РОТОР ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЫ Российский патент 2002 года по МПК F01D5/08 

Изобретение относится к конструкциям роторов турбин газотурбинных двигателей наземного и авиационного применений.

Известен ротор двухступенчатой турбины, междисковая полость в котором перекрыта промежуточным диском, зафиксированным относительно основных дисков с помощью радиальных штифтов [1].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за возможной поломки радиальных штифтов при взаимных температурных деформациях основных дисков и промежуточного диска.

Известен также ротор двухступенчатой турбины, междисковая полость в котором перекрыта тепловым экраном в виде двух промежуточных дисков (дефлекторов), причем в ободе первого промежуточного диска выполнены сообщающиеся с осевыми радиальные каналы [2].

Однако, такая конструкция обладает низкой надежностью из-за перегрева ободной части промежуточных дисков, потери прочности и вероятности поломки.

Высокоэкономичные современные газотурбинные двигатели имеют высокую температуру газа перед турбиной. В двигателе ПС-90А температура газа на выходе из I-го соплового аппарата турбины на взлетном режиме достигает 1640 К (1367^oС). Газ, имеющий такую температуру, омывает I-ю рабочую лопатку турбины, а также ободную часть I-го диска. Для уменьшения площади соприкосновения с газом междисковая полость двухступенчатой турбины перекрыта двумя промежуточными дисками, ободная часть которых по своей периферии омывается газом с температурой выше 1000^oС.

Существующие дисковые материалы не могут работать при таких температурах, ободная часть промежуточных дисков может потерять прочность, оторваться от полотна и вылететь в проточную часть турбины, что вызовет катастрофическую поломку двигателя.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности работы турбины за счет применения эффективной системы охлаждения обода промежуточных дисков ротора, которая позволяет снижать температуру материала ободной части промежуточных дисков до нормируемой.

Сущность изобретения заключается в том, что в роторе двухступенчатой турбины, содержащем рабочие диски первой и второй ступеней с рабочими лопатками и тепловой экран в виде второго промежуточного диска с осевыми и радиальными каналами в ободе, согласно изобретению, отношение числа осевых каналов первого промежуточного диска (n) к числу рабочих лопаток 1-й ступени (z) составляет 1-4, при этом отношение величины минимального расстояния между поверхностью канала и наружной поверхностью обода первого промежуточного диска (h) к диаметру осевого канала (d) лежит в интервале 0,2-1,5.

Следует отметить, что в промежуточном диске, состоящем из ступицы, полотна и обода, наиболее нагретым при работе двигателя даже при использовании канальной системы охлаждения, является обод. В связи с этим взаимные термические деформации полотна со ступицей и нагретого обода приводят к появлению в ободе напряжений сжатия. Поэтому выполнение в ободе множества каналов, которые являются концентраторами напряжений, не приводит к появлению трещин.

Заявляемое соотношение между размерами конструктивных элементов обеспечивает эффективное охлаждение обода промежуточных дисков с помощью канальной системы охлаждения при минимальном расходе охлаждающего воздуха. На двигателе ПС-90А при расходе охлаждающего воздуха через осевые каналы, равном 0,3% от расхода газа через турбину, заявляемая конструкция надежно работает более 7000 ч без ремонта, а на газотурбинном двигателе наземного применения - более 20000 ч.

При соотношении n/z<1 число каналов в ободе будет снижаться, что ухудшит охлаждение обода. Излишнее увеличение числа каналов в ободе при h/z≥4 приведет к увеличению трудоемкости изготовления и стоимости промежуточного диска I-й ступени.

Образование трещин в ободе будет возможно лишь в том случае, когда h/d<0,2, т. к. при этом уменьшается минимальное расстояние от внутренней поверхности канала до наружной поверхности обода. Соотношение h/d>1,5 приведет к увеличению расстояния от наружной поверхности обода до внутренней поверхности канала, что ухудшит охлаждение наружной поверхности обода и вызовет перегрев.

