RU2364727C1

RU2364727C1 - High-temperature double-stage gas turbine

Info

Publication number: RU2364727C1
Application number: RU2007144425/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акцинерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ"
Priority date: 2007-11-29
Filing date: 2007-11-29
Publication date: 2009-08-20
Also published as: RU2007144425A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: high-temperature double-stage gas turbine includes interdisk cavity sealed with intermediate disks. Between rim of back intermediate disk and shank end of working blade on the side of inlet edge of specified blade there are radial plates installed, which create slot cavity with surface of lock joint "disk-blade". Slot cavity at the inlet is connected to interdisk cavity, and at the outlet - through slot channels of lock joint with gas cavity installed on the back side of second stage disk along with gas flow. Cooling matrices are arranged on radial plates from the side of slot cavity. Ratio of radial plate thickness to depth of slot cavity makes 1.5 - 10.0.

EFFECT: increased reliability of structure due to intensification of cooling of lock joint of working blades with turbine disks.

5 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to high temperature gas turbines of gas turbine engines for aircraft and ground applications.

Известна высокотемпературная газовая турбина, рабочие лопатки которой фиксируются в осевом направлении относительно диска радиальными пластинами, закрывающими замковые соединения лопатки с диском со стороны выходной кромки лопатки (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.150, рис.4.14, б).Known high-temperature gas turbine, the working blades of which are fixed in the axial direction relative to the disk with radial plates that close the lock connections of the blade with the disk from the side of the outlet edge of the blade (S. A. Vyunov. Design and engineering of aircraft gas turbine engines, Moscow, "Engineering", 1981, p. 150, Fig. 4.14, b).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за высокой температуры радиальных пластин и замкового соединения рабочей лопатки с диском, омываемых высокотемпературным потоком газа.The disadvantage of this design is its low reliability due to the high temperature of the radial plates and the lock connection of the working blades with the disk, washed by a high-temperature gas stream.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена промежуточным диском, радиальным, направленным к периферии кольцевым ребром которого со стороны выходной кромки закрыто замковое соединение рабочей лопатки второй ступени с диском (патент США №5275534, F01D 5/06, F01D 11/00, F02C 7/18, 1994 г.).Closest to the claimed one is a high-temperature two-stage gas turbine, the interdisk cavity in which is sealed by an intermediate disk, radial to the periphery of the annular rib of which the locking connection of the working blade of the second stage with the disk is closed on the output edge (US patent No. 5275534, F01D 5/06, F01D 11/00, F02C 7/18, 1994).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных термических напряжений в радиальном ребре промежуточного диска, омываемого высокотемпературным газовым потоком.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to increased thermal stresses in the radial rib of the intermediate disk, washed by a high-temperature gas stream.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности конструкции за счет интенсификации охлаждения замкового соединения рабочих лопаток с дисками турбины.The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the structure due to the intensification of cooling of the castle connection of the working blades with the turbine disks.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной двухступенчатой газовой турбине, междисковая полость в которой уплотнена промежуточными дисками, согласно изобретению между ободом заднего промежуточного диска и хвостовиком рабочей лопатки со стороны входной кромки указанной лопатки установлены радиальные пластины, образующие с поверхностью замкового соединения «диск-лопатка» щелевую полость, на входе соединенную с междисковой полостью, а на выходе - через щелевые каналы замкового соединения с газовой полостью, расположенной с задней по потоку газа стороны диска второй ступени, причем на радиальных пластинах со стороны щелевой полости выполнены охлаждающие матрицы, а H/h=1,5-10,0,The essence of the invention lies in the fact that in a high-temperature two-stage gas turbine, the interdisk cavity in which is sealed by intermediate disks, according to the invention, between the rim of the rear intermediate disk and the shank of the working blade, radial plates are installed on the input edge side of the said blade to form a “ blade "slotted cavity at the inlet connected to the interdisc cavity, and at the exit through slotted channels of the castle connection with the gas cavity, Assumption with the rear side of the disk flow of gas of the second stage, and on the radial plates by slotted cavity formed cooling the matrix, and H / h = 1,5-10,0,

где H - толщина радиальной пластины;where H is the thickness of the radial plate;

h - глубина щелевой полости.h is the depth of the slit cavity.

