Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины

Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к области вентиляции роторов турбин высокого давления турбомашин.

В более узком аспекте изобретение относится к устройству вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины. Турбина расположена позади камеры сгорания и содержит диск, снабженный внутренней расточкой и передней перемычкой для его крепления на выходном конусе компрессора высокого давления, и фланец, расположенный перед указанным диском и отделенный от него полостью. Фланец содержит массивную радиальную внутреннюю часть, также снабженную внутренней расточкой, через которую проходит передняя перемычка диска, и переднюю перемычку для крепления на указанном выходном конусе. Устройство содержит также первый контур охлаждения лопаток, который питается первым воздушным потоком, отбираемым у основания камеры сгорания, и подает этот первый воздушный поток в указанную полость через основные воздушные сопла, расположенные перед фланцем, и через вентиляционные отверстия, выполненные во фланце. Кроме того, в устройстве имеется второй контур охлаждения фланца, который питается вторым воздушным потоком через выпускной лабиринт, расположенный за компрессором высокого давления. При этом часть, по меньшей мере, второго воздушного потока служит для вентиляции верхней передней поверхности диска через второй лабиринт, расположенный под воздушными соплами.

Уровень техники

Известны различные устройства вентиляции роторов турбин высокого давления, используемые, в частности, в авиационных двигателях - см., например, US 4526511. В качестве наиболее близкого аналога устройства вентиляции по настоящему изобретению может быть выбрано устройство, описанное в US 4822244, F01D 5/08, 18.04.1989. Конструкция известного устройства иллюстрируется фиг.1, на которой представлен ротор 1 турбины высокого давления, оснащенной устройством вентиляции ротора.

Ротор 1 турбины расположен позади камеры 2 сгорания и содержит диск 3, оснащенный лопатками 4, и фланец 5, расположенный перед диском 3. Диск 3 и фланец 5 содержат каждый переднюю перемычку, соответственно 3а и 5а, для их крепления к заднему концу 6 выходного конуса 7 компрессора высокого давления, приводимого во вращение ротором 1.

Диск 3 содержит внутреннюю расточку 8, через которую проходит вал 9 турбины низкого давления. Фланец 5 содержит внутреннюю расточку 10, окружающую перемычку За диска 3, и вентиляционные отверстия 11, через которые первый поток С1 охлаждающего воздуха, отбираемый у основания камеры сгорания, подается в полость 12, отделяющую выходную поверхность фланца 5 от передней поверхности диска 3. Этот поток С1 охлаждающего воздуха циркулирует радиально наружу и проникает в гнезда 4а, в которых находятся хвостовики (замки) лопаток 4, для их охлаждения. Этот воздушный поток С1 отбирается у основания камеры сгорания, поступает в канал 13, входящий в первый контур охлаждения лопаток и расположенный в полом пространстве 14, отделяющем фланец 5 от донной части камеры сгорания, и закручивается воздушными соплами 15 для снижения температуры воздуха, подаваемого в полость 12.

Второй поток С2 охлаждающего воздуха, отбираемый у основания камеры сгорания, циркулирует к выходу в отделении 16, отделяющем выходной конус 7 компрессора высокого давления от внутренней оболочки 17 камеры 2 сгорания. Этот воздушный поток С2 течет через выпускной лабиринт 18 и проникает в полое пространство 14. Из данного пространства 14 часть С2а потока С2 течет через каналы 19, выполненные в расположенной радиально передней перемычке 5а фланца 5, проходит через расточку 10 фланца 5 для охлаждения его внутренней радиальной части и соединяется с воздушным потоком С1 охлаждения лопаток 4. Другая часть С2b второго воздушного потока С2 охлаждает входную поверхность фланца 5, огибает воздушные сопла 15 и выходит в выпускную полость 20 ротора 1 турбины.

И, наконец, третья часть С2 с второго воздушного потока С2 служит для вентиляции верхней передней поверхности 21 фланца 5 после прохода через второй лабиринт 22, расположенный под воздушными соплами 15. Эта третья часть С2с воздушного потока проникает в полое пространство 23, расположенное за вторым лабиринтом 22 между фланцем 5 и воздушными соплами 15, и выходит через третий лабиринт 24, расположенный над воздушными соплами 15, в выпускную полость 20 ротора 1 турбины, где он смешивается с первым воздушным потоком С1.

Кроме того, второй воздушный поток С2 служит для охлаждения выходного конуса 7, тракта сообщения компрессора высокого давления с турбиной высокого давления и фланца 5. Этот второй воздушный поток, который циркулирует в осевом направлении в кольцевом пространстве, ограниченном неподвижными стенками камеры сгорания и подвижными вращающимися стенками, связанными с ротором, подвержен нагреву, вызванному рассеянием мощности между ротором и статором.

