Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины

 

Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины содержит кольцевую полость подвода охлаждающего воздуха, образованную между боковыми поверхностями покрывного диска и диска турбины, охлаждаемые рабочие лопатки, закрепленные на диске турбины соединением елочного типа. В хвостовиках лопаток выполнены каналы ввода охлаждающего воздуха в лопатки. Покрывной диск выполнен из секторов, имеющих со стороны кольцевой полости радиальные приливы по количеству лопаток. В каждом радиальном приливе и в теле сектора покрывного диска выполнен сквозной канал для подвода воздуха после компрессора, сообщенный через профилированный патрубок с каналами ввода воздуха в соответствующую лопатку. Секторы покрывного диска закреплены между диском турбины и промежуточным диском посредством хвостовиков. В хвостовиках секторов выполнены каналы для подвода воздуха от промежуточной ступени компрессора в указанную кольцевую полость, сообщенную с зазорами соединения елочного типа лопаток и диска турбины. Каждый сектор покрывного диска зафиксирован на диске турбины в окружном направлении и имеет зацепы его выступов с соответствующими выступами диска турбины, обеспечивающие фиксацию сектора в осевом и радиальном направлениях. Изобретение повышает эффективность охлаждения. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области газотурбостроения и может быть использовано для охлаждения рабочих колес с охлаждаемыми рабочими лопатками, преимущественно высокотемпературных газовых турбин.

Для охлаждения рабочих колес высокотемпературных газовых турбин известны системы охлаждения с подводом охлаждающего воздуха в кольцевую полость между диском турбины и вращающимся вместе с ним покрывным диском (1). Несмотря на утяжеление ротора из-за покрывных дисков последние широко используются в рабочих колесах первых ступеней газовых турбин ввиду эффективности охлаждения за счет повышения скорости охлаждающего воздуха при его протекании между покрывным диском и диском турбины в кольцевой полости (по кольцевому зазору).

Известно устройство для охлаждения диска и охлаждаемых рабочих лопаток газовой турбины, содержащее покрывной диск, закрепленный на диске турбины и образующий с передней его боковой поверхностью полость для подвода охлаждающего воздуха к передней стороне диска турбины, которая сообщена через отверстия в ободе диска с каналами в хвостовой части лопаток для охлаждения последних (2).

Недостатки устройства: высокая концентрация напряжений в зоне отверстий в ободе диска турбины, что сказывается на ресурсе работы турбины; ограниченные возможности охлаждения лопаток и значительный градиент температур в диске турбины, особенно для высокотемпературных газовых турбин, из-за использования для охлаждения лопаток и полотна диска турбины воздуха с одинаковыми параметрами, ограниченными свойствами материала диска турбины, менее жаропрочного в сравнении с рабочими лопатками.

Известно устройство для охлаждения диска турбины и охлаждаемых рабочих лопаток газовой турбины, содержащее покрывной диск, закрепленный на диске турбины с образованием кольцевой полости между ними для подвода охлаждающего воздуха, которая сообщена с отверстиями ввода воздуха в охлаждаемые рабочие лопатки, выполненными в хвостовиках лопаток, при этом лопатки закреплены в роторе посредством соединений елочного типа (3).

Недостатками этого устройства так же, как и в аналоге, является невозможность обеспечения эффективного и экономичного охлаждения одновременно рабочих лопаток и диска турбины при использовании охлаждающего воздуха одинаковых начальных параметров.

Заявленное изобретение направлено на решение задачи создания такого устройства охлаждения рабочего колеса газовой турбины с покрывным диском, которое давало бы более эффективное и экономичное охлаждение диска турбины и охлаждаемых лопаток за счет подвода к ним воздуха разных начальных параметров.