С целью улучшения эффективности охлаждения радиальных пластин охлаждающая матрица может быть выполнена в виде штырьков-турбулизаторов, в виде ребер-турбулизаторов либо в виде системы разделенных перегородками каналов, открытых в сторону хвостовика рабочей лопатки. Причем радиальные пластины выполняют с перфорацией или без нее.In order to improve the cooling efficiency of radial plates, the cooling matrix can be made in the form of turbulator pins, in the form of turbulizer ribs or in the form of a system of channels separated by partitions, open towards the shank of the working blade. Moreover, the radial plates perform with perforation or without it.

Установка радиальных пластин между ободом заднего промежуточного диска и хвостовиком рабочей лопатки со стороны входной кромки указанной лопатки, закрывающих замковые соединения диска с лопаткой, позволяет снизить термические напряжения в пластинах ввиду их малых геометрических размеров и одновременно предохранить хвостовики лопаток и выступы диска с замковым соединением от обтекания высокотемпературным газом, а также исключает перетекание газа по каналам замкового соединения, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.The installation of radial plates between the rim of the rear intermediate disk and the shank of the working blade from the input edge side of the specified blade, covering the lock joints of the disk with the blade, allows to reduce thermal stresses in the plates due to their small geometric dimensions and at the same time protect the shanks of the blades and the protrusions of the disk with the lock connection from flow high-temperature gas, and also eliminates the flow of gas through the channels of the castle connection, which increases the reliability of high-temperature gas turbines.

Выполнение между радиальными пластинами и поверхностью замкового соединения «диск-лопатка» щелевых воздушных полостей, соединенных на входе с междисковой полостью, а на выходе - через щелевые каналы замкового соединения с газовой полостью, расположенной с задней по потоку газа стороны диска второй ступени, позволяет за счет увеличенного перепада давления охлаждающего воздуха организовать его прокачку через воздушные полости пластин и каналы замкового соединения с интенсивным охлаждением выступов диска и хвостовика рабочей лопатки второй ступени совместно с замковым соединением, что существенно повышает надежность турбины.Performing slotted air cavities between the radial plates and the surface of the disk-vane interlock connection connected at the inlet to the interdisc cavity, and at the outlet through the gap interlock channel channels with the gas cavity located on the second-stage side of the disk from the backstream of the gas, allows due to the increased pressure drop of the cooling air, organize its pumping through the air cavities of the plates and channels of the castle connection with intensive cooling of the protrusions of the disk and the shank of the working blade in the second stage together with the castle connection, which significantly increases the reliability of the turbine.

Заполнение воздушной щелевой полости пластин охлаждающей матрицей различной геометрии позволяет в зависимости от температуры натекающего газа и располагаемого перепада охлаждающего воздуха организовать оптимальное и экономичное по расходу охлаждающего воздуха конвективное или конвективно-пленочное охлаждение пластин, обеспечив им необходимый ресурс, что также повышает надежность турбины.Filling the air slit cavity of the plates with a cooling matrix of various geometries allows, depending on the temperature of the leaking gas and the available difference in cooling air, to organize optimal and economical convection or convective-film cooling of the plates, providing them with the necessary resource, which also increases the reliability of the turbine.

При H/h<1,5 излишне утоняется часть пластины, на которой расположена охлаждающая матрица, что может привести к поломке пластины под действием центробежных сил.For H / h <1.5, the part of the plate on which the cooling matrix is located is excessively thinned, which can lead to breakage of the plate under the action of centrifugal forces.

При H/h>10 излишне увеличивается вес пластины и нагрузка от пластины на хвостовые лопатки и одновременно ухудшается охлаждение пластины и замкового соединения «диск-лопатка», что снижает надежность турбины.At H / h> 10, the weight of the plate and the load of the plate on the tail blades unnecessarily increase, and at the same time, the cooling of the plate and the disk-blade lock connection deteriorates, which reduces the reliability of the turbine.

