RU2141036C1 - Турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2141036C1 RU2141036C1 RU98102641A RU98102641A RU2141036C1 RU 2141036 C1 RU2141036 C1 RU 2141036C1 RU 98102641 A RU98102641 A RU 98102641A RU 98102641 A RU98102641 A RU 98102641A RU 2141036 C1 RU2141036 C1 RU 2141036C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rim
- turbine
- engine
- channel
- disks
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Турбина газотурбинного двигателя содержит основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом. В осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя. Такое выполнение турбины приводит к повышению надежности ее работы путем исключения загрязнения обода промежуточного диска охлаждающим воздухом. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области турбиностроения.
Известна турбина газотурбинного двигателя, ротор которой содержит тепловой экран между дисками первой и второй ступеней, выполненный в виде одного промежуточного диска [1].
Недостатком данной конструкции является низкая надежность, обусловленная недостаточной прочностью теплового экрана.
Известна двухступенчатая турбина высокого давления с основными и промежуточными дисками, ободная часть которого имеет сложную криволинейную форму. Воздух, