры сгорания 21 (КС) газогенератора двигателя, имеющем температуру, более низкую температуры первичного потока рабочего тела из жаровой трубы 22 КС.In the method of cooling the rotor of the
Поток воздуха на входе в тракт воздушного охлаждения ротора ТВД подают через совмещенный с указанным трактом входной узел 23 тракта воздушного охлаждения соплового аппарата 24 ТВД. Через входные отверстия в наружной полке 25 соплового аппарата 24 поток воздуха направляют в снабженную открытым на проток дефлектором заднюю полость сопловой лопатки 26 ТВД с пропуском при минимальном нагреве большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД.The air flow at the inlet to the air cooling path of the turbine engine rotor is supplied through the
Из полости сопловой лопатки 26 через транзитную полость 27 малой полки 28 соплового блока СА соплового аппарата 24 и выходные патрубки 29 внутреннего кольца 30 СА охлаждающий воздух последовательно подают в две перекрестно ориентированные кольцевые конические полости 31 и 32 узла аппарата 14 закрутки воздуха. Полости 31 и 32 выполняют сопряженными конструктивно и по транзитному потоку воздуха тракта охлаждения ротора ТВД. На выходе из второй полости 32 охлаждающий воздух попадает в аппарат 14 закрутки. Проходя через систему конфузорных каналов - сопел 33 аппарата 14 закрутки охлаждающий воздух поступает в кольцевой канал 13. Далее под действием центробежных сил под напором воздух направляют в систему диффузорных входных каналов 34, выполненных в переходной зоне полотна 5 и в ободе 6 диска 2 рабочего колеса по числу лопаток 3. Из входных каналов 24 воздух поступает в хвостовик 20 лопаток, последовательно проходит участки тракта в елочном замке 35, ножке 36 и полке 37 хвостовика 20, попадая в расположенный в передней части полости лопатки радиально ориентированный раздаточный коллектор 38, образованный передней частью спинки 17 и корыта 18 пера лопатки. В коллекторе 38 охлаждающий воздух трансформируют в два потока фронтальный и тыльный в соотношении (1):(1,42÷1,94).From the cavity of the
Фронтальную часть потока направляют через радиально ориентированный ряд отверстий 39 во внутренней разделительной стенке 40 с шагом, превышающим диаметры отверстий не менее чем в 4,2 раза, тангенциальными струями подают во фронтальный канал 41 циклонного охлаждения, параллельно расположенный с коллектором 38 и вписанный частью периметра во входную кромку 19 пера лопатки. В канале 41 настильными струями охлаждают изнутри входную кромку 19 и через другой ряд отверстий 42, выведенных в переднюю часть спинки 17 пера лопатки с шагом, превышающем диаметры отверстий не менее чем в 2,15 раза и с осями, отклоненными по потоку рабочего тела, охлаждающий воздух выводят из полости и выполняют настильное охлаждение снаружи спинки 17 пера лопатки.The frontal part of the flow is directed through a radially oriented row of
Тыльная большая часть потока охлаждающего воздуха из раздаточного коллектора 38 поступает во внутреннюю вихревую матрицу 43, примыкающую к коллектору 38, и охлаждает заднюю часть пера лопатки посредством встречно наклоненных ребер 44 и 45 двух полуматриц. Ребра 44 и 45 выполнены на внутренних поверхностях выходной части спинки 17 и корыта 18 пера лопатки, с образованием перекрестной решетки с углом ϕр.м., между осями каналов, определенным в диапазоне значений ϕр.м.=(1,12÷1,48) [рад]. Из матрицы 43 охлаждающий воздух преодолевает на выходе из полости лопатки турбулизатор 46. Турбулизатор 46 образован не менее чем одним параллельным выходной кромке 20 пера рядом направляющих ребер 47, пространственно отклоненных от оси двигателя для увеличения отбора избыточной Теплоты, и через щель 48 в выходной кромке 20 пера отработанный воздух выходит в поток рабочего тела проточной части турбины. Ребра 45 полуматрицы корыта 19 выполняют с восхождением к выходу из матрицы 43 оси каналов образующей относительно базовой плоскости в проекции на условную осевую плоскость, совмещенную с радиальной осью лопатки, на угол αр.к.л., определенный в диапазоне значений αр.к.л.=(0,66÷0,95) [рад]. В ответной полуматрице в спинке 18 пера 16 лопатки ребра 44 в проекции на ту же осевую плоскость, совмещенную с осью лопатки, наклонены на угол αр.с.л., определенный в диапазоне значений αр.с.л.=(0,84÷1,26) [рад] и выполнены с нисходящим к выходу из матрицы направлением.The bulk of the cooling air stream from the
В процессе работы ГТД теплонапряженные элементы ротора ТВД охлаждают описанным выше способом.During the operation of the gas turbine engine, the heat-stressed elements of the turbine engine rotor are cooled as described above.
