RU2761488C1 - Dual-cycle turbine rotor cooling system - Google Patents

Dual-cycle turbine rotor cooling system Download PDF

Info

Publication number
RU2761488C1
RU2761488C1 RU2021109881A RU2021109881A RU2761488C1 RU 2761488 C1 RU2761488 C1 RU 2761488C1 RU 2021109881 A RU2021109881 A RU 2021109881A RU 2021109881 A RU2021109881 A RU 2021109881A RU 2761488 C1 RU2761488 C1 RU 2761488C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
channels
outlet
blade
annular cavity
Prior art date
Application number
RU2021109881A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Акакий Арташевич Церетели
Юрий Иванович Фоломейкин
Александр Владимирович Мартынов
Андрей Александрович Ельшин
Original Assignee
Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2021109881A priority Critical patent/RU2761488C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2761488C1 publication Critical patent/RU2761488C1/en

Links

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
    • 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
    • F01D5/181—Blades having a closed internal cavity containing a cooling medium, e.g. sodium

Abstract

FIELD: mechanical engineering.
SUBSTANCE: invention relates to dual-cycle turbine rotor cooling systems and can be used in the manufacture of high-temperature turbines of gas turbine engines. The dual-cycle cooling system of the turbine rotor contains working blades, each of which has corresponding channels, an annular twisting device with nozzles for intermittent supply of cooling air to the channels of the blades, external and internal annular cavities, a turbine impeller disk and a cover disk with through holes, and a labyrinth seal limiting the outer annular cavity. The entrance of the outer annular cavity is connected to the air cavity of the combustion chamber, and the exit is connected to the entrance of the annular twisting device, the nozzles of the latter are connected to the channels of the blades. The system is equipped with a pneumatic channel, the inlet of which is connected to the flow part of the compressor, and the outlet via through holes in the cover disk is connected to the entrance to the inner cavity, additional through pneumatic channels made in the turbine rotor disk, the inlet of each of which is connected to the outlet of the inner annular cavity, and the outlet is connected to the channels of the blades, and a throttle to ensure the required air flow, installed in the pneumatic channel.
EFFECT: increase in the efficiency of the system by combining critical and noncritical flow cooling schemes in the blade.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к двухконтурным системам охлаждения ротора турбины и может найти применение при изготовлении высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.The invention relates to aircraft engine building, namely to two-circuit turbine rotor cooling systems and can be used in the manufacture of high-temperature turbines for gas turbine engines.

Возможность реализации перспективных параметров газотурбинных двигателей существенно зависит от работоспособности рабочих лопаток высокотемпературной турбины. Охлаждение рабочих лопаток осуществляется в условиях повышающейся температуры газа, росте температуры охлаждающего воздуха, нарастании силовой напряженности и ограничений расхода воздуха. Особое внимание уделяется возможности оптимизации системы охлаждения, которая обеспечивала бы необходимый температурный режим на взлетном режиме и снижение расхода воздуха на крейсерских режимах. Наиболее перспективным в настоящее время является струйная двухконтурная система охлаждения, представляющая собой сочетание в одной лопатке низкоперепадной и высокоперепадной схем охлаждения.The possibility of realizing the promising parameters of gas turbine engines substantially depends on the operability of the high-temperature turbine rotor blades. The cooling of the rotor blades is carried out under the conditions of an increasing gas temperature, an increase in the temperature of the cooling air, an increase in force tension and restrictions on the air flow rate. Particular attention is paid to the possibility of optimizing the cooling system, which would provide the required temperature regime during takeoff and reduce air consumption during cruising. The most promising at present is a dual-circuit jet cooling system, which is a combination of low-differential and high-differential cooling schemes in one blade.

