высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина

Формула изобретения

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 F ₁/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.

Описание изобретения к патенту

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 F ₁/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/F ₂<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.