СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ДИСКА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ Российский патент 2006 года по МПК F01D5/08 

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждающим системам дисков газовых турбин.

Наиболее близкой системой того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является устройство для охлаждения диска турбомашины, включающее неподвижный направляющий аппарат для предварительной закрутки охлаждающего воздуха, укрепленный на диске экран с центростремительными лопатками на внутренней поверхности, образующий с поверхностью диска кольцевую полость, сообщенную входными отверстиями с направляющим аппаратом, а выходными - со сквозными отверстиями в диске, на выходе из которых расположен центробежный лопастной аппарат, лопатки которого установлены под углом 20-35° против направления вращения диска, теплоизолированный экран, размещенный со стороны диска, противоположной центростремительным лопаткам, и образующий с ними канал для прохода охлаждающего воздуха (см. авт.св. №861660, фиг.1), и принятое за прототип.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что охлаждение не достаточно интенсивное и равномерное. Существующий прототип не дает возможности достаточно интенсивного и равномерного охлаждения диска газовой турбины.

Сущность изобретения заключается в обеспечении эффективного и равномерного охлаждения диска газовой турбины и снижении температурных перепадов в диске газовой турбины.

Технический результат - обеспечение эффективного и равномерного охлаждения диска газовой турбины, снижение температурных перепадов в диске, уменьшение усталостных напряжений.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в предлагаемой системе охлаждения диска газовой турбины, содержащей неподвижный направляющий аппарат для предварительной закрутки охлаждающего воздуха, укрепленный на диске экран с центростремительными лопатками на внутренней поверхности, образующий с поверхностью диска кольцевую полость, сообщенную входными отверстиями с направляющим аппаратом, а выходными - со сквозными отверстиями в диске, на выходе из которых расположен центробежный лопастной аппарат, лопатки которого установлены под углом 20-35° против направления вращения диска, теплоизолированный экран, размещенный со стороны диска, противоположной центростремительным лопаткам, и образующий с ними канал для прохода охлаждающего воздуха, особенность заключается в том, что имеется диафрагма с вихревой трубой, имеющей в результате энергетического разделения потока воздуха холодную полость, сообщенную через камеру распределения воздуха, образованную стенкой неподвижного направляющего аппарата и диафрагмой, с неподвижным направляющим аппаратом, и горячую полость, соединенную с газовым трактом турбины.

На чертежах представлено:

на фиг.1 - прототип системы охлаждения диска турбины;

на фиг.2 - предлагаемая система охлаждения диска турбины.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения с получением вышеуказанного технического результата, заключаются в следующем.

Система охлаждения диска газовой турбины содержит неподвижный направляющий аппарат 1 для предварительной закрутки охлаждающего воздуха, укрепленный на диске 2, экран 3 с центростремительными лопатками 4 на внутренней поверхности, образующий с поверхностью диска 2 кольцевую полость 5, сообщенную входными отверстиями 6 с направляющим аппаратом 1, а выходными - со сквозными отверстиями 7 в диске 2, на выходе из которых расположен центробежный лопастной аппарат 8, лопатки которого установлены под углом 20-35° против направления вращения диска 2, теплоизолированный экран 9, размещенный со стороны диска 2, противоположной центростремительным лопаткам 4, и образующий с ними канал 10 для прохода охлаждающего воздуха, тепловую изоляцию 11, неподвижную диафрагму 12 соплового аппарата 13 следующей ступени, диафрагму 14, установленную на стенке 15 неподвижного направляющего аппарата 1, вихревую трубу 16, имеющую в результате энергетического разделения потока воздуха холодную полость 17, сообщенную через камеру распределения 18 воздуха, образованную стенкой 15 неподвижного направляющего аппарата 1 и диафрагмой 14, с неподвижным направляющим аппаратом 1, и горячую полость 19, соединенную с газовым трактом турбины.

Работа устройства для охлаждения диска газовой турбины осуществляется следующим образом.