Соответственно для снижения температуры входного фланца в соответствии с характеристиками его механической прочности необходимо увеличивать расход воздушного потока С2, проходящего через выпускной лабиринт 18, расположенный на выходе компрессора высокого давления, и отводить его либо в поток охлаждения лопаток, либо в поток на входе рабочего колеса турбины высокого давления. Это увеличение расхода порождает увеличение температуры воздушного потока охлаждения лопаток за счет сброса нагретого воздуха в систему охлаждения лопаток и снижение рабочих характеристик турбины из-за указанного сброса в тракте охлаждения.

Воздушный поток С2, служащий для охлаждения фланца за вторым лабиринтом 22, расположенным под воздушными соплами 15, плохо поддается контролю, поскольку на него влияют изменения размеров зазоров в выпускном лабиринте 18, втором лабиринте 22 и третьем лабиринте 24, расположенном над воздушными соплами 15, на протяжении отдельных циклов работы турбомашины и ее срока службы в целом.

Таким образом, температура передней поверхности фланца за вторым лабиринтом является достаточно высокой и плохо поддающейся контролю. Это вызывает необходимость использования специальных материалов для изготовления фланца и соответствующего выбора его размеров при проектировании.

Сущность изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в снижении температуры передней поверхности фланца для целей упрощения проектирования его размеров на сверхвысоких скоростях, увеличения срока службы и обеспечения возможности использования экономичного материала.

Решение поставленной задачи достигается за счет того, что устройство согласно изобретению дополнительно содержит отвод от первого контура в полое пространство, расположенное за вторым лабиринтом. При этом указанный отвод подает третий воздушный поток для охлаждения верхней передней поверхности внутренней радиальной части указанного фланца. Этот третий воздушный поток предварительно закручивается посредством дополнительных воздушных сопел.

Указанный третий воздушный поток, который предварительно закручивается и вводится за лабиринтом под основными воздушными соплами, позволяет снизить общую относительную температуру воздуха, предназначенного для охлаждения передней поверхности фланца за выходом второго лабиринта. Этот третий воздушный поток смешивается с потоком, выходящим через лабиринт под воздушными соплами, и выходит за основными воздушными соплами турбины в контур питания рабочего колеса турбины высокого давления.

Таким образом, воздух, вводимый в контур питания рабочего колеса турбины, является более холодным по сравнению с воздухом, подаваемым с помощью системы вентиляции, известной из уровня техники.

В оптимальном примере выполнения дополнительные воздушные сопла выполнены в виде сверлений, проходящих наклонно тангенциально в направлении вращения ротора.

Предпочтительно указанные сверления отбирают воздух из основных воздушных сопел и подают его непосредственно за вторым лабиринтом, расположенным между основными воздушными соплами и передней перемычкой фланца. Эта передняя перемычка фланца предпочтительно выполнена радиальной.

Перечень фигур чертежей

Пример осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает на виде в разрезе по оси ротор турбины высокого давления турбомашины, представляя потоки охлаждающего воздуха в соответствии с уровнем техники,

фиг.2 изображает на виде в разрезе по оси ротор турбины турбомашины, содержащий устройство охлаждения в соответствии с изобретением,

на фиг.3-5 представлены графики изменения температуры в области расточки переднего фланца в функции зазора соответственно выпускного лабиринта компрессора, лабиринта под воздушными соплами и лабиринта над воздушными соплами для известного устройства вентиляции и для устройства в соответствии с изобретением.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Известное решение описано во вводной части со ссылкой на фиг.1 и не требует дополнительных пояснений.

Фиг.2 изображает ротор 1 турбины, который отличается от ротора по фиг.1 тем, что за вторым лабиринтом 22 расположено полое пространство 23, которое питается воздухом, с одной стороны, за счет выхода воздушного потока С2с из полого пространства 14 через второй лабиринт 22 и, с другой стороны, за счет воздушного потока С1а, подаваемого через отвод от первого контура, образованный между каналом 13 подачи первого воздушного потока С1 и полым пространством 23. Отвод образован несколькими дополнительными воздушными соплами, выполненными в виде сверлений 30, которые выходят, с одной стороны, к входу основных воздушных сопел 15, и с другой стороны, в полое пространство 23 непосредственно за вторым лабиринтом 22. Сверления 30 выполнены цилиндрическими и наклонены тангенциально в направлении вращения ротора 1 турбины.

Как видно из фиг.2, внутренняя радиальная часть 31 фланца 5 выполнена массивной и вытянутой по оси к передней части двигателя до передней перемычки 5а, которая служит для крепления фланца к заднему концу 6 выходного конуса 7 компрессора. Лабиринт 22, размещенный под воздушными соплами 15, расположен на периферии передней перемычки 5а. Сверления 30 являются по существу радиальными и направлены к передней (т.е. верхней) поверхности 32 радиальной внутренней части фланца 5.

