RU2382205C1

RU2382205C1 - Turbine of gas turbine engine

Info

Publication number: RU2382205C1
Application number: RU2008126134/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Алексеевич Кузнецов (RU); Валерий Алексеевич Кузнецов; Владимир Константинович Сычев (RU); Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев (RU); Владимир Михайлович Язев; Сергей Иванович Фадеев (RU); Сергей Иванович Фадеев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2008-06-26
Filing date: 2008-06-26
Publication date: 2010-02-20
Also published as: RU2008126134A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: proposed turbine comprises first-stage disk with its front extension fitted on the shaft with the help of splined joint. Disk extension that makes an external member of the shaft, has front and rear ledges. Front and rear circular spaces are arranged ahead and behind of said splined joint, said spaces being formed by front and rear circular ribs made on disk extension. Front circular space inlet communicates, via channels arranged in disk extension front ledge, with cooling air feed chamber, while its outlet communicates, via splined joint gaps, with rear circular space. Rear circular space communicates, via channels arranged in disk extension rear ledge, with intershaft space.

EFFECT: higher reliability due to improved design of first stage disk splined joint cooling.

2 cl, 2 dwg

Description

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

Известна турбина газотурбинного двигателя с установленными на валу дисками турбины и с каналами для прохода охлаждающего воздуха, выполненными на валу с передней по потоку газа стороны диска первой ступени (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02С 7/06, 2005 г.).A known turbine of a gas turbine engine with turbine disks mounted on the shaft and with cooling air passages made on the shaft from the front of the gas side of the first stage disk (Patent of the Russian Federation No. 2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005) .

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за ослабления высоконагруженного вала каналами для прохождения охлаждающего воздуха.The disadvantage of this design is its low reliability due to the weakening of the highly loaded shaft channels for the passage of cooling air.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, включающая диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения, причем хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним осевыми выступами, а до и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости (Патент США №4004860, F01D 5/30, 1977 г.).Closest to the claimed one is a turbine of a gas turbine engine including a first-stage disk mounted by a front shank on the shaft using a spline connection, the disk shank covering the shaft being made with front and rear axial protrusions, and front and rear annular are located before and after the spline connection cavity (US Patent No. 4004860, F01D 5/30, 1977).

Недостатком известной конструкции турбины, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных тепловых потоков, поступающих от нагретого до высокой температуры диска первой ступени турбины через хвостовик диска и шлицевое соединение с валом к подшипнику турбины, на котором установлен ротор турбины газотурбинного двигателя.A disadvantage of the known turbine design adopted as a prototype is its low reliability due to the increased heat fluxes coming from a turbine of the first stage of a turbine heated to a high temperature through the shank of the disc and a spline connection to the shaft of the turbine bearing on which the turbine rotor of the gas turbine engine is mounted.

Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем организации охлаждения шлицевого соединения диска первой ступени с валом без ослабления вала турбины каналами подвода охлаждающего воздуха.The technical problem that the invention solves is to increase the reliability of the turbine of a gas turbine engine by arranging cooling of the spline connection of the first-stage disk to the shaft without loosening the turbine shaft by cooling air supply channels.

Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя, включающей диск первой ступени, установленный передним хвостовиком на валу с помощью шлицевого соединения, причем хвостовик диска, охватывающий вал, выполнен с передним и задним выступами, а до и после шлицевого соединения расположены передняя и задняя кольцевые полости, согласно п.1 формулы передняя и задняя кольцевые полости образованы передним и задним кольцевыми ребрами, выполненными на хвостовике диска, причем передняя кольцевая полость на входе через каналы в переднем выступе хвостовика диска соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через зазоры шлицевого соединения - с задней кольцевой полостью, которая через каналы в заднем хвостовике вала связана с межвальной полостью.The essence of the technical solution lies in the fact that in a turbine of a gas turbine engine including a first-stage disk mounted by a front shank on the shaft using a spline connection, the disk shank covering the shaft is made with front and rear protrusions, and the front and back splines are located and the rear annular cavity, according to claim 1 of the formula, the front and rear annular cavities are formed by the front and rear annular ribs made on the shank of the disk, and the front annular cavity at the entrance de is connected through channels in the front protrusion of the disk shank to the cavity for supplying cooling air, and at the outlet through the gaps of the splined connection, to the rear annular cavity, which is connected through the channels in the rear shaft end of the shaft with an inter-shaft cavity.