Известна система охлаждения ротора турбины, включающая рабочие лопатки, в каждой из которых выполнен соответственно центральный гладкий канал пера лопатки, кольцевое закручивающее пневматическое устройство, расположенное на статоре напротив турбины с расположенными по окружности соплами, предназначенными для прерывистого подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки, воздушную полость, расположенную в камере сгорания и сообщенную при помощи соответствующего канала с кольцевым закручивающим пневматическим устройством (патент RU 2562361, 2015 г.). В известном техническом решении в результате периодического движения ударных волн из сопел закручивающего пневматического устройства в каналах рабочих лопаток возбуждаются вынужденные колебания охлаждающего воздуха с частотой, определяемой условиями резонанса, что позволяет интенсифицировать процесс теплообмена между лопатками и охлаждающим воздухом, обеспечивая при этом экономичность газотурбинного двигателя. Известное техническое решение реализует схема струйного низкоперепадного охлаждения. Недостатком известного технического решения являются ограниченные технические возможности, заключающиеся в том, что система не предназначена для охлаждения многоканальных рабочих лопаток.Known is a turbine rotor cooling system, which includes rotor blades, each of which has a central smooth channel of the blade airfoil, an annular swirling pneumatic device located on the stator opposite the turbine with circular nozzles designed for intermittent supply of cooling air to the channels of each blade, air a cavity located in the combustion chamber and communicated by means of a corresponding channel with an annular swirling pneumatic device (patent RU 2562361, 2015). In the known technical solution, as a result of the periodic movement of shock waves from the nozzles of the swirling pneumatic device, forced oscillations of the cooling air with a frequency determined by the resonance conditions are excited in the channels of the rotor blades, which makes it possible to intensify the process of heat exchange between the blades and the cooling air, while ensuring the efficiency of the gas turbine engine. The known technical solution implements the scheme of jet low-drop cooling. The disadvantage of the known technical solution is the limited technical capabilities, which consists in the fact that the system is not designed for cooling multichannel rotor blades.

Известна двухконтурная система охлаждения ротора турбины, включающая рабочие лопатки, в каждой из которых выполнены соответственно каналы входной и выходной кромок и центральный канал, кольцевое закручивающее пневматическое устройство со средствами передачи вихревого потока охлаждающего воздуха, предназначенными для подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки, кольцевую полость, образованную статором и роторной частью между компрессором и турбиной, внутренний кольцевой канал, образованный диском рабочего колеса турбины и покрывным кольцевым элементом, и по крайней мере одно лабиринтное уплотнение, установленное на покрывном диске и ограничивающее внешнюю кольцевую полость (патент US 3635586, 1972 г.). В известном техническом решении входы кольцевой полости и внутреннего кольцевого канала сообщены с выходами соответствующих средств передачи потока закручивающего пневматического устройства, а выходы кольцевой полости и внутреннего кольцевого канала сообщены с соответствующими каналами рабочих лопаток. Охлаждающий воздух высокого давления отбирается из компрессора, по соответствующему каналу поступает в закручивающее пневматическое устройство, после выхода из которого разделяется на два потока. Первый поток поступает в центральный канал лопатки, а второй - в каналы входной и выходной кромок.A double-circuit turbine rotor cooling system is known, including rotor blades, each of which has channels of the inlet and outlet edges and a central channel, respectively, an annular swirling pneumatic device with means for transmitting a vortex flow of cooling air, designed to supply cooling air to the channels of each blade, an annular cavity formed by the stator and the rotor part between the compressor and the turbine, an inner annular channel formed by the turbine impeller disk and the covering annular element, and at least one labyrinth seal installed on the covering disk and defining the outer annular cavity (US patent 3635586, 1972. ). In the known technical solution, the inputs of the annular cavity and the inner annular channel are communicated with the outputs of the corresponding means for transmitting the flow of the swirling pneumatic device, and the outputs of the annular cavity and the inner annular channel are communicated with the corresponding channels of the rotor blades. High-pressure cooling air is taken from the compressor, through the corresponding channel it enters the swirling pneumatic device, after leaving which it is divided into two streams. The first flow enters the central channel of the blade, and the second flows into the channels of the inlet and outlet edges.

Недостатком известного технического решения является выполнение соответствующих средств передачи вихревого потока охлаждающего воздуха для каналов входной и выходной кромок и для центральных каналов лопаток, разделяющих охлаждающий воздух на два потока, что усложняет конструкцию системы.The disadvantage of the known technical solution is the implementation of appropriate means for transmitting a vortex flow of cooling air for the channels of the inlet and outlet edges and for the central channels of the blades dividing the cooling air into two streams, which complicates the design of the system.