За счет того, что сверления 30 наклонены в направлении вращения ротора 1 турбины, воздушный поток С1, подаваемый через сверления 30, имеет общую относительную температуру ниже, чем температура охлаждающего воздуха в тех же зонах в известных решениях.

Преимущество по снижению температуры оценивается в 30°С. Воздушный поток С1а смешивается с потоком С2с, проходящим через лабиринт 22 под воздушными соплами, и выходит за основными воздушными соплами 15 в поток питания рабочего колеса турбины.

В предложенной конструкции, как это видно из фиг.2, передняя перемычка 5а не содержит отверстий для питания кольцевой камеры 33, расположенной между внутренней радиальной частью 31 фланца 5 и выходной перемычкой 3а диска 3, так как третьего воздушного потока С1а достаточно для охлаждения фланца 5 полностью только этим одним потоком.

Таким образом, воздух, подаваемый в контур питания рабочего колеса турбины для охлаждения лопаток, является более холодным, чем воздух, подаваемый для охлаждения лопаток при традиционной вентиляции. Снижение температуры оценивается в 15°С, что соответствует выигрышу по удельному потреблению примерно в 0,06%.

Кроме того, на поток С1а холодного воздуха, подаваемый через сверления 30, не оказывают влияния зазоры окружающих лабиринтов, так как расход для этого потока калиброван сверлениями 30.

На фиг.3 штриховой линией показано изменение температуры внутренней радиальной части 31 фланца 5 в области его внутренней расточки при традиционной вентиляции ротора турбины и сплошной линией - изменение температуры в том же месте при использовании устройства вентиляции в соответствии с изобретением. Изменение температуры показано в зависимости от зазора выпускного лабиринта 18, выраженного в миллиметрах.

Можно констатировать, что при использовании устройства по изобретению температура остается по существу постоянной и всегда ниже температуры, получаемой в этом месте при традиционной системе вентиляции.

На фиг.4 показано изменение температуры внутренней радиальной части 31 фланца 5 в области его внутренней расточки в зависимости от зазора второго лабиринта 22, расположенного под основными воздушными соплами, при традиционной вентиляции ротора турбины (штриховая линия) и при использовании устройства вентиляции в соответствии с изобретением (сплошная линия).

Можно также констатировать, что при прочих равных условиях температура в этой зоне остается по существу постоянной и всегда ниже температуры, получаемой при традиционной системе вентиляции.

Фиг.5 иллюстрирует изменение температуры на том же участке фланца в зависимости от зазора третьего лабиринта 24 при традиционной вентиляции ротора турбины (штриховая линия) и при использовании устройства вентиляции в соответствии с изобретением (сплошная линия).

Таким образом, при использовании устройства вентиляции по изобретению температура фланца 5 вблизи третьего лабиринта 24 остается по существу постоянной и всегда ниже температуры, получаемой при традиционной системе вентиляции. За счет этого фланец 5 менее подвержен тепловым напряжениям, так что он может быть изготовлен из менее дорогого и более легкого в обработке материала.

1. Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины, в которой турбина расположена позади камеры сгорания и содержит диск, снабженный внутренней расточкой и передней перемычкой для его крепления на выходном конусе компрессора высокого давления, и фланец, расположенный перед указанным диском и отделенный от него полостью, фланец содержит массивную радиальную внутреннюю часть, также снабженную внутренней расточкой, через которую проходит передняя перемычка диска, и переднюю перемычку для крепления на указанном выходном конусе, устройство содержит первый контур охлаждения лопаток, который питается первым воздушным потоком, отбираемым у основания камеры сгорания, и подает первый воздушный поток в указанную полость через основные воздушные сопла, расположенные перед фланцем, и через вентиляционные отверстия, выполненные во фланце, и второй контур охлаждения фланца, который питается вторым воздушным потоком через выпускной лабиринт, расположенный за компрессором высокого давления, при этом часть, по меньшей мере, второго воздушного потока служит для вентиляции верхней передней поверхности диска через второй лабиринт, расположенный под воздушными соплами, отличающееся тем, что дополнительно содержит отвод от первого контура (13) в полое пространство (23), расположенное за вторым лабиринтом (22), при этом указанный отвод подает третий воздушный поток (С1а) для охлаждения верхней передней поверхности (32) внутренней радиальной части (31) фланца (5), тогда как третий воздушный поток (С1а) предварительно закручивается посредством дополнительных сопел.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что дополнительные воздушные сопла выполнены в виде сверлений (30), проходящих наклонно тангенциально в направлении вращения ротора.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что указанные сверления (30) отбирают воздух из основных воздушных сопел (15).

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что указанные сверления (30) подают воздух в зону непосредственно за вторым лабиринтом.

5. Устройство по любому из пп.2-4, отличающееся тем, что второй лабиринт (22) расположен между основными воздушными соплами (15) и передней перемычкой (5а) фланца (5).

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что передняя перемычка (5а) фланца (5) выполнена радиальной.