Лопатка ротора ТВД газотурбинного двигателя выполнена полой, охлаждаемой. При этом в процессе работы ГТД лопатку ротора ТВД охлаждают описанным выше способом.The blade of the turbine engine rotor of a gas turbine engine is hollow, cooled. At the same time, during the operation of the gas turbine engine, the turbine rotor blade is cooled as described above.
Узел аппарата 14 закрутки воздуха тракта воздушного охлаждения ротора ТВД включает две последовательно перекрестно ориентированные кольцевые конические полости 31 и 32, аппарат 14 закрутки воздуха с системой конфузорных цилиндроконических сопел 33 и кольцевой канал 19 для подвода к входным каналам 34 тракта охлаждения лопаток потока охлаждающего воздуха через конфузорные сопла 33 аппарата закрутки, выполненные с угловой частотой γс.а.з., определенной в диапазоне значений γс.а.з.=(4,62÷7,17) [ед/рад].The assembly of the
Сопла 33 аппарата закрутки отклонены в направлении к выходу из двигателя и в сторону вращения рабочего колеса ТВД. Сопла отклонены от оси двигателя в тыльную сторону по направлению потока рабочего тела в проекции на условную осевую плоскость двигателя, проведенную через двойную точку пересечения оси канала указанной плоскостью и касательной к окружности центров выходного контура каналов на угол ξ1к.а.з., определенный в диапазоне значений ξ1к.а.з.=(0,44÷0,62) [рад]. Ось канала сопла отклонена в сторону вращения диска ТВД на угол ξ2к.а.з., образующий в проекции на плоскость, нормальную к оси двигателя, считая от вертикальной плоскости симметрии двигателя, определенный в диапазоне значений ξ2к.а.з.=(0,15÷0,21) [рад]. При этом конфузорные сопла 33 аппарата 14 закрутки выполнены с диаметром на входе, превышающим диаметр на выходе не менее чем на 22,5%.The
На выходе потока воздуха кольцевой канал аппарата закрутки сообщен с системой входных каналов 34 тракта воздушного охлаждения лопаток, расположенных с частотой лопаток ротора непосредственно под замком 35 каждой лопатки с диффузорным вводом воздуха в полость замка 35 и через участок тракта, пересекающий внутри хвостовика ножку 36 и полку 37 лопатки, во внутреннюю полость пера лопатки.At the outlet of the air flow, the annular channel of the swirling apparatus is in communication with the system of
Коническая полость 31 узла аппарата 14 закрутки воздуха ограждена двумя установленными соосно, полифункциональными усеченными коническими оболочками 49 и 50, имеющими общую кольцевую вершину. Конические оболочки 49 и 50 выполненными с разным наклоном образующих и величинами периметров раструбных торцов, разнесенных в осевом направлении двигателя с интервалом, достаточным для равнорадиусного опорного сопряжения с внутренним кольцом 30 СА ТВД. Внутренняя оболочка 50 с меньшим раструбом снабжена системой пропускных отверстий 51 транзитного тракта охлаждения ротора ТВД. Коническая полость 32 ограждена другой парой конических кольцевых оболочек 52 и 53, перекрестно сопряженно смонтирована на внутренней оболочке 50 первой пары с охватом кольцевого ряда пропускных отверстий 51 тракта. В зоне схождения к вершине непосредственно под свободным торцом 54 напорного диска 11 коническая полость 32 выполнена примыкающей к аппарату 14 закрутки.The
Таким образом, за счет проработанности узла аппарата закрутки подаваемого на охлаждение ротора ТВД воздуха, снабженного цилиндроническими сопла с заявленными количеством сопел и параметрами их конфузорности и пространственных углов наклона в аппарате, достигают повышение эффективности охлаждения ротора. Выход за пределы интервала в большую или меньшую сторону приводит к неоправданному снижению эффективности работы аппарата закрутки за счет снижения подачи охлаждаемого воздуха в лопатки при резком росте аэродинамического сопротивления воздуха, подаваемого ко входу в каналы тракта охлаждения лопаток. Технический результат достигают также за счет разделения потока охлаждающего воздуха в раздаточном коллекторе полости лопатки на два части, первую из которых подают в циклонный канал охлаждения входной кромки, где настильными струями охлаждают изнутри входную кромку с последующим вывода воздуха из полости лопатки через отверстий в спинке пера, осуществляя настильное охлаждение снаружи спинки пера лопатки. Вторая большая часть потока воздуха из раздаточного коллектора поступает во внутреннюю вихревую матрицу, выполненную из встречно наклоненных ребер двух полуматриц, выполненных на спинки и корыте пера лопатки, с образованием перекрестной решетки с наклоном ребер матрицы в заявленном диапазоне. Выход за пределы интервала наклона ребер матрицы в большую или меньшую сторону приводит к резкому снижению эффективности охлаждения лопатки, либо к увеличению необходимого расхода воздуха. Охлаждая заднюю часть пера лопатки воздух поступает