Известна двухконтурная система охлаждения ротора турбины, включающая рабочие лопатки, в каждой из которых выполнены соответственно каналы входной и выходной кромок и центральный канал, кольцевое закручивающее пневматическое устройство со средствами передачи вихревого потока охлаждающего воздуха, предназначенными для подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки, кольцевую полость, образованную статором и роторной частью между компрессором и турбиной, и по крайней мере одно лабиринтное уплотнение, ограничивающее кольцевую полость, и сквозные каналы, выполненные в диске ротора турбины, вход каждого из которых сообщен с выходом кольцевой полости, а выход - с каналами каждой лопатки (Jet Engine Design: Turbine Cooling, Aerodynamics Technology, May 1, 2013). В известном техническом решении охлаждающий воздух высокого давления отбирается из компрессора по соответствующему каналу и на выходе разделяется на два потока. Первый поток поступает в закручивающее пневматическое устройство после выхода из которого через кольцевую полость и сквозные каналы в диске ротора турбины поступает в каналы входной и выходной кромок и центральный канал. Второй поток направляется на охлаждение внешней поверхности диска ротора турбины.A double-circuit turbine rotor cooling system is known, including rotor blades, each of which has channels of the inlet and outlet edges and a central channel, respectively, an annular swirling pneumatic device with means for transmitting a vortex flow of cooling air, designed to supply cooling air to the channels of each blade, an annular cavity formed by the stator and the rotor part between the compressor and the turbine, and at least one labyrinth seal defining the annular cavity, and through channels made in the turbine rotor disk, the inlet of each of which communicates with the outlet of the annular cavity, and the outlet with the channels of each blade (Jet Engine Design: Turbine Cooling, Aerodynamics Technology, May 1, 2013). In the known technical solution, high-pressure cooling air is taken from the compressor through a corresponding channel and at the outlet is divided into two streams. The first flow enters the swirling pneumatic device after leaving which through the annular cavity and through channels in the turbine rotor disk it enters the channels of the inlet and outlet edges and the central channel. The second stream is directed to cooling the outer surface of the turbine rotor disc.

Наиболее близкой по технической сущности и назначению к предлагаемому изобретению является двухконтурная система охлаждения ротора турбины, включающая рабочие лопатки, в каждой из которых выполнены соответственно канал входной кромки, канал выходной кромки и центральный канал пера лопатки, кольцевое закручивающее пневматическое устройство с расположенными по окружности соплами, предназначенными для прерывистого подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки, внешнюю кольцевую полость, образованную статором и роторной частью между компрессором и турбиной, внутреннюю кольцевую полость, образованную диском рабочего колеса турбины и покрывным диском с выполненными в нем по окружности сквозными отверстиями, и по крайней мере одно лабиринтное уплотнение, установленное на покрывном диске и ограничивающее внешнюю кольцевую полость (патент RU 2443869, 2012 г.). В известном техническом решении система снабжена холодильником, сообщенным при помощи пневмопривода с проточной частью двигателя, расположенной за компрессором. Выход холодильника сообщен соответственно с внешней кольцевой полостью и с кольцевым закручивающим устройством. При этом подача охлаждающего воздуха во входные кромки лопаток осуществляется через телескопические трубчатые пневмопроводы, а лабиринтное уплотнение установлено с определенным зазором для гарантированного пропуска расчетного количества воздуха.The closest in technical essence and purpose to the proposed invention is a two-circuit turbine rotor cooling system, which includes rotor blades, each of which has a leading edge channel, a trailing edge channel and a central channel of the blade airfoil, an annular swirling pneumatic device with nozzles located around the circumference, designed for intermittent supply of cooling air to the channels of each blade, the outer annular cavity formed by the stator and the rotor part between the compressor and the turbine, the inner annular cavity formed by the turbine impeller disk and the cover disk with through holes made in it around the circumference, and at least one labyrinth seal installed on the cover disk and defining the outer annular cavity (patent RU 2443869, 2012). In the known technical solution, the system is equipped with a refrigerator communicated by means of a pneumatic drive with the engine flow path located behind the compressor. The outlet of the refrigerator communicates with the outer annular cavity and with the annular swirling device, respectively. In this case, the supply of cooling air to the leading edges of the blades is carried out through telescopic tubular pneumatic lines, and the labyrinth seal is installed with a certain gap to ensure the passage of the calculated amount of air.

