RU2226609C2

RU2226609C2 - Turbine of gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2226609C2
Application number: RU2002116340/06A
Authority: RU
Inventors: С.И. Фадеев; В.А. Кузнецов; В.М. Язев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2002-06-17
Filing date: 2002-06-17
Publication date: 2004-04-10
Also published as: RU2002116340A

Abstract

FIELD: mechanical engineering; turbines. SUBSTANCE: proposed turbine of gas-turbine engine includes disk with fitted-on deflector with hub and plate. Deflector is mounted on disk by means of bolts driven through axial holes in hub. Axial slots open from inner side of hub are made between bolts. Outer wall of slot is located on radius greater than that on which holes are located. Ratio of diameter of hole to radial distance from axis of hole to outer wall of slot is 0.7-1.5. EFFECT: improved reliability and repairability of turbine rotor, reduced hydraulic losses of cooling air. 4 dwg

Description

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to turbines for gas turbine engines of aviation and ground applications.

Известна турбина газотурбинного двигателя с неохлаждаемыми рабочими лопатками первой ступени [1].A known turbine of a gas turbine engine with uncooled working blades of the first stage [1].

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, так как первая рабочая лопатка турбины выполнена неохлаждаемой, что приводит к снижению надежности лопаток и диска турбины при высоких температурах газа перед турбиной из-за повышенных температур этих деталей.A disadvantage of the known design is its low reliability, since the first working turbine blade is made uncooled, which leads to a decrease in the reliability of the turbine blades and disk at high gas temperatures in front of the turbine due to the elevated temperatures of these parts.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбина газотурбинного двигателя, в которой для подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку и для снижения температуры диска первой ступени с помощью радиальных штифтов в ступице установлен дефлектор диска первой ступени, а для прохода охлаждающего воздуха в ступице диска выполнены наклонные каналы [2].Closest to the claimed design is a turbine of a gas turbine engine, in which, for supplying cooling air to the first working blade and to reduce the temperature of the disk of the first stage using radial pins, a disk deflector of the first stage is installed in the hub, and inclined channels are made for the passage of cooling air in the disk hub [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за ослабления ступицы диска каналами подвода охлаждающего воздуха, а также из-за ненадежной работы радиальных штифтов. Кроме того, при разборке ротора турбины радиальные штифты в ступице дефлектора необходимо высверливать, что снижает технологичность ремонта турбины.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its low reliability due to the weakening of the hub of the disk by the channels for supplying cooling air, as well as due to the unreliable operation of the radial pins. In addition, when disassembling the turbine rotor, the radial pins in the hub of the deflector must be drilled, which reduces the manufacturability of the turbine repair.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и ремонтопригодности ротора турбины.The technical problem, which is aimed by the invention, is to increase the reliability and maintainability of the turbine rotor.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя, включающей диск с установленным на нем дефлектором со ступицей и полотном, согласно изобретению, дефлектор установлен на диске с помощью болтов через осевые отверстия в ступице, между которыми выполнены осевые пазы, открытые с внутренней стороны ступицы, причем наружная стенка паза расположена на большем радиусе, чем отверстия, а отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5.The essence of the technical solution lies in the fact that in a turbine of a gas turbine engine including a disk with a deflector installed on it with a hub and a blade, according to the invention, the deflector is mounted on the disk with bolts through axial holes in the hub, between which axial grooves are open, open from the inside side of the hub, with the outer wall of the groove located at a larger radius than the holes, and the ratio of the diameter of the hole to the radial distance from the axis of the hole to the outer wall of the groove d / δ = 0.7 ... 1.5.

Выполнение с внутренней стороны ступицы дефлектора осевых пазов между отверстиями выводит отверстия, являющиеся концентраторами, из зоны максимальных напряжений в ступице дефлектора, а также снижает гидравлические потери охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение первой рабочей лопатки турбины.Performing axial grooves between the holes on the inside of the deflector hub hub leads the holes, which are concentrators, out of the zone of maximum stresses in the deflector hub, and also reduces the hydraulic losses of cooling air supplied to the cooling of the first turbine blade.

Отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5 позволяет повысить надежность ротора турбины. При d/δ<0,7 излишне ослабляется ступица дефлектора диска первой ступени, что приводит к снижению запасов его прочности. При d/δ>1,5 повышаются напряжения в зоне отверстий, что снижает циклическую долговечность дефлектора диска первой ступени, кроме того, снижается прочность лопатки и диска первой ступени из-за снижения расхода охлаждающего воздуха, так как проходная площадь пазов становится недостаточной.The ratio of the diameter of the hole to the radial distance from the axis of the hole to the outer wall of the groove d / δ = 0.7 ... 1.5 allows you to increase the reliability of the turbine rotor. At d / δ <0.7, the hub of the disk deflector of the first stage is excessively weakened, which leads to a decrease in its strength reserves. At d / δ> 1.5, the stresses in the region of the holes increase, which reduces the cyclic durability of the deflector of the first-stage disk, in addition, the strength of the blades and the disk of the first stage decreases due to a decrease in the cooling air flow, since the passage area of the grooves becomes insufficient.

На фиг.1 изображен продольный разрез турбины газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a turbine of a gas turbine engine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - вид А на фиг.2.Figure 3 is a view A in figure 2.