в дополнительный турбулизатор и через щель в выходной кромке пера отработанный воздух выходит в поток рабочего тела проточной части турбины, чем достигают расширения температурного диапазона эксплуатации лопаток и повышения эффективности охлаждения ротора ТВД в процессе работы двигателя.Thus, due to the elaboration of the unit of the apparatus for swirling the air supplied to the cooling of the turbine rotor, equipped with cylindrical nozzles with the stated number of nozzles and the parameters of their confusivity and spatial tilt angles in the apparatus, they increase the cooling efficiency of the rotor. Exceeding the interval to a greater or lesser extent leads to an unjustified decrease in the efficiency of the swirling apparatus due to a decrease in the supply of cooled air to the blades with a sharp increase in the aerodynamic resistance of the air supplied to the entrance to the channels of the cooling channel of the blades. The technical result is also achieved by dividing the flow of cooling air in the distributor manifold of the vane cavity into two parts, the first of which is fed into the cyclone cooling channel of the inlet edge, where the inlet edge is cooled by internal jets with subsequent jets, followed by air outlet from the vane cavity through the holes in the back of the pen, carrying out surface cooling from the back of the feather blade. The second most part of the air flow from the distributor manifold enters the internal vortex matrix made of counter-inclined ribs of two half-matrices made on the backs and trough of the feather blade, with the formation of a cross lattice with the inclination of the matrix ribs in the claimed range. Going beyond the range of inclination of the ribs of the matrix in a greater or lesser direction leads to a sharp decrease in the cooling efficiency of the blade, or to increase the required air flow. Cooling the back of the blade feather, the air enters the additional turbulator and through the slot in the outlet edge of the feather, the exhaust air enters the flow of the working fluid of the turbine flowing part, thereby expanding the temperature range of operation of the blades and increasing the cooling efficiency of the turbine rotor during engine operation.
Охлаждают ротор ТВД газотурбинного двигателя следующим образом. В процессе работы ГТД охлаждающий воздух поступает из камеры сгорания 21 газогенератора двигателя. Поток воздуха на входе в тракт воздушного охлаждения ротора ТВД подают через входной узел 23 тракта воздушного охлаждения соплового аппарата 24 ТВД и направляют в заднюю полость сопловой лопатки 26 ТВД с пропуском при минимальном нагреве большей части потока воздуха для охлаждения ротора ТВД. Из полости сопловой лопатки 26 через транзитную полость 27 и выходные патрубки 29 внутреннего кольца 30 СА охлаждающий воздух последовательно подают в две конические полости 31 и 32. На выходе из второй полости 32 охлаждающий воздух попадает в аппарат 14 закрутки. Проходя через систему сопел 33 аппарата 14 закрутки охлаждающий воздух поступает в кольцевой канал 13. Далее под действием центробежных сил под напором воздух направляют в систему диффузорных входных каналов 34, из которых поступает в хвостовик 20 лопаток, последовательно проходит участки тракта в елочном замке 35, ножке 36 и полке 37 хвостовика 20, попадая в раздаточный коллектор 38. В коллекторе 38 фронтальную часть потока охлаждающий воздух направляют через ряд отверстий 39 в разделительной стенке 40 и тангенциальными струями подают во фронтальный канал 41 циклонного охлаждения входной кромки 19 пера лопатки. В канале 41 настильными струями охлаждают изнутри входную кромку 19 и через другой ряд отверстий 42 в спинке 17 пера лопатки воздух выводят из полости и выполняют настильное охлаждение снаружи спинки 17 пера лопатки. Тыльная большая часть потока охлаждающего воздуха из раздаточного коллектора 38 поступает во внутреннюю вихревую матрицу 43, охлаждая заднюю часть пера лопатки. Из матрицы 43 охлаждающий воздух преодолевает на выходе из полости лопатки турбулизатор 46 и через щель 48 в выходной кромке 20 пера отработанный воздух выходит в поток рабочего тела проточной части турбины.Cool the rotor of the turbine engine of a gas turbine engine as follows. During the operation of the gas turbine engine, cooling air enters from the