Изобретение проиллюстрировано следующими чертежами.The invention is illustrated by the following drawings.

На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен вид А на фиг.2, а на фиг.4, фиг.5 и фиг.6 показаны варианты конвективного и конвективно-пленочного охлаждения пластин.Figure 1 shows a longitudinal section of a high-temperature two-stage gas turbine of the claimed design, figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view. FIG. 3 is a view A of FIG. 2, and FIG. 4, FIG. 5 and FIG. 6 show variations of convective and convective-film cooling of the plates.

Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина 1 включает статор 2 с сопловыми лопатками первой ступени 3 и сопловыми лопатками второй ступени 4, а также ротор 5 с установленными в нем диском первой ступени 6 и диском второй ступени 7 с рабочими лопатками первой ступени 8 и рабочими лопатками второй ступени 9.The high-temperature two-stage gas turbine 1 includes a stator 2 with nozzle vanes of the first stage 3 and nozzle vanes of the second stage 4, as well as a rotor 5 with a disk of the first stage 6 and a disk of the second stage 7 with rotor blades of the first stage 8 and rotor blades of the second stage 9 .

Междисковая полость 10 уплотнена от попадания в нее газа 11 из проточной части 12 турбины 1 передним 13 и задним 14 по потоку газа 11 промежуточными дисками, на внешней поверхности 15 которых выполнены уплотнительные гребешки 16, образующие совместно с фланцем 17 сопловой лопатки второй ступени 4 лабиринтное уплотнение 18.The interdisk cavity 10 is sealed against the ingress of gas 11 from the flow part 12 of the turbine 1 by the front 13 and rear 14 through the gas stream 11 by intermediate disks, on the outer surface 15 of which are made sealing ridges 16, which together with the flange 17 of the second stage nozzle blade 4 have a labyrinth seal eighteen.

Между ободом 19 заднего промежуточного диска 14 и осевым выступом 20 на хвостовике 21 рабочей лопатки второй ступени 9 со стороны ее входной кромки 22 установлены тонкостенные радиальные пластины 23, закрывающие замковые соединения 24 типа «елочка» хвостовика 21 рабочей лопатки второй ступени 9 и диска второй ступени 7. Между пластинами 23 и замковым соединением 24 выполнены щелевые воздушные полости 25, ограниченные боковыми 26, 27 и периферийными стенками 28 и соединенные на входе с междисковой полостью 10 и на выходе через щелевые каналы 29 замкового соединения 24 - с газовой полостью 30, расположенной с задней по потоку газа 11 стороны 31 диска второй ступени 7.Thin-walled radial plates 23 are installed between the rim 19 of the rear intermediate disk 14 and the axial protrusion 20 on the shank 21 of the second stage 9 working blade from the side of its inlet edge 22, which cover the herringbone joints 24 of the shank 21 of the second stage 9 working blade and the second stage disk 7. Between the plates 23 and the castle connection 24 there are slotted air cavities 25 defined by the side walls 26, 27 and peripheral walls 28 and connected at the inlet to the interdisc cavity 10 and at the outlet through the slotted channels 29 of the castle with union 24 - with the gas cavity 30 disposed to the rear side of the gas flow 11 of the second stage disk 31 7.

Для повышения эффективности охлаждения пластин 23 они могут быть выполнены с охлаждающими матрицами 32 в виде штырьков - турбулизаторов 33, ребер - турбулизаторов 34 пограничного слоя охлаждающего воздуха 35, изготовленных методом литья, штамповки или гравировки (высота ≈0,3 мм). Охлаждающие матрицы могут быть выполнены в виде системы разделенных перегородками 36 каналов 37, открытых в сторону хвостовика 21 рабочей лопатки 9.To increase the cooling efficiency of the plates 23, they can be made with cooling matrices 32 in the form of pins - turbulators 33, fins - turbulators 34 of the boundary layer of cooling air 35 made by casting, stamping or engraving (height ≈0.3 mm). The cooling matrix can be made in the form of a system divided by partitions 36 channels 37, open towards the shank 21 of the working blades 9.