На фиг.4 - сечение Б-Б на фиг.3.Figure 4 is a section bB in figure 3.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, состоящего в свою очередь из вала 4, на котором установлены диски первой и второй ступеней 5 и 6 с рабочими лопатками первой и второй ступеней 7 и 8 соответственно. От воздействия горячих газов диски 5 и 6 спереди и сзади защищены с помощью дефлектора первой ступени 9 и дефлектора второй ступени 10 соответственно, а междисковая полость 11 перекрыта от попадания в нее газа с помощью переднего 12 и заднего 13 промежуточных дисков. Дефлектор первой ступени 9 установлен на диске первой ступени 5 на периферийном диаметре с помощью байонетного соединения 14 и закреплен по своей ступице 15 с помощью болтов 16, которые ввернуты в лапки 17 диска первой ступени 5. Отверстия 18 диаметром d на радиусе r, в которых размещены болты 16, являются концентраторами напряжений, и поэтому между отверстиями 18 в ступице 15 со стороны ее внутреннего диаметра выполнены пазы 19 с наружной поверхностью 20, выполненной по радиусу R, причем радиус R больше радиуса r, на котором расположены отверстия 18. С передней стороны ротора 3 турбины 1 выполнена полость 21 охлаждающего воздуха высокого давления, ограниченная верхним и нижним фланцами лабиринтов 22 и 23 и ответными им верхним и нижним лабиринтами 24 и 25, выполненными на дефлекторе 9 и на двойном лабиринте 26, полость 21 соединена на входе с полостью 27 подвода закомпрессорного воздуха, а на выходе - с пазами 19 в ступице 15 дефлектора 9.The turbine 1 of the gas turbine engine consists of a stator 2 and a rotor 3, which in turn consists of a shaft 4, on which disks of the first and second stages 5 and 6 are mounted with working blades of the first and second stages 7 and 8, respectively. Discs 5 and 6 are protected from the influence of hot gases by the front and rear deflectors 9 and the second stage deflectors 10, respectively, and the interdisc cavity 11 is blocked from gas ingress through the front 12 and rear 13 intermediate disks. The deflector of the first stage 9 is mounted on the disk of the first stage 5 at a peripheral diameter using a bayonet connection 14 and fixed on its hub 15 with bolts 16 that are screwed into the tabs 17 of the disk of the first stage 5. Holes 18 with a diameter of d on a radius r in which the bolts 16 are stress concentrators, and therefore, between the holes 18 in the hub 15 from its inner diameter side, grooves 19 are made with an outer surface 20 made of radius R, and the radius R is greater than the radius r on which the holes are located 18. With per days of the side of the rotor 3 of the turbine 1, a cavity 21 of high pressure cooling air is made, limited by the upper and lower flanges of the labyrinths 22 and 23 and the upper and lower labyrinths 24 and 25 corresponding to them, made on the deflector 9 and on the double labyrinth 26, the cavity 21 is connected at the inlet to cavity 27 for supplying compressor air, and at the outlet with grooves 19 in the hub 15 of the deflector 9.

Пазы 19 на выходе соединены с щелевой полостью 28 между диском первой ступени 5 и полотном 29 дефлектора 9, полость 28 соединена с полостью охлаждения первой рабочей лопатки 7.The grooves 19 at the outlet are connected to the slotted cavity 28 between the disk of the first stage 5 and the web 29 of the deflector 9, the cavity 28 is connected to the cooling cavity of the first working blade 7.

Работает устройство следующим образом. При работе двигателя максимальные напряжения растяжения от действующих на дефлектор 9 центробежных сил реализуются на поверхности 20 пазов 19, в результате чего отверстия 18 диаметром d оказываются вне зоны действия этих максимальных напряжений, что увеличивает долговечность и надежность дефлектора 9. Одновременно пазы 19 служат для прохода охлаждающего воздуха с минимальными гидравлическими потерями из полости 21 высокого давления в полость 28 между полотном 29 дефлектора 9 и диском 5 и далее - на охлаждение первой рабочей лопатки 7, что способствует снижению температуры этой лопатки и повышению ее надежности.The device operates as follows. When the engine is operating, the maximum tensile stresses from the centrifugal forces acting on the deflector 9 are realized on the surface 20 of the grooves 19, as a result of which the holes 18 of diameter d are outside the range of these maximum stresses, which increases the durability and reliability of the deflector 9. At the same time, the grooves 19 serve for the passage of the cooling air with minimal hydraulic losses from the high-pressure cavity 21 to the cavity 28 between the blade 29 of the deflector 9 and the disk 5 and then to cool the first working blade 7, which method tvuet reduce that temperature of the blade and to improve its reliability.

Источники информацииSources of information

1. С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр.205, рис.4.52.1. S.A. Loaches. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M.: Engineering, p. 205, Fig. 4.52.

2. С.А. Вьюнов, стр.222, рис.4.63 - прототип.2. S.A. Vyunov, p. 222, Fig. 4.63 - prototype.

Claims

A turbine of a gas turbine engine, including a disk with a deflector installed on it with a hub and a blade, characterized in that the deflector is mounted on the disk with bolts through axial holes in the hub, between which axial grooves are made open from the inside of the hub, and the outer wall of the groove is located over a larger radius than the holes, and the ratio of the diameter of the hole to the radial distance from the axis of the hole to the outer wall of the groove d / δ = 0.7 ... 1.5.