Таким образом, за счет улучшения конструктивных и аэродинамических параметров элементов ротора ТВД достигают повышение эффективности охлаждения теплонапряженных элементов ТВД, надежности и ресурса ТВД и двигателя в целом, используемого в составе ГТУ ГПА, в том числе на компрессорных станциях нефтегазовой и энергетической промышленности.Thus, by improving the structural and aerodynamic parameters of the elements of the turbine engine rotor, they achieve an increase in the cooling efficiency of heat-stressed elements of the turbine engine, the reliability and service life of the turbine engine and the engine as a whole used in the gas turbine engine, including at compressor stations in the oil and gas and energy industries.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018124613A RU2684298C1 (en) | 2018-07-05 | 2018-07-05 | Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018124613A RU2684298C1 (en) | 2018-07-05 | 2018-07-05 | Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2684298C1 true RU2684298C1 (en) | 2019-04-05 |
Family
ID=66089867
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018124613A RU2684298C1 (en) | 2018-07-05 | 2018-07-05 | Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2684298C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2761488C1 (en) * | 2021-04-09 | 2021-12-08 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Dual-cycle turbine rotor cooling system |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3628880A (en) * | 1969-12-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Vane assembly and temperature control arrangement |
| GB2159585A (en) * | 1984-05-24 | 1985-12-04 | Gen Electric | Turbine blade |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2362020C1 (en) * | 2008-01-15 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Turbomachine cooled blade |
| RU2614453C1 (en) * | 2015-12-24 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled high-pressure turbine |
| RU2614909C1 (en) * | 2015-12-17 | 2017-03-30 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled high-pressure turbine |
-
2018
- 2018-07-05 RU RU2018124613A patent/RU2684298C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3628880A (en) * | 1969-12-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Vane assembly and temperature control arrangement |
| GB2159585A (en) * | 1984-05-24 | 1985-12-04 | Gen Electric | Turbine blade |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2362020C1 (en) * | 2008-01-15 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Turbomachine cooled blade |
| RU2614909C1 (en) * | 2015-12-17 | 2017-03-30 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled high-pressure turbine |
| RU2614453C1 (en) * | 2015-12-24 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled high-pressure turbine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2761488C1 (en) * | 2021-04-09 | 2021-12-08 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Dual-cycle turbine rotor cooling system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3602605A (en) | Cooling system for a gas turbine | |
| CA2690431C (en) | Fuel nozzle providing shaped fuel spray | |
| JP3977797B2 (en) | Combustor inlet diffuser with boundary layer blowing | |
| EP2899370B1 (en) | Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof | |
| CN111441828A (en) | Engine turbine disc cavity structure with prewhirl nozzle and flow guide disc | |
| CN107191971A (en) | Classification fuel and air ejector in the combustion system of combustion gas turbine | |
| JPH1113405A (en) | Turbine stationary blade segment having front edge collisional cooling circuit | |
| JP6805355B2 (en) | Swirler, combustor assembly and gas turbine with improved fuel / air mixing | |
| JPH0674754B2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2704511C2 (en) | High pressure nozzle vane blade comprising insert with variable geometry | |
| CN103842728B (en) | For the toroidal combustion chamber of turbogenerator | |
| CN107191275A (en) | Classification fuel and air ejector in the combustion system of combustion gas turbine | |
| CN106247404A (en) | There is membranae praeformativa air blast (PAB) guide of annular splitter | |
| EP3214271A1 (en) | Rotor blade trailing edge cooling | |
| CN107023391B (en) | Compressor for gas-turbine unit | |
| RU2684298C1 (en) | Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor | |
| CN107636290A (en) | Include the turbogenerator of the lobe shape blender with wind-powered waterwheel | |
| EP2385219A2 (en) | Diffuser for gas turbine system between compressor exit and combustor inlet | |
| CN104285039A (en) | Turbine airfoil trailing edge bifurcated cooling holes | |
| WO1991008421A1 (en) | Combustion apparatus and method for a turbine engine | |
| US20200102840A1 (en) | Turbine blade | |
| US11143201B2 (en) | Impeller tip cavity | |
| RU2683053C1 (en) | High-pressure turbine (hpt) nozzle apparatus of gas turbine engine (options), nozzle crown of hpt and hpt nozzle apparatus blade | |
| RU2691868C1 (en) | High-pressure turbine rotor of a gas turbine engine (versions) | |
| EP3348906A1 (en) | Gas turbine fuel injector |