Для конвективно-пленочной системы охлаждения пластин 23 с образованием заградительной пленки воздуха пластины 23 выполняются с перфорацией 38, соединяющей ее воздушную полость 25 с ее внешней поверхностью 39.For a convective-film system for cooling the plates 23 with the formation of a barrier film of air, the plates 23 are made with a perforation 38 connecting its air cavity 25 with its outer surface 39.

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

При работе высокотемпературной двухступенчатой турбины 1 утечки высокотемпературного газа 11, перетекающие через лабиринтное уплотнение 18, натекают на внешнюю поверхность 39 пластин 23, что может привести к перегреву и поломке пластин 23 и повреждению рабочих лопаток второй ступени 9.When the high-temperature two-stage turbine 1 is operating, high-temperature gas leakages 11 flowing through the labyrinth seal 18 leak onto the outer surface 39 of the plates 23, which can lead to overheating and breakage of the plates 23 and damage to the working blades of the second stage 9.

Однако этого не происходит, так как поступающий из полости 29 охлаждающий воздух 35 протекает по щелевой полости 25 пластины 23, интенсивно ее охлаждая, что существенно снижает температуру пластины 23 и повышает ее надежность. Далее охлаждающий воздух 35 протекает через щелевые каналы 29 замкового соединения 24 лопатки 9 с диском 7, что также существенно снижает как температуру замкового соединения 24, так и хвостовика 21 лопатки 9, повышая надежность турбины 1.However, this does not happen, since the cooling air 35 coming from the cavity 29 flows through the slotted cavity 25 of the plate 23, cooling it intensively, which significantly reduces the temperature of the plate 23 and increases its reliability. Further, the cooling air 35 flows through the slotted channels 29 of the castle connection 24 of the blade 9 with the disk 7, which also significantly reduces the temperature of the castle connection 24 and the shank 21 of the blade 9, increasing the reliability of the turbine 1.

Claims

1. Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена промежуточными дисками, отличающаяся тем, что между ободом заднего промежуточного диска и хвостовиком рабочей лопатки со стороны входной кромки указанной лопатки установлены радиальные пластины, образующие с поверхностью замкового соединения «диск-лопатка» щелевую полость, на входе соединенную с междисковой полостью, а на выходе - через щелевые каналы замкового соединения с газовой полостью, расположенной с задней по потоку газа стороны диска второй ступени, причем на радиальных пластинах со стороны щелевой полости выполнены охлаждающие матрицы, a H/h=1,5-10,0, где Н - толщина радиальной пластины; h - глубина щелевой полости.1. A high-temperature two-stage gas turbine, the interdisk cavity in which is sealed with intermediate disks, characterized in that between the rim of the rear intermediate disk and the shank of the working blade, radial plates are installed on the input edge side of the specified blade, forming a slotted cavity with the surface of the lock connection “disk-blade” at the inlet connected to the interdisc cavity, and at the outlet, through the slotted channels of the castle connection with the gas cavity located on the back side of the gas ska second stage, and on the radial plates by slotted cavity formed cooling the matrix, a H / h = 1,5-10,0, where H - the radial thickness of the plate; h is the depth of the slit cavity.

2. Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что охлаждающая матрица выполнена в виде штырьков-турбулизаторов.2. The high-temperature two-stage gas turbine according to claim 1, characterized in that the cooling matrix is made in the form of turbulator pins.

3. Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что охлаждающая матрица выполнена в виде ребер-турбулизаторов.3. The high-temperature two-stage gas turbine according to claim 1, characterized in that the cooling matrix is made in the form of fins-turbulators.

4. Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что охлаждающая матрица выполнена в виде системы разделенных перегородками каналов, открытых в сторону хвостовика рабочей лопатки.4. The high-temperature two-stage gas turbine according to claim 1, characterized in that the cooling matrix is made in the form of a system of partitioned channels, open towards the shank of the working blade.

5. Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что радиальные пластины выполнены с перфорацией. 5. The high-temperature two-stage gas turbine according to claim 1, characterized in that the radial plates are made with perforation.