ротор высокотемпературной газовой турбины

Формула изобретения

Ротор высокотемпературной газовой турбины, содержащий диск с установленными по его выступам охлаждаемыми рабочими лопатками, на входе в хвостовик которых выполнены охладительные каналы, а также дефлектор диска первой ступени, выполненный с кольцевым периферийным ребром и установленный на диске с помощью байонетного соединения, отличающийся тем, что в байонетном соединении выполнены радиальные каналы, а в ободе со стороны входной кромки лопатки - тангенциальные каналы, соединяющие внутреннюю полость лопатки с полостью подвода охлаждающего воздуха, суммарная площадь проходного сечения радиальных и тангенциальных каналов превышает суммарную площадь проходного сечения охладительных каналов хвостовиков лопаток, причем внутренняя полость лопаток разделена ребром на две полости, а передняя кромка лопатки выполнена перфорированной.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к конструкциям газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.

Известен ротор высокотемпературной газовой турбины, содержащий диск, дефлектор диска и установленные на диске охлаждаемые рабочие лопатки, воздух на охлаждение которых подводится через наклонные отверстия в ободе диска [1] .

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за существенного ослабления обода диска отверстиями подвода охлаждающего воздуха, а также ненадежное крепление дефлектора с помощью радиальных штифтов к диску.

Наиболее близким к заявляемому является ротор газовой турбины ТРДД Д30-КУ, включающий диск с установленными по его выступам охлаждаемыми рабочими лопатками, на входе в хвостовик которых выполнены охладительные каналы, а также дефлектор диска первой ступени, выполненный с кольцевым периферийным ребром и установленный на диске с помощью байонетного соединения. Воздух на охлаждение рабочей лопатки подводится через наклонные отверстия в ободе диска, а также через полые контровки [2].

Ротор известной конструкции надежно работает только при относительно низких температурах газа перед турбиной, с конвективной системой охлаждения первой рабочей лопатки.

Однако при высоких температурах газа перед турбиной создается большое гидравлическое сопротивление каналов подвода охлаждающего воздуха на рабочие лопатки, особенно в контровке, т.к. ширина елочного паза в замке диска не позволяет выполнить каналы в контровке с большой проходной площадью для воздуха. Поэтому известная конструкция обладает низкой эффективностью системы охлаждения рабочих лопаток и недостаточной надежностью.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности ротора за счет минимизации гидравлических потерь охлаждающего воздуха и повышения эффективности системы охлаждения рабочих лопаток.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе высокотемпературной газовой турбины, содержащем диск с установленными по его выступам охлаждаемыми рабочими лопатками, на входе в хвостовик которых выполнены охладительные каналы, а также дефлектор диска первой ступени, выполненный с кольцевым периферийным ребром и установленный на диске с помощью байонетного соединения, согласно изобретению в байонетном соединении выполнены радиальные каналы, а в ободе со стороны входной кромки лопатки - тангенциальные каналы, соединяющие внутреннюю полость лопатки с полостью подвода охлаждающего воздуха, суммарная площадь проходного сечения радиальных и тангенциальных каналов превышает суммарную площадь проходного сечения охладительных каналов хвостовиков лопаток, причем внутренняя полость лопаток разделена ребром на две полости, а передняя кромка лопатки выполнена перфорированной.

Выполнение радиальных каналов в байонетном соединении, а тангенциальных каналов в ободе со стороны входной кромки лопатки, которые соединяют внутреннюю полость лопатки с полостью подвода охлаждающего воздуха, позволяет осуществлять конвективно-пленочную систему охлаждения входной кромки лопатки.

То, что внутренняя полость лопаток разделена ребром на две полости, а передняя кромка выполнена перфорированной, позволяет подать охлаждающий воздух с минимальными подогревом и гидравлическими потерями первоначально на охлаждение входной кромки, а затем - на охлаждение выходной кромки и организовать на наружной поверхности входной кромки защитную пленку воздуха, защищающую рабочую лопатку от контакта с горячим газом.

