Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.
Известна высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа с помощью конической диафрагмы, установленной на радиальных штифтах (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.137, рис.4.5а).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры конической диафрагмы.
Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа передним и задним по потоку промежуточными дисками, причем в полотне заднего промежуточного диска выполнены отверстия, соединяющие воздушную полость между передним и задним промежуточными дисками с воздушной полостью между задним промежуточным диском и диском второй ступени турбины (Патент РФ №2193091, F01D 5/06, 2002 г.).
Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за повышенной температуры заднего промежуточного диска как результат недостаточного конвективного охлаждения, а также рабочей лопатки второй ступени турбины как результат малого расхода охлаждающего воздуха вследствие повышенных гидравлических потерь в системе подвода воздуха на ее охлаждение.
Технической задачей, решаемой изобретением, является повышение надежности турбины за счет интенсификации охлаждения заднего промежуточного диска и рабочей лопатки второй ступени.
Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной двухступенчатой газовой турбине с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени, в междисковой полости которой размещены передний и задний по потоку промежуточные диски, согласно изобретению в переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, при этом количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, a F1/F2=1,5-3, где
F1 - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска;
F2 - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени.
Выполнение переходной криволинейной части заднего промежуточного диска с осевыми каналами, соединяющими воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, позволяет пропустить основную часть воздуха, поступающего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени, через осевые каналы в ободе заднего промежуточного диска, что позволяет снизить температуру обода за счет интенсивного конвективного охлаждения и повысить надежность турбины.
Выполнение осевых каналов в переходной криволинейной части обода позволяет максимально приблизить указанные осевые каналы к внешней поверхности обода, омываемой газом, что улучшает охлаждение обода заднего промежуточного диска.
Существенным признаком является равенство числа осевых каналов в ободе заднего промежуточного диска двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, что обеспечивает более равномерное по окружности обода охлаждение и повышает надежность турбины. В этом случае все рабочие лопатки второй ступени будут находиться в одинаковых условиях по давлению и температуре охлаждающего воздуха на входе.
Охлаждающий воздух, протекающий в воздушной полости между передним и задним промежуточными дисками, имеет значительно более низкую по сравнению с ободом окружную скорость, а для обеспечения минимальных гидравлических потерь охлаждающего воздуха на входе в осевые отверстия проходная площадь должна быть выполнена увеличенной, т.e. F1/F2=1,5-3.
При F1/F2<1,5 увеличиваются гидравлические потери охлаждающего воздуха на входе в осевые каналы, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха через вторую рабочую лопатку, ее перегреву и поломке.
При F1/F2>3 излишне увеличиваются размеры и вес обода заднего промежуточного диска, в котором размещены осевые каналы.
Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.
На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - сечение А-А на фиг.1.
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина 1 включает ротор 2, на котором установлены диски первой ступени 3 и второй ступени 4 с рабочими лопатками первой ступени 5 и второй ступени 6, соответственно, а также статор 7 с сопловыми лопатками второй ступени 8.
Междисковая полость 9 ротора 2 уплотнена с помощью переднего 10 и заднего 11 по потоку газа 12 промежуточных дисков, на внешней поверхности 13 которых выполнены уплотнительные гребешки 14, образующие совместно с фланцем 15 сопловой лопатки 8 лабиринтное уплотнение 16.
Воздушная полость 17 между диском первой ступени 3 и передним промежуточным диском 10 на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора (не показана), а на выходе - через отверстия 18 в полотне 19 переднего промежуточного диска 10, осевые отверстия 20 в ободе 21 заднего промежуточного диска 11 и полости 22 подвода воздуха на рабочую лопатку второй ступени 6 в диске второй ступени 4 - с воздушной полостью 23 рабочей лопатки второй ступени 6.
На входе осевые каналы 20 выполнены в переходной криволинейной части 24 полотна 25 заднего промежуточного диска 11 к его ободу 21, что позволяет максимально приблизить каналы 20 к внешней поверхности 13 и к уплотнительным гребешкам 14, что улучшает их охлаждение.
Количество каналов 20 в 2 раза больше количества рабочих лопаток второй ступени 6, что позволяет минимизировать шаг в окружном направлении между каналами 20, улучшая охлаждение обода 21 и снижая окружную неравномерность температурного поля обода 21.
Устройство работает следующим образом.
При работе высокотемпературной двухступенчатой турбины 1 поток газа 12, протекающий через сопловые лопатки второй ступени 8, частично перетекает через лабиринтное уплотнение 16, вызывая интенсивный нагрев уплотнительных гребешков 14 и внешней поверхности 13 заднего промежуточного диска 11, что может привести к его перегреву и поломке. Однако перегрева не происходит, так как основная часть охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени 6, протекает по осевым каналам 20 в ободе 21 промежуточного диска 11, интенсивно его охлаждая, что ведет к снижению температуры гребешков 14 и внешней поверхности 13 с соответствующим повышением надежности турбины 1.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА | 2007 |
|
RU2364727C1 |
РОТОР ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЫ | 2000 |
|
RU2186991C2 |
ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА | 2007 |
|
RU2352791C1 |
МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ СИЛОВАЯ ТУРБИНА | 2004 |
|
RU2263790C2 |
ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА | 1998 |
|
RU2147689C1 |
ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2008 |
|
RU2369749C1 |
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2007 |
|
RU2352789C1 |
ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 1998 |
|
RU2141036C1 |
МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА | 2003 |
|
RU2263809C2 |
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2000 |
|
RU2193091C2 |
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени содержит в междисковой полости размещенные передний и задний по потоку промежуточные диски. В переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени. Количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени. Отношение проходной площади осевых каналов обода заднего промежуточного диска к проходной площади полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени составляет 1,5-3. Изобретение повышает надежность высокотемпературной двухступенчатой турбины путем интенсификации охлаждения заднего промежуточного диска и рабочей лопатки второй ступени. 3 ил.
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени, в междисковой полости которой размещены передний и задний по потоку промежуточные диски, отличающаяся тем, что в переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, при этом количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, a F1/F2=1,5-3,
где F1 - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска,
F2 - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени.
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2000 |
|
RU2193091C2 |
РОТОР МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЫ | 1996 |
|
RU2130124C1 |
ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 1998 |
|
RU2141036C1 |
Индукционный барометр | 1933 |
|
SU37897A1 |
US 5236302 A, 17.08.1993 | |||
Устройство для вывода информации | 1984 |
|
SU1238090A1 |
Авторы
Даты
2009-10-10—Публикация
2008-02-07—Подача