При работе газовой турбины охлаждающий воздух поступает через направляющий аппарат 1, укрепленный на диске 2 газовой турбины, где предварительно закручивается. Экран 3 с центростремительными лопатками 4 на внутренней поверхности, образующий с поверхностью диска 2 кольцевую полость 5, содержит входные отверстия 6, через которые охлаждающий воздух проходит в кольцевую полость 5. Поток охлаждающего воздуха в кольцевой полости 5 закручивается с помощью центростремительных лопаток 4 и поступает далее через сквозные отверстия 7 в диске 2 на центробежный лопастной аппарат 8 и далее, омывая поверхность экрана 9 и диска 2, в канал 10 для прохода охлаждающего воздуха и в проточную часть газовой турбины. Экран 9 с тепловой изоляцией 11, расположенной на неподвижной диафрагме 12 соплового аппарата 13 следующей ступени газовой турбины, позволяет за счет лучистого теплообмена охлаждать ободную часть диска 2. Для повышения эффективности охлаждения диска 2 установлена диафрагма 14 на стенке 15 неподвижного направляющего аппарата 1, которая сообщается с вихревой трубой 16 через холодную полость 17, имеющуюся в результате энергетического разделения потока воздуха. Холодный поток воздуха, полученный в процессе энергетического разделения исходного воздуха от компрессора в вихревой трубе 16, поступает из холодной полости 17 через камеру распределения 18 воздуха в неподвижный направляющий аппарат 1, в кольцевую полость 5 через входные отверстия 6 и далее в канал 10 для прохода охлаждающего воздуха. Вихревая труба 16 имеет в результате энергетического разделения и горячую полость 19, поток воздуха из которой поступает в газовый тракт турбины. Так как от вихревой трубы 16 поток охлаждающего воздуха через холодную полость 17 идет в камеру распределения 18 и далее в охлаждающий тракт, то охлаждение диска 2 газовой турбины осуществляется более интенсивно и равномерно, что ведет к снижению температурных перепадов в диске 2 газовой турбины, уменьшению усталостных напряжений.

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждающим системам дисков газовых турбин. Технический результат - обеспечение эффективного и равномерного охлаждения диска газовой турбины, снижение температурных перепадов в диске, уменьшение усталостных напряжений. Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в предлагаемой системе охлаждения диска газовой турбины, содержащей неподвижный направляющий аппарат для предварительной закрутки охлаждающего воздуха, укрепленный на диске экран с центростремительными лопатками на внутренней поверхности, образующий с поверхностью диска кольцевую полость, сообщенную входными отверстиями с направляющим аппаратом, а выходными - со сквозными отверстиями в диске, на выходе из которых расположен центробежный лопастной аппарат, лопатки которого установлены под углом 20-35° против направления вращения диска, теплоизолированный экран, размещенный со стороны диска, противоположной центростремительным лопаткам, и образующий с ними канал для прохода охлаждающего воздуха, особенность заключается в том, что имеется диафрагма с вихревой трубой, имеющей в результате энергетического разделения потока воздуха холодную полость, сообщенную через камеру распределения воздуха, образованную стенкой неподвижного направляющего аппарата и диафрагмой, с неподвижным направляющим аппаратом, и горячую полость, соединенную с газовым трактом турбины. 2 ил.

Система охлаждения диска газовой турбины, содержащая неподвижный направляющий аппарат для предварительной закрутки охлаждающего воздуха, укрепленный на диске экран с центростремительными лопатками на внутренней поверхности, образующий с поверхностью диска кольцевую полость, сообщенную входными отверстиями с направляющим аппаратом, а выходными - со сквозными отверстиями в диске, на выходе из которых расположен центробежный лопастной аппарат, лопатки которого установлены под углом 20-35° против направления вращения диска, теплоизолированный экран, размещенный со стороны диска, противоположной центростремительным лопаткам, и образующий с ними канал для прохода охлаждающего воздуха, отличающаяся тем, что имеет диафрагму с вихревой трубой, имеющей в результате энергетического разделения потока воздуха холодную полость, сообщенную через камеру распределения воздуха, образованную стенкой неподвижного направляющего аппарата и диафрагмой, с неподвижным направляющим аппаратом, и горячую полость, соединенную с газовым трактом турбины.