Эта задача решена в устройстве для охлаждения рабочего колеса газовой турбины, содержащем кольцевую полость подвода охлаждающего воздуха, образованную между боковыми поверхностями покрывного диска и диска турбины, охлаждаемые рабочие лопатки, закрепленные на диске турбины соединением елочного типа, в хвостовиках лопаток каналы ввода охлаждающего воздуха в лопатки, в котором в соответствии с сущностью изобретения покрывной диск выполнен из секторов, имеющих со стороны кольцевой полости радиальные приливы по количеству лопаток, в каждом радиальном приливе и в теле сектора покрывного диска выполнен сквозной канал для подвода воздуха после компрессора, сообщенный через профилированный патрубок с каналами ввода воздуха в соответствующую лопатку, при этом секторы покрывного диска закреплены между диском турбины и промежуточным диском посредством хвостовиков, в хвостовиках секторов выполнены каналы для подвода воздуха от промежуточной ступени компрессора в указанную кольцевую полость, сообщенную с зазорами соединения елочного типа лопаток и диска турбины, каждый сектор покрывного диска зафиксирован на диске турбины в окружном направлении и имеет зацепы его выступов с соответствующими выступами диска турбины, обеспечивающие фиксацию сектора в осевом и радиальном направлениях.

Выполнение в покрывном диске заявленным образом отдельных каналов подвода воздуха в охлаждающие лопатки, которые изолированы от полости между покрывным диском и диском турбины, а также отдельных каналов подвода воздуха в кольцевую полость, сообщенную с зазорами соединения лопаток и диска турбины, позволяет производить подачу воздуха на охлаждение лопаток и диска турбины с разными начальными параметрами, тем самым обеспечивается возможность одновременного эффективного и экономичного охлаждения как лопаток, так и диска турбины.

При этом крепление покрывного диска на роторе посредством хвостовика и фиксирование покрывного диска в радиальном направлении зацепами его выступов с соответствующими выступами диска турбины обеспечивают эффективную разгрузку покрывного диска от радиальных напряжений, что компенсирует напряжения от утяжеления диска из-за выполнения в нем радиальных приливов.

Лопатки выполнены с продольными каналами ввода в них охлаждающего воздуха, которые сообщены с профилированным патрубком со стороны основания хвостовиков лопаток.

Для обеспечения, в частном случае, подвода требуемого расхода охлаждающего воздуха в лопатку, лопатка имеет со стороны кольцевой полости утолщение, в котором выполнено не менее одного канала ввода в лопатку охлаждающего воздуха.

Изобретение поясняется чертежами, на которых изображены: фиг. 1 - общий вид устройства с передней боковой поверхности покрывного диска; фиг. 2 - продольный разрез А-А по фиг.1 между соединениями лопаток с диском турбины; фиг.3 - продольный разрез Б-Б по фиг.1 в зоне радиального прилива сектора с профилирующим патрубком; фиг. 4 - продольный разрез В-В по фиг.1 в зоне стыка секторов покрывного диска.

Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины содержит образованную боковыми поверхностями покрывного диска 1 и диска турбины 2 кольцевую полость 3 подвода охлаждающего воздуха к периферийной части (ободу) 4 диска турбины 2, несущего рабочие охлаждаемые лопатки 5. Рабочие лопатки 5 имеют с ободом 4 диска 2 соединение елочного типа 6 с зазорами 7 для прохода охлаждающего воздуха из кольцевой полости 3 в проточную часть турбины. Рабочие лопатки 5 имеют в их хвостовиках 8 продольные каналы 9 ввода охлаждающего воздуха в систему внутренних каналов (на чертеже не показана) лопаток 5. Для обеспечения, в частном случае, подачи требуемого расхода в лопатки 5, они могут иметь со стороны кольцевой полости 3 утолщение 10 на передней боковой поверхности их хвостовиков 8, при этом в утолщении 10 выполняется часть продольных каналов 9 ввода охлаждающего воздуха в лопатку.

Покрывной диск 1 состоит из секторов 11, тело 12 которых в нижней части выполнено утолщенным по оси турбины.