На фиг. 1 представлен продольный разрез заявляемой конструкции ротора двухступенчатой турбины; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 - сечение А - А на фиг.2 в увеличенном виде.

Ротор двухступенчатой турбины 1 состоит из диска I-й ступени 2 и диска II-й ступени 3 с рабочими лопатками 4 и 5 соответственно.

Междисковая воздушная полость 6 изолирована от газа 7 передним 8 и задним 9 промежуточными дисками. Газ 7 перетекает в направлении от I-й рабочей лопатки 4 ко II-й рабочей лопатке 5 через лабиринтное уплотнение 10, которое образовано гребешками 11 на ободах 12 и 13 переднего и заднего промежуточных дисков 8 и 9, а также сотовым уплотнителем 14 на сопловом аппарате II-й ступени 15.

Поскольку газ 7, обтекающий наружную поверхность 16 обода 12 первого промежуточного диска 8, имеет температуру ~1000^oС, то обод 12 оснащен канальной системой охлаждения: в ободе 12 выполнено множество осевых каналов 17, на выходе соединенных с радиальными каналами 18.

На входе осевые каналы 17 через кольцевую полость 19 соединены с каналами 20 подвода охлаждающего воздуха на охлаждение I-й рабочей лопатки 4.

От воздействия центробежных сил ободы 12 и 13 промежуточных дисков 8 и 9 удерживаются с помощью полотен 21, 22 и ступиц 23, 24 соответственно, расположенных в воздушной полости 6.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При работе двигателя высокотемпературный газ обтекает наружную поверхность 16 обода 12 I-го промежуточного диска 8, нагревая его. Для снижения температуры обода 12 использована конвективная канальная система охлаждения обода, состоящая из множества осевых каналов 17 (на двигателе ПС-90 А 180 каналов), на выходе соединенных с радиальными каналами 18.

Охлаждающий воздух высокого давления из полости 20 подвода воздуха на охлаждение I-й рабочей лопатки 4 через кольцевую полость 19 поступает во множество каналов 17 и 18, обеспечивая приемлемый для обеспечения высокого ресурса уровень температуры наружной поверхности 16 обода 12 первого промежуточного диска 8.

Развитая внутренняя поверхность каналов 17 позволяет получить высокую эффективность охлаждения обода 12. На охлаждение обода 12 используется ~10% расхода воздуха на охлаждение I-й рабочей лопатки 4.

Поскольку температура газа 7 по мере перетекания в лабиринтном уплотнении 10 падает, обод 13 второго промежуточного диска 9 уже не требует столь эффективной системы охлаждения.

Источники информации
1. В.А. Шварц. Конструкции газотурбинных установок, М., Машиностроение, 1970, с. 256, рис.184.

2. Патент РФ 1130008, F 01 D 4/18, F 02 С 7/12.

Ротор двухступенчатой турбины газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения содержит рабочие диски первой и второй ступеней с рабочими лопатками и тепловой экран в виде второго промежуточного диска с осевыми и радиальными каналами в ободе. Отношение числа осевых лопаток в ободе первого промежуточного диска к числу рабочих лопаток первой ступени составляет 1-4. Отношение величины минимального расстояния между поверхностью канала и наружной поверхностью обода первого промежуточного диска к диаметру осевого канала лежит в интервале 0,2-1,5. Изобретение позволяет повысить надежность работы турбины за счет повышения эффективности охлаждения обода промежуточных дисков ротора. 3 ил.

Ротор двухступенчатой турбины, содержащий рабочие диски первой и второй ступеней с рабочими лопатками и тепловой экран в виде второго промежуточного диска и первого промежуточного диска с осевыми и радиальными каналами в ободе, отличающийся тем, что отношение числа осевых каналов в ободе первого промежуточного диска (n) к числу рабочих лопаток 1-й ступени (z) составляет 1-4, при этом отношение величины минимального расстояния между поверхностью канала и наружной поверхностью обода первого промежуточного диска (h) к диаметру осевого канала (d) лежит в интервале 0,2-1,5.