Кроме того, в шлицевом соединении на осевом цилиндрическом выступе переднего хвостовика диска первой ступени образованы щелевые осевые каналы, соединяющие переднюю и заднюю кольцевые полости.In addition, in the spline connection on the axial cylindrical protrusion of the front shank of the disk of the first stage, slotted axial channels are formed connecting the front and rear annular cavities.

Заявляемая конструкция позволяет повысить надежность шлицевого соединения диска первой ступени с валом благодаря интенсивному конвективному охлаждению шлицев протекающим по зазорам шлицевого соединения охлаждающим воздухом. При этом движение охлаждающего воздуха происходит навстречу тепловому потоку, идущему от нагретого до высокой температуры диска к валу и к опоре турбины, что повышает общую эффективность охлаждения и способствует повышению надежности подшипника турбины, расположенного с передней стороны от шлицевого соединения диска турбины с валом за счет снижения температуры подшипника.The claimed design allows to increase the reliability of the spline connection of the first-stage disk with the shaft due to the intensive convective cooling of the splines by the cooling air flowing through the gaps of the spline connection. In this case, the movement of cooling air is directed towards the heat flow from the disk heated to a high temperature to the shaft and to the turbine support, which increases the overall cooling efficiency and improves the reliability of the turbine bearing located on the front side of the spline connection of the turbine disk with the shaft by reducing bearing temperature.

Для повышения эффективности охлаждения с целью увеличения расхода охлаждающего воздуха через шлицевое соединение часть шлицев в шлицевом соединении может быть заменена с образованием осевых щелевых каналов, соединяющих между собой переднюю и заднюю кольцевые полости, что также повышает надежность шлицевого соединения и турбины в целом в связи со снижением температуры шлицев в шлицевом соединении.To increase the cooling efficiency in order to increase the flow rate of cooling air through the spline connection, part of the splines in the spline connection can be replaced with the formation of axial slotted channels connecting the front and rear annular cavities, which also increases the reliability of the spline connection and the turbine as a whole due to a decrease the temperature of the splines in the spline connection.

Крутящий момент от диска турбины передается через шлицевое соединение на вал турбины и к компрессору (не показан), и по этой причине передний цилиндрический выступ хвостовика диска и задний хвостовик вала, выполненные с каналами подвода и отвода охлаждающего воздуха, не нагружены крутящим моментом, и поэтому каналы не снижают надежность диска и вала, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.The torque from the turbine disk is transmitted through a splined connection to the turbine shaft and to the compressor (not shown), and for this reason, the front cylindrical protrusion of the disk shank and the rear shaft shank, made with channels for supplying and discharging cooling air, are not loaded with torque, and therefore channels do not reduce the reliability of the disk and shaft, which increases the reliability of the turbine of a gas turbine engine.

На фиг.1 показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции, на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.Figure 1 shows a longitudinal section of a turbine of a gas turbine engine of the claimed design, figure 2 is a section aa in figure 1.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из диска 2, установленного своим передним хвостовиком 3 с помощью шлицевого соединения 4 на валу 5, который в свою очередь размещен в подшипнике 6 опоры 7 турбины 1. Хвостовик 3 диска 2 охватывает вал 5 и выполнен с передним 8 и задним 9 осевыми цилиндрическими выступами, а также с передним 10 и задним 11 кольцевыми цилиндрическими ребрами, контактирующими с валом 5 и образующими переднюю 12 и заднюю 13 кольцевые замкнутые полости, причем передняя 12 полость расположена перед шлицевым соединением 4, а задняя 13 - после шлицевого соединения 4.The turbine 1 of the gas turbine engine consists of a disk 2 mounted with its front shank 3 using a spline connection 4 on the shaft 5, which in turn is placed in the bearing 6 of the support 7 of the turbine 1. The shank 3 of the disk 2 covers the shaft 5 and is made with the front 8 and rear 9 axial cylindrical protrusions, as well as with the front 10 and rear 11 annular cylindrical ribs in contact with the shaft 5 and form the front 12 and rear 13 annular closed cavities, the front 12 cavity being located in front of the spline connection 4, and the rear 13 after splined connection 4.