Секторы 11 имеют хвостовики 13 в виде ласточкина хвоста, образующие кольцевой хвостовик покрывного диска 1. Секторы 11 закреплены между диском 2 и промежуточным диском 14 хвостовиками 13, размещенными в кольцевом пазу 15 дисков 2 и 14. Со стороны кольцевой полости 3 секторы 11 имеют радиальные приливы 16 по количеству лопаток 5, размещенные по окружности в соответствии с расположением лопаток 5 в диске 2. В каждом приливе 16 и в нижней утолщенной части тела 12 сектора 11 выполнен общий сквозной канал 17, сообщенный на выходе с продольными каналами 9 соответствующей лопатки 5 посредством профилированного патрубка 18 с г-образной формой в продольном сечении турбины. Патрубок 18 соединен с радиальным приливом 16 по подвижной посадке с обеспечением требуемого свободного перемещения патрубка в радиальном направлении, что обеспечивает под действием центробежных сил плотную стыковку верхнего торца патрубка 18 с торцами утолщения 10 и лопатки 5 в тангенциальной плоскости 19 в зоне подрезки 20 хвостовика 8, выполненной со стороны кольцевой полости 3.

Каналы ввода охлаждающего воздуха в лопатки 5 могут быть выполнены с входными сечениями на передней боковой поверхности хвостовиков 8 лопаток 5. В этом случае патрубок 18 выполняют с профилем в продольном сечении по оси турбины, обеспечивающим стыковку торца патрубка, выполненного в вертикальной плоскости, с передней боковой поверхностью хвостовика 8 лопатки 5.

Лопатка 5 может иметь как продольные каналы ввода воздуха, так и каналы ввода воздуха, выведенные на переднюю боковую поверхность ее хвостовика 8. В этом случае патрубок 18, соответственно, должен иметь комбинированную форму, обеспечивающую подвод воздуха в указанные каналы, корпус патрубка может иметь отвод с выходным сечением в тангенциальной плоскости для сообщения с продольными каналами в плоскости подрезки хвостовика 8 лопатки или для сообщения в плоскости основания хвостовика 8, в последнем случае под хвостовиком 8 должен быть предусмотрен зазор для размещения отвода, при этом корпус патрубка должен иметь форму, обеспечивающую стыковку торца, выполненного в вертикальной плоскости, с передней боковой поверхностью хвостовика 8 лопатки.

На входе сквозные каналы 17 сообщены с полостью 21 между корпусом компрессора 22, уплотнением 23, закрепленным на корпусе компрессора, и промежуточным диском турбины 14, куда подводится воздух после компрессора. На утолщенной части тела 12 сектора 11 выполнены уплотнительные гребни 24 в зоне уплотнения 23.

Секторы 11 имеют каналы 25 для подвода воздуха от промежуточной ступени компрессора в кольцевую полость 3, сообщенную с зазорами 7 соединения елочного типа 6. Каналы 25 выполнены в основании хвостовиков 13, например, в виде проточек в хвостовиках 13 и утолщенных нижних частях тел 12 секторов 11 в месте их стыка и сообщены с кольцевой полостью 3. Каналы 25 могут быть выполнены в хвостовике 13 каждого сектора 11 в виде отверстий или проточек (на чертеже не показаны), размещенных в окружном направлении между сквозными каналами 17.

Каждый сектор 11 зафиксирован от радиального смещения посредством зацепления его выступов 26 с соответствующими выступами 27 на ободе 4 диска турбины 2. В окружном направлении сектора 11 зафиксированы осевыми выступами 28, размещенными в ответных пазах 29 диска турбины 2.

При работе турбины воздух на охлаждение лопаток отбирается за последней ступенью компрессора, поступает в полость 21 между корпусом компрессора 22 и промежуточным диском 14 и через сквозные каналы 17 и профилированные патрубки 18 поступает в продольные каналы 8 ввода воздуха в лопатки 5, и далее, проходя систему охлаждающих каналов в лопатках (на чертеже не показана), поступает в проточную часть турбины.