Общим существенным недостатком указанных выше известных технических решений является реализация высокоперепадной схемы охлаждения, что снижает эффективность работы системы, поскольку использование воздуха высокого давления повышает расходы энергии на сжатие воздуха.A common significant disadvantage of the above-mentioned known technical solutions is the implementation of a high-differential cooling scheme, which reduces the efficiency of the system, since the use of high-pressure air increases the energy consumption for air compression.

Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно в разработке двухконтурной системы охлаждения ротора турбины, обеспечивающей повышение эффективности работы системы за счет сочетания в лопатке низкоперепадной и высокоперепадной схем охлаждения.The technical problem solved by the claimed invention consists in expanding the arsenal of technical means, namely in the development of a two-circuit turbine rotor cooling system, which improves the efficiency of the system due to the combination of low-differential and high-differential cooling schemes in the blade.

Технический результат, достигаемый при реализации настоящего изобретения, заключается в реализации его назначения, т.е. в создании двухконтурной системы охлаждения ротора турбины, обеспечивающей повышение эффективности работы системы за счет сочетания в лопатке низкоперепадной и высокоперепадной схем охлаждения.The technical result achieved by the implementation of the present invention consists in the implementation of its purpose, i.e. in the creation of a two-circuit turbine rotor cooling system, which improves the efficiency of the system due to the combination of low-differential and high-differential cooling schemes in the blade.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что в двухконтурной системе охлаждения ротора турбины, содержащей рабочие лопатки, в каждой из которых выполнены соответственно канал входной кромки, канал выходной кромки и центральный канал пера лопатки, кольцевое закручивающее пневматическое устройство с расположенными по окружности соплами, предназначенными для прерывистого подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки, внешнюю кольцевую полость, образованную статором и роторной частью между компрессором и турбиной, внутреннюю кольцевую полость, образованную диском рабочего колеса турбины и покрывным диском с выполненными в нем по окружности сквозными отверстиями, и по крайней мере одно лабиринтное уплотнение, установленное на покрывном диске и ограничивающее внешнюю кольцевую полость, согласно предлагаемому изобретению вход внешней кольцевой полости сообщен с воздушной полостью камеры сгорания, а выход - со входом кольцевого закручивающего пневматического устройства, сопла последнего сообщены с каналом входной кромки и центральным каналом пера каждой лопатки, а система снабжена пневмоканалом, вход которого сообщен с проточной частью компрессора, а выход через сквозные отверстия в покрывном диске со входом во внутреннюю полость, дополнительными сквозными пневмоканалами, выполненными в диске ротора турбины, вход каждого из которых сообщен с выходом внутренней кольцевой полости, а выход - с каналом выходной кромки каждой лопатки, и дросселем, предназначенным для обеспечения требуемого расхода воздуха и установленного в пневмоканале.The claimed technical result is achieved due to the fact that in a two-circuit turbine rotor cooling system containing rotor blades, each of which has a leading edge channel, a trailing edge channel and a central channel of the blade airfoil, an annular swirling pneumatic device with nozzles located around the circumference, designed for intermittent supply of cooling air to the channels of each blade, the outer annular cavity formed by the stator and the rotor part between the compressor and the turbine, the inner annular cavity formed by the turbine impeller disk and the cover disk with through holes made in it along the circumference, and at least one labyrinth seal mounted on the cover disk and bounding the outer annular cavity, according to the invention, the inlet of the outer annular cavity is in communication with the air cavity of the combustion chamber, and the outlet is in communication with the inlet of the annular swirling pneumatic device a, the nozzles of the latter are communicated with the channel of the entrance edge and the central channel of the airfoil of each blade, and the system is equipped with a pneumatic channel, the entrance of which is communicated with the flow path of the compressor, and the exit through the through holes in the cover disk with the entrance to the inner cavity, with additional through pneumatic channels made in the disk turbine rotor, the inlet of each of which is in communication with the outlet of the inner annular cavity, and the outlet - with the channel of the trailing edge of each blade, and a throttle designed to provide the required air flow rate and installed in the pneumatic channel.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как:These essential features provide a solution to the technical problem posed with the achievement of the claimed technical result, since:

- сообщение входа внешней кольцевой полости с воздушной полостью камеры сгорания, а выхода - со входом кольцевого закручивающего пневматического устройства, сопла которого сообщены с каналом входной кромки и центральным каналом пера каждой лопатки обеспечивает реализацию в лопатке высокоперепадной схемы охлаждения;- communication of the inlet of the outer annular cavity with the air cavity of the combustion chamber, and the outlet - with the inlet of the annular swirling pneumatic device, the nozzles of which are connected with the channel of the inlet edge and the central channel of the airfoil of each blade ensures the implementation of a high-differential cooling scheme in the blade;

- снабжение системы пневмоканалом, вход которого сообщен с проточной частью компрессора, а выход через сквозные отверстия в покрывном диске со входом во внутреннюю полость и дополнительными сквозными пневмоканалами, выполненными в диске ротора турбины, вход каждого из которых сообщен с выходом внутренней кольцевой полости, а выход - с каналом выходной кромки каждой лопатки обеспечивает реализацию в лопатке низкоперепадной схемы охлаждения;- supplying the system with a pneumatic channel, the inlet of which is in communication with the flow path of the compressor, and the outlet through the through holes in the cover disk with the entrance to the inner cavity and additional through pneumatic channels made in the turbine rotor disk, the inlet of each of which is in communication with the outlet of the inner annular cavity, and the outlet - with a channel of the trailing edge of each blade ensures the implementation of a low-drop cooling scheme in the blade;

- снабжение системы дросселем, установленным в пневмоканале обеспечивает возможность регулирования расчетного количества требуемого расхода охлаждающего воздуха.- supplying the system with a throttle installed in the pneumatic channel makes it possible to regulate the calculated amount of the required cooling air flow.

Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием со ссылкой на иллюстрации, где:The present invention is illustrated by the following detailed description with reference to illustrations, where:

- на фигуре 1 представлено поперечное сечение А - А рабочей лопатки на фиг. 2;- Figure 1 shows a cross-section A - A of the rotor blade in Fig. 2;

- на фигуре 2 представлена схема выполнения двухконтурной системы охлаждения ротора турбины;- figure 2 shows a diagram of a two-circuit turbine rotor cooling system;

- на фигуре 3 представлен вид Б на фиг. 2.- Fig. 3 shows a view B in Fig. 2.

На фигурах 1-3 приняты следующие обозначения:In figures 1-3, the following designations are adopted:

1 - рабочая лопатка;1 - working blade;

2 - канал входной кромки лопатки;2 - channel of the leading edge of the blade;

3 - канал выходной кромки лопатки;3 - channel of the trailing edge of the blade;

4 - центральный канал лопатки;4 - the central channel of the scapula;

5 - перо лопатки;5 - blade feather;

6 - кольцевое закручивающее пневматическое устройство;6 - annular swirling pneumatic device;

7 - сопла закручивающего пневматического устройства;7 - nozzles of the swirling pneumatic device;

8 - внешняя кольцевая полость;8 - outer annular cavity;

9 - статор;9 - stator;

10 - роторная часть турбины;10 - rotor part of the turbine;

11 - компрессор;11 - compressor;

12 - внутренняя кольцевая полость;12 - inner annular cavity;

13 - диск рабочего колеса турбины;13 - turbine impeller disk;

14 - покрывной диск;14 - cover disc;

15 - камера сгорания;15 - combustion chamber;

16, 17 - трубопроводы;16, 17 - pipelines;

18 - дроссель;18 - throttle;

19 - сквозные отверстия покрывного диска19 - through holes of the cover disc

14; 20 - дополнительные пневмоканалы;14; 20 - additional pneumatic channels;

21 - лабиринтное уплотнение.21 - labyrinth seal.

