RU2167309C2

RU2167309C2 - Single-shaft gas-turbine unit with multistage turbine

Info

Publication number: RU2167309C2
Application number: RU99110911/06A
Authority: RU
Inventors: А.А. Иноземцев; Д.Д. Сулимов; В.А. Кузнецов; С.В. Торопчин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1999-05-25
Filing date: 1999-05-25
Publication date: 2001-05-20

Abstract

FIELD: gas-turbine units. SUBSTANCE: unit has disk carrying non-cooled exhaust blades and intermediate disks. Hub of intermediate disk mounted in front of disk carrying exhaust blades is placed between U-shaped annular member secured on mentioned intermediate disk and supporting flange on splined bushing mounted on rotor shaft. Cooling air admitting holes are made in intermediate disk and in supporting flange. Proposed design provides for effective cooling conditions due to internal sealing of rotor and organizing cooling air flow unidirectionally with gas flow. EFFECT: improved operating reliability of turbine disks. 3 dwg

Description

Изобретение относится к газотурбинным установкам промышленного назначения. The invention relates to gas turbine plants for industrial use.

Известна газотурбинная установка, ротор турбины которой охлаждается воздухом через II-й сопловой аппарат [1]. Однако такая установка обладает недостаточной надежностью ввиду низкой эффективности охлаждения турбины, т.к. не исключает вероятности подмешивания горячих газов к воздуху, охлаждающему ротор турбины. Known gas turbine installation, the turbine rotor of which is cooled by air through the II-th nozzle apparatus [1]. However, this installation has insufficient reliability due to the low cooling efficiency of the turbine, because does not exclude the possibility of mixing hot gases with the air cooling the turbine rotor.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является одновальная газотурбинная установка, ротор турбины которой охлаждается воздухом, выходящим из опоры ротора со стороны последнего диска турбины через отверстия в полотне промежуточного диска, который поступает на диск I-й ступени [2]. The closest in design to the claimed one is a single-shaft gas turbine installation, the turbine rotor of which is cooled by air leaving the rotor support from the side of the last turbine disk through the holes in the web of the intermediate disk, which enters the disk of the 1st stage [2].

Недостатком известной конструкции является низкая эффективность охлаждения диска I-й ступени турбины, т.к. охлаждающий воздух, проходящий через диск последней ступени и промежуточный диск, нагревается, что повышает температуру диска I-й ступени турбины и снижает надежность ее работы. A disadvantage of the known design is the low cooling efficiency of the disk of the first stage of the turbine, because the cooling air passing through the disk of the last stage and the intermediate disk is heated, which increases the temperature of the disk of the first stage of the turbine and reduces the reliability of its operation.

Техническая задача заключается в повышении надежности работы дисков турбины путем повышения эффективности охлаждения за счет выполнения внутрироторного уплотнения и организации протекания охлаждающего воздуха по потоку газа. The technical problem is to increase the reliability of the turbine disks by increasing the cooling efficiency due to the implementation of the rotor seal and the organization of the flow of cooling air through the gas stream.

Размещение ступицы промежуточного диска, расположенного перед диском последней ступени, между U-образным кольцевым элементом, pакрепленным на диске предпоследней ступени, и опорным фланцем позволяет выполнять внутрироторное уплотнение, которое интенсифицирует охлаждение обода промежуточного диска, нагревающегося перетекающим через лабиринтное уплотнение газом. Placing the hub of the intermediate disk, located in front of the disk of the last stage, between the U-shaped annular element mounted on the disk of the penultimate stage, and the supporting flange allows for internal rotor sealing, which intensifies the cooling of the rim of the intermediate disk, which is heated by gas flowing through the labyrinth seal.

Кроме того, внутрироторное уплотнение предотвращает колебания ступицы промежуточного диска, а его вибрация может привести к поломке и снизит надежность работы турбины. In addition, the internal rotor seal prevents the hub of the intermediate disk from vibrating, and its vibration can lead to breakage and reduce the reliability of the turbine.

Опорный фланец расположен на шлицевой втулке, которая закреплена на валу ротора, а в полотне промежуточного диска и в опорном фланце выполнены отверстия для охлаждающего воздуха. Такое выполнение конструкции позволяет организовать протекание охлаждающего воздуха по потоку газа, т.е. воздух последовательно охлаждает диски I-й, II-й и III-й ступени, затем через отверстия в полотне промежуточного диска поступает в полость, охлаждая его обод и далее, через отверстия в ободе промежуточного диска, поступает на охлаждение рабочей лопатки II-й ступени, которая выполнена охлаждаемой. The supporting flange is located on the spline sleeve, which is mounted on the rotor shaft, and holes for cooling air are made in the web of the intermediate disk and in the supporting flange. This design allows you to organize the flow of cooling air through the gas stream, i.e. the air sequentially cools the disks of the first, second, and third stages, then through the holes in the web of the intermediate disk enters the cavity, cooling its rim and then, through the holes in the rim of the intermediate disk, it enters the cooling of the working blade of the second stage which is made refrigerated.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами. The invention is illustrated by the following figures.

На фиг. 1 представлен продольный разрез заявляемой установки; на фиг. 2 показан элемент. I на фиг. 1 в увеличенном виде; на фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде. In FIG. 1 shows a longitudinal section of the inventive installation; in FIG. 2 shows an element. I in FIG. 1 enlarged view; in FIG. 3 - element II in FIG. 2 enlarged view.