На охлаждение диска турбины 2 воздух отбирается после промежуточной ступени компрессора, обеспечивающей оптимальные начальные параметры воздуха для охлаждения диска 2 с учетом прочностных свойств его материала, и подается во внутреннюю полость 30 ротора, затем через радиальные щели 31 между промежуточным диском 14 и диском турбины 2 в кольцевой зазор 32 под хвостовиками 13 секторов 11. Из зазора 32 воздух равномерно поступает через каналы 25 покрывного диска 1 в кольцевую полость 3, обтекает переднюю поверхность диска 2, охлаждая его, затем проходит через зазоры 7 соединения 6 лопаток 5 и диска 2 в проточную часть турбины, охлаждая обод 4 диска 2 и хвостовики 8 лопаток 5.

Раздельный подвод воздуха на охлаждение диска и лопаток турбины с разными начальными параметрами в сравнении с известными устройствами улучшает процесс охлаждения диска и рабочих лопаток турбины, уменьшает уровень температурных напряжений в диске турбины и обеспечивает более экономичные расходы охлаждающего воздуха, в результате повышается КПД турбины и надежность ее работы.

При этом уменьшение температурных напряжений в диске турбины, более эффективная, как было указано выше, разгрузка покрывного диска от радиальных напряжений, а также уменьшение окружных напряжений в покрывном диске, обусловленное выполнением его составным - из секторов, обеспечивают в изобретении повышение запаса прочности диска турбины и покрывного диска в сравнении с рассмотренными выше известными устройствами.

Источники информации 1. Грязнов Н.Д., Епифанов В.М., Иванов В.Л., Манушин Э.А. Теплообменные устройства. М., Машиностроение, 1985, с.221.

2. Масленников М.М., Шальман Ю.И., Авиационные газотурбинные двигатели. М., Машиностроение, 1975, с.442.

3 Вьюнов С. А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М., Машиностроение, 1989, с.168, рис.4.

Формула изобретения

1. Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины, содержащее кольцевую полость подвода охлаждающего воздуха, образованную между боковыми поверхностями покрывного диска и диска турбины, охлаждаемые рабочие лопатки, закрепленные на диске турбины соединением елочного типа, в хвостовиках лопаток каналы ввода охлаждающего воздуха в лопатки, отличающееся тем, что покрывной диск выполнен из секторов, имеющих со стороны кольцевой полости радиальные приливы по количеству лопаток, в каждом радиальном приливе и в теле сектора покрывного диска выполнен сквозной канал для подвода воздуха после компрессора, сообщенный через профилированный патрубок с каналами ввода воздуха в соответствующую лопатку, при этом секторы покрывного диска закреплены между диском турбины и промежуточным диском посредством хвостовиков, в хвостовиках секторов выполнены каналы для подвода воздуха от промежуточной ступени компрессора в указанную кольцевую полость, сообщенную с зазорами соединения елочного типа лопаток и диска турбины, каждый сектор покрывного диска зафиксирован на диске турбины в окружном направлении и имеет зацепы его выступов с соответствующими выступами диска турбины, обеспечивающие фиксацию сектора в осевом и радиальном направлениях.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что лопатки выполнены с продольными каналами ввода в них охлаждающего воздуха, которые сообщены с профилированным патрубком со стороны основания хвостовиков лопаток.

3. Устройство по пп.1 и 2, отличающееся тем, что лопатка имеет со стороны кольцевой полости утолщение, в котором выполнено не менее одного канала ввода охлаждающего воздуха в лопатку.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

MZ4A - Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение на основании заявления, поданного патентообладателем в федеральный орган исполнительной власти по интеллектуальной собственности

Дата прекращения действия патента: 14.11.2005

Извещение опубликовано: 10.04.2006        БИ: 10/2006

---