Двухконтурная система охлаждения ротора турбины включает рабочие лопатки 1, в каждой из которых выполнены соответственно канал 2 входной кромки, канал 3 выходной кромки и центральный канал 4 пера 5 лопатки 1 (см. фиг. 1). Кроме того, система содержит кольцевое закручивающее пневматическое устройство 6 с расположенными по окружности соплами 7, предназначенными для прерывистого подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки 1, внешнюю кольцевую полость 8, образованную статором 9 и роторной частью 10 между компрессором 11 и турбиной (на чертеже не показана), а также внутреннюю кольцевую полость 12, образованную диском 13 рабочего колеса турбины и покрывным диском 14. Передняя часть камеры 15 сгорания при помощи трубопровода 16 сообщена с закручивающим пневматическим устройством 6, а компрессор 11 при помощи трубопровода 17 сообщен с размещенным на его выходе дросселем 18 (см. фиг. 2). По окружности покрывного диска 14 выполнены сквозные отверстия 19, предназначенные для подачи воздуха от выхода дросселя 18 на вход внутренней кольцевой полости 12. В диске 13 рабочего колеса турбины выполнены дополнительные пневмоканалы 20, вход каждого из которых сообщен с входом внутренней кольцевой полости 12, а выход - с каналом 3 выходной кромки каждой из лопаток 1. Кроме того, на покрывном диске 14 установлено по крайней мере одно лабиринтное уплотнение 21, ограничивающее внешнюю кольцевую полость 8 (см. фиг. 3).The two-circuit turbine rotor cooling system includes rotor blades 1, each of which has a channel 2 of the leading edge, channel 3 of the trailing edge and a central channel 4 of the blade 5 of the blade 1 (see Fig. 1). In addition, the system contains an annular swirling pneumatic device 6 with nozzles 7 located around the circumference, intended for intermittent supply of cooling air to the channels of each blade 1, an external annular cavity 8 formed by the stator 9 and the rotor part 10 between the compressor 11 and the turbine (in the drawing not shown), as well as the inner annular cavity 12 formed by the disk 13 of the turbine impeller and the cover disk 14. The front part of the combustion chamber 15 is communicated with the swirling pneumatic device 6 by means of a pipeline 16, and the compressor 11 is communicated with an outlet located at its outlet by means of a pipeline 17 throttle 18 (see Fig. 2). Through holes 19 are made around the circumference of the cover disk 14, designed to supply air from the outlet of the throttle 18 to the inlet of the inner annular cavity 12. Additional pneumatic channels 20 are made in the disk 13 of the turbine impeller, the inlet of each of which communicates with the inlet of the inner annular cavity 12, and the outlet - with a channel 3 of the trailing edge of each of the blades 1. In addition, at least one labyrinth seal 21 is installed on the cover disk 14, defining the outer annular cavity 8 (see Fig. 3).

Двухконтурная система охлаждения ротора турбины работает следующим образом.The two-circuit turbine rotor cooling system operates as follows.

Температура выходной кромки лопатки 1 меньше температуры входной кромки. Следовательно, для охлаждения выходных кромок возможно использовать воздух с более низкой температурой и давлением. Для этого воздух в каналы 3 выходных кромок отбирается от промежуточной ступени компрессора 11 и по трубопроводу 17 через дроссель 18 и отверстия 19 покрывного диска 14 поступает во внутреннюю кольцевую полость 12. При этом дроссель 18 обеспечивает возможность регулирования расчетного количества охлаждающего воздуха. Далее по дополнительным пневмоканалам 20 в диске 13 рабочего колеса турбины осуществляется торцевой подвод воздуха, который поступает в каналы 3 выходных кромок лопаток 1. При этом возможные утечки из внутренней кольцевой полости 12 утилизируются во внешнюю кольцевую полость 8, что обеспечивает повышение экономичности работы двигателя. Таким образом, реализуется схема низкоперепадного подвода охлаждающего воздуха с обеспечением конвективного охлаждения поверхности рабочих лопаток 1.The temperature of the trailing edge of the blade 1 is less than the temperature of the leading edge. Therefore, it is possible to use air with a lower temperature and pressure to cool the trailing edges. To do this, the air in the channels 3 of the trailing edges is taken from the intermediate stage of the compressor 11 and through the pipeline 17 through the throttle 18 and the holes 19 of the cover disk 14 enters the inner annular cavity 12. In this case, the throttle 18 makes it possible to regulate the calculated amount of cooling air. Further, through additional pneumatic channels 20 in the disk 13 of the turbine impeller, the end air supply is carried out, which enters the channels 3 of the trailing edges of the blades 1. In this case, possible leaks from the inner annular cavity 12 are disposed of into the outer annular cavity 8, which increases the efficiency of the engine operation. Thus, a low-differential cooling air supply scheme is implemented with the provision of convective cooling of the surface of the rotor blades 1.