Одновальная газотурбинная установка 1 состоит из входного устройства 2, компрессора 3, камеры сгорания 4 и многоступенчатой турбины 5, ротор 6 которой состоит из вала 7, диска I-й ступени 8, диска II-й ступени 9 и диска III-й ступени 10, в которых установлены рабочие лопатки I - и ступени 11, II-й ступени 12 и III-й ступени 13, причем лопатки I-й и II-й ступеней охлаждаемые, а лопатки III-й ступени - неохлаждаемые. A single-shaft gas turbine installation 1 consists of an inlet device 2, a compressor 3, a combustion chamber 4 and a multi-stage turbine 5, the rotor 6 of which consists of a shaft 7, a disk of the I-th stage 8, a disk of the II-th stage 9 and a disk of the III-th stage 10, in which the working blades of the I - and stages 11, II stages 12 and III stages 13 are installed, the blades of the I and II stages being cooled, and the vanes of the III stage - uncooled.

Между дисками 8, 9 и 10 установлены промежуточные диски 14, 15 и 16, препятствующие попаданию газа из проточной части турбины во внутренние полости ротора 6 турбины 5. Between the disks 8, 9 and 10, intermediate disks 14, 15 and 16 are installed, which prevent gas from flowing from the turbine duct into the internal cavities of the rotor 6 of the turbine 5.

Охлаждающий воздух 17 движется внутри ротора 6 турбины 5 преимущественно от диска I-й ступени 8 к диску III-й ступени 10, однако для лучшего охлаждения обода 18 промежуточного диска 16 полость А отделена от полости Б с помощью внутрироторного уплотнения, состоящего из U-образного кольцевого элемента 19, ступицы 20 промежуточного диска 16 с податливым полотном 21 и опорного фланца 22, выполненного на шлицевой втулке 23, которая крепится на валу 7 ротора 6 с помощью стяжного болта 24. The cooling air 17 moves inside the rotor 6 of the turbine 5 mainly from the disk of the I-th stage 8 to the disk of the III-th stage 10, however, for better cooling of the rim 18 of the intermediate disk 16, the cavity A is separated from the cavity B by means of a rotor seal, consisting of a U-shaped the annular element 19, the hub 20 of the intermediate disk 16 with a compliant web 21 and the support flange 22, made on the spline sleeve 23, which is mounted on the shaft 7 of the rotor 6 using a coupling bolt 24.

На наружной поверхности обода 18 промежуточного диска 16 выполнено лабиринтное уплотнение 25. Кольцевой U-образный элемент 19, ступица 20 и опорный фланец 22 образуют внутрироторное уплотнение 26. On the outer surface of the rim 18 of the intermediate disk 16, a labyrinth seal 25 is made. An annular U-shaped element 19, a hub 20, and a support flange 22 form an internal rotor seal 26.

Для подвода воздуха на рабочую лопатку II-й ступени 12 в упорном фланце 22 выполнены отверстия 27, отверстия 28 в полотне 21 промежуточного диска 16 и отверстия 29 в его ободе. To supply air to the working blade of the second stage 12 in the stop flange 22, holes 27 are made, holes 28 in the web 21 of the intermediate disk 16 and holes 29 in its rim.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

При работе двигателя охлаждающий воздух 17 движется от диска I-й ступени 8 к диску III-й ступени 10, последовательно охлаждая детали ротора 6 турбины 5. Для интенсификации охлаждения обода 18 промежуточного диска 16, который нагревается перетекающим через лабиринтное уплотнение 25 газом, полость Б отделена от полости А с помощью внутрироторного уплотнения 26. При этом охлаждающий воздух 17 из полости А через отверстия 27 перетекает в полость C, охлаждая диск III-й ступени 10, а затем через отверстия 28 в полотне 21 промежуточного диска 16 поступает в полость Б, охлаждая таким образом обод 18 промежуточного диска 16 и далее через отверстия 29 - на охлаждение рабочей лопатки II-й ступени 12. When the engine is running, cooling air 17 moves from the disk of the 1st stage 8 to the disk of the 3rd stage 10, sequentially cooling the parts of the rotor 6 of the turbine 5. To intensify the cooling of the rim 18 of the intermediate disk 16, which is heated by gas flowing through the labyrinth seal 25, cavity B is separated from the cavity A by means of an internal rotor seal 26. In this case, the cooling air 17 from the cavity A flows through the openings 27 through the openings 27 into the cavity C, cooling the disk of the 3rd stage 10, and then through the openings 28 in the web 21 of the intermediate disk 16 enters the cavity B, thus cooling the rim 18 of the intermediate disk 16 and then through the holes 29 to cool the working blades of the second stage 12.

Источники информации
1. В. И. Шварц. Конструкции газотурбинных установок. Машиностроение. Москва, 1970, стр.239, рис. 167.Sources of information
1. V.I. Schwartz. Designs of gas turbine units. Engineering. Moscow, 1970, p. 239, Fig. 167.

2. В. И. Шварц. Конструкции газотурбинных установок, Машиностроение, Москва, 1979, стр. 225, рис. 150а. 2. V.I. Schwartz. Designs of gas turbine units, Engineering, Moscow, 1979, p. 225, fig. 150a.

Claims

Одновальная газотурбинная установка с многоступенчатой турбиной, содержащей диск с неохлаждаемыми лопатками последней ступени и промежуточные диски, отличающаяся тем, что ступица промежуточного диска, расположенного перед диском последней ступени, размещена между U-образным кольцевым элементом, закрепленным на диске предпоследней ступени, и опорным фланцем, расположенным на шлицевой втулке, которая закреплена на валу ротора, причем в полотне промежуточного диска и в опорном фланце выполнены отверстия для охлаждающего воздуха. A single-shaft gas turbine installation with a multi-stage turbine containing a disk with uncooled blades of the last stage and intermediate disks, characterized in that the hub of the intermediate disk located in front of the disk of the last stage is placed between the U-shaped ring element mounted on the disk of the penultimate stage and the support flange, located on the spline sleeve, which is mounted on the rotor shaft, and holes for cooling air are made in the web of the intermediate disk and in the support flange.