Передняя кольцевая полость 12 на входе каналами 14 в переднем хвостовике 8 соединена с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе через осевые зазоры 16 в шлицевом соединении - с задней кольцевой полостью 13, которая в свою очередь через каналы 17 в заднем хвостовике 18 вала 5 соединена на выходе с межвальной полостью 19 пониженного давления.The front annular cavity 12 at the inlet of the channels 14 in the front liner 8 is connected to the cooling air supply cavity, and at the outlet through the axial clearances 16 in the splined connection, to the rear annular cavity 13, which in turn is connected through the channels 17 in the rear shaft 18 of the shaft 5 at the outlet with an inter-cavity 19 of reduced pressure.

Часть шлицев 20 и 21 в шлицевом соединении может отсутствовать с образованием щелевых осевых каналов 22, соединяющих полости 12 и 13.Part of the slots 20 and 21 in the spline connection may be absent with the formation of slotted axial channels 22 connecting the cavity 12 and 13.

Охлаждающий воздух 23 на охлаждение шлицевого соединения 4 отбирается из-за промежуточной ступени компрессора (не показана) и перед поступлением в полость подвода воздуха 15 протекает по воздушным полостям 24 опоры 7 турбины 1, защищая таким образом опору 7 от теплового потока, идущего со стороны диска 2 турбины 1.The cooling air 23 for cooling the spline connection 4 is selected due to the intermediate stage of the compressor (not shown) and before entering the air supply cavity 15 flows through the air cavities 24 of the support 7 of the turbine 1, thus protecting the support 7 from the heat flow coming from the disk side 2 turbines 1.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе турбины 1 газотурбинного двигателя интенсивный тепловой поток от нагретого до высокой температуры диска 2 по хвостовику 3 и через шлицевое соединение 4 и далее по валу 5 мог бы достигнуть подшипника 7, что снизило бы надежность работы этого подшипника из-за перегрева и привело к снижению надежности турбины 1. Однако этого не происходит, так как тепловой поток от диска 2 снимается охлаждающим воздухом 23 в шлицевом соединении 4, имеющем увеличенную поверхность теплоотдачи благодаря развитой поверхности шлицев. Одновременно снижается температура и повышается надежность шлицевого соединения 4, что также повышает надежность турбины 1 газотурбинного двигателя.When the turbine 1 of the gas turbine engine is running, the intense heat flux from the disk 2 heated to a high temperature along the shank 3 and through the spline connection 4 and further along the shaft 5 could reach the bearing 7, which would reduce the reliability of this bearing due to overheating and lead to a decrease reliability of the turbine 1. However, this does not happen, since the heat flux from the disk 2 is removed by the cooling air 23 in the spline connection 4 having an enlarged heat transfer surface due to the developed surface of the splines. At the same time, the temperature decreases and the reliability of the spline connection 4 increases, which also increases the reliability of the turbine 1 of the gas turbine engine.

Claims

1. The turbine of a gas turbine engine, comprising a first-stage disk mounted by the front shank on the shaft using a spline connection, the disk shank covering the shaft made with front and rear protrusions, and front and rear annular cavities are located before and after the spline connection, characterized in that the front and rear annular cavities are formed by the front and rear annular ribs made on the shank of the disk, and the front annular cavity at the entrance through the channels in the front protrusion of the shank of the disk connected to the cavity for supplying cooling air, and at the outlet through the gaps of the spline connection, to the rear annular cavity, which is connected through the channels in the rear shaft end to the shaft cavity.

2. The turbine of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that slotted axial channels are formed in the spline connection on the axial cylindrical protrusion of the front shank of the first stage disk, connecting the front and rear annular cavities.