Для охлаждения входных кромок в каналы 2 и в центральные каналы 4 воздух отбирается из передней части камеры сгорания 15, откуда по трубопроводу 16 воздух поступает в кольцевое закручивающее пневматическое устройство 6 и через сопла 7 закручивающего пневматического устройства 6 во внешнюю кольцевую полость 8. В процессе закручивания потока воздуха последний охлаждается, и реализуется схема бокового высокоперепадного подвода охлаждающего воздуха в каналы 2 входных кромок и в центральные каналы 4 лопаток 1. При этом эффективность охлаждения повышается за счет одновременного применения проникающего и пульсирующего охлаждения на гладких радиально расположенных каналах 2 входных кромок рабочих лопаток 1.To cool the input edges into the channels 2 and into the central channels 4, air is taken from the front part of the combustion chamber 15, from where the air flows through the pipeline 16 into the annular swirling pneumatic device 6 and through the nozzles 7 of the swirling pneumatic device 6 into the outer annular cavity 8. In the process of swirling air flow, the latter is cooled, and the scheme of lateral high-differential supply of cooling air to the channels 2 of the entrance edges and to the central channels 4 of the blades 1 is implemented. ...

Таким образом, оптимизация теплообмена между охлаждающим воздухом в каналах и лопаткой путем сообщения внешней кольцевой полости с полостью камеры сгорания и с входом кольцевого закручивающего пневматического устройства, сопла которого сообщены с каналом входной кромки и центральным каналом пера каждой лопатки и снабжение системы пневмоканалом с проточной частью компрессора и через сквозные отверстия в покрывном диске с внутренней полостью, а также снабжение дополнительными сквозными пневмоканалами, выполненными в диске ротора турбины и сообщенными с внутренней кольцевой полостью и с каналом выходной кромки каждой лопатки, и размещением в пневмоканале дросселя, предназначенного для обеспечения системы требуемым расходом воздуха, обеспечивает повышение эффективности работы системы за счет сочетания в лопатке низкоперепадной и высокоперепадной схем охлаждения.Thus, optimization of heat transfer between the cooling air in the channels and the blade by communicating the outer annular cavity with the cavity of the combustion chamber and with the inlet of the annular swirling pneumatic device, the nozzles of which are communicated with the channel of the leading edge and the central channel of the airfoil of each blade and supplying the system with a pneumatic channel with the flow path of the compressor and through the through holes in the cover disk with the inner cavity, as well as supplying additional through pneumatic channels made in the turbine rotor disk and communicated with the inner annular cavity and with the channel of the trailing edge of each blade, and placing a throttle in the pneumatic channel designed to provide the system with the required air flow , provides an increase in the efficiency of the system due to the combination of low-differential and high-differential cooling schemes in the blade.

Claims (1)

Двухконтурная система охлаждения ротора турбины, содержащая рабочие лопатки, в каждой из которых выполнены соответственно канал входной кромки, канал выходной кромки и центральный канал пера лопатки, кольцевое закручивающее пневматическое устройство с расположенными по окружности соплами, предназначенными для прерывистого подвода охлаждающего воздуха к каналам каждой лопатки, внешнюю кольцевую полость, образованную статором и роторной частью между компрессором и турбиной, внутреннюю кольцевую полость, образованную диском рабочего колеса турбины и покрывным диском с выполненными в нем по окружности сквозными отверстиями, и по крайней мере одно лабиринтное уплотнение, установленное на покрывном диске и ограничивающее внешнюю кольцевую полость, отличающаяся тем, что вход внешней кольцевой полости сообщен с воздушной полостью камеры сгорания, а выход - с входом кольцевого закручивающего пневматического устройства, сопла последнего сообщены с каналом входной кромки и центральным каналом пера каждой лопатки, а система снабжена пневмоканалом, вход которого сообщен с проточной частью компрессора, а выход через сквозные отверстия в покрывном диске - с входом во внутреннюю полость, дополнительными сквозными пневмоканалами, выполненными в диске ротора турбины, вход каждого из которых сообщен с выходом внутренней кольцевой полости, а выход - с каналом выходной кромки каждой лопатки, и дросселем, предназначенным для обеспечения требуемого расхода воздуха и установленным в пневмоканале.A two-circuit turbine rotor cooling system containing rotor blades, each of which has a leading edge channel, a trailing edge channel and a central channel of the blade airfoil, an annular swirling pneumatic device with circular nozzles designed for intermittent supply of cooling air to the channels of each blade, the outer annular cavity formed by the stator and the rotor part between the compressor and the turbine, the inner annular cavity formed by the turbine impeller disk and the cover disk with through holes made in it around the circumference, and at least one labyrinth seal mounted on the cover disk and defining the outer an annular cavity, characterized in that the inlet of the outer annular cavity is in communication with the air cavity of the combustion chamber, and the outlet is in communication with the inlet of the annular swirling pneumatic device, the nozzles of the latter are in communication with the channel of the input edge and the central channel of the and each blade, and the system is equipped with a pneumatic channel, the inlet of which is in communication with the flow path of the compressor, and the outlet through the through holes in the cover disk - with the entrance to the inner cavity, additional through pneumatic channels made in the turbine rotor disk, the inlet of each of which is in communication with the outlet of the inner annular cavity, and the outlet - with a channel of the trailing edge of each blade, and a throttle designed to provide the required air flow and installed in the pneumatic channel.
RU2021109881A 2021-04-09 2021-04-09 Dual-cycle turbine rotor cooling system RU2761488C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021109881A RU2761488C1 (en) 2021-04-09 2021-04-09 Dual-cycle turbine rotor cooling system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021109881A RU2761488C1 (en) 2021-04-09 2021-04-09 Dual-cycle turbine rotor cooling system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2761488C1 true RU2761488C1 (en) 2021-12-08