Суммарная площадь проходного сечения радиальных и тангенциальных каналов должна превышать суммарную площадь проходного сечения охладительных каналов хвостовиков лопаток, это позволяет уменьшить гидравлические потери охлаждающего воздуха.

Заявляемая конструкция позволяет минимизировать гидравлические потери охлаждающего воздуха в каналах подвода на рабочую лопатку, что позволяет, используя избыточное давление охлаждающего воздуха в рабочей лопатке, организовать высокоэффективную конвективно-пленочную систему охлаждения входной кромки рабочей лопатки, а также ее спинки и корыта.

На фиг. 1 показан продольный разрез ротора высокотемпературной газовой турбины; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. Фиг.3 представляет элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.

Ротор 1 высокотемпературной газовой турбины состоит из вала 2, на котором установлены диски I и II ступеней 3 и 4 с рабочими лопатками I и II ступеней 5 и 6 соответственно. От контакта с газом диски 3 и 4 защищены с помощью дефлекторов дисков I и II ступеней 7 и 8, а междисковая полость 9 защищена от попадания в нее газа передним 10 и задним 11 промежуточными дисками.

Дефлектор 7 закреплен по ступице 12 на диске 3 с помощью болтов 13, а по своему периферийному диаметру - с помощью байонетного соединения 14 относительно обода 15 диска I ступени 3.

На ободе 15 диска I ступени 3 своими хвостовиками 16 с елочными замками 17 установлены охлаждаемые рабочие лопатки I ступени 5, внутренние полости 18 пера 19 которых через охладительные каналы 20 и 21 в хвостовике 16, канал 22 между выступами 23 диска 3, кольцевой канал 24 между наружным кольцевым ребром 25 дефлектора 7 и выступами 23 диска 3, радиальные каналы 26 в байонетном соединении 14 и тангенциальные каналы 27 в ободе 15 диска 3 на входе соединены с кольцевой полостью 28 подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - через перфорацию 29 на входной кромке 30 и выходную щель 31 на выходной кромке 32 - с проточной частью 33 ротора турбины 1. Каналы 26 и 27 выполнены со стороны входной кромки рабочей лопатки 5.

Поскольку давление газа в проточной части 33 со стороны входной кромки 30 существенно больше, чем со стороны выходной кромки 32, то для обеспечения выхода охлаждающего воздуха 34 через перфорацию 29 на входной кромке 30, внутренняя полость 19 рабочей лопатки I ступени 5 ребром 35 разделена на две полости - переднюю полость 36 и заднюю полость 37, внутри которых размещены штырьки-турбулизаторы 38.

Устройство работает следующим образом.

При работе двигателя охлаждающий воздух с малыми гидравлическими потерями поступает с высоким давлением в переднюю внутреннюю полость 36 и далее, истекая через перфорацию 34 на наружную поверхность входной кромки 30, создает там воздушную пленку, защищая наружную поверхность входной кромки 30 от непосредственного контакта с газом. Это вызывает снижение температуры кромки 30.

Кроме того, проходя мимо штырьков 38, охлаждающий воздух 34 дополнительно турбулизуется, что способствует снижению температуры лопатки 5.

Оставшаяся часть охлаждающего воздуха 34, огибая ребро 35, поступает на охлаждение задней полости 37 и истекает через выходную щель 31 выходной кромки 32 в проточную часть 33 ротора турбины 1.

Меньшая часть охлаждающего воздуха 34 через канал 21 в хвостовике 16 лопатки 5 поступает для дополнительного охлаждения выходной кромки 32 в корневых сечениях лопатки 5.

Кольцевой канал 24, образованный ребром 25 дефлектора 7 и выступами 23 диска 3, способствует равномерной подаче охлаждающего воздуха 34 во внутреннюю полость 36 рабочей лопатки 5, а также снижает температуру периферийной части дефлектора 7 и выступов 23 диска 3.

Источники информации

1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, с.222, рис.4.63

2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, "Машиностроение", 1989, с.166, рис.4.26.