Family

ID=79174307

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021109881A RU2761488C1 (en) 2021-04-09 2021-04-09 Dual-cycle turbine rotor cooling system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2761488C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5340274A (en) * 1991-11-19 1994-08-23 General Electric Company Integrated steam/air cooling system for gas turbines
US20100047056A1 (en) * 2007-12-31 2010-02-25 Ching-Pang Lee Duplex Turbine Nozzle
RU2443869C2 (en) * 2010-02-19 2012-02-27 Вячеслав Евгеньевич Беляев Gas turbine rotor cooling device
RU2453710C2 (en) * 2006-11-10 2012-06-20 Дженерал Электрик Компани Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes
RU2684298C1 (en) * 2018-07-05 2019-04-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") 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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5340274A (en) * 1991-11-19 1994-08-23 General Electric Company Integrated steam/air cooling system for gas turbines
RU2453710C2 (en) * 2006-11-10 2012-06-20 Дженерал Электрик Компани Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes
US20100047056A1 (en) * 2007-12-31 2010-02-25 Ching-Pang Lee Duplex Turbine Nozzle
RU2443869C2 (en) * 2010-02-19 2012-02-27 Вячеслав Евгеньевич Беляев Gas turbine rotor cooling device
RU2684298C1 (en) * 2018-07-05 2019-04-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") 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

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20200277862A1 (en) Airfoil for a turbine engine
US5645397A (en) Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes
JP4975990B2 (en) Method and apparatus for maintaining the tip clearance of a rotor assembly
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
US10113486B2 (en) Method and system for modulated turbine cooling
WO2018044571A1 (en) Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert
WO2013138009A1 (en) Improved cooling pedestal array
JP2009047411A (en) Turbo machine diffuser
US20170298742A1 (en) Turbine engine airfoil bleed pumping
US10830057B2 (en) Airfoil with tip rail cooling
CN109083847B (en) Compressor bleed air apparatus for turbine engine and bleed air method thereof
JP2017145824A (en) Airfoil having crossover holes
CN109477394A (en) The impinging cooling of movable vane platform
US10563518B2 (en) Gas turbine engine trailing edge ejection holes
US10443400B2 (en) Airfoil for a turbine engine
RU2761488C1 (en) Dual-cycle turbine rotor cooling system
RU2733681C1 (en) Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation
RU2615391C1 (en) Gas turbine engine cooled turbine
JP2017198187A (en) Gas turbine engine having cooling fluid passage
US20180230812A1 (en) Film hole arrangement for a turbine engine
CN109083687B (en) Method of minimizing cross flow across cooling holes and component for turbine engine
CN114514360A (en) Ejector for a high-pressure turbine
RU2639443C1 (en) Cooled turbine of bypass gas turbine engine
US20190085706A1 (en) Turbine engine airfoil assembly
US20140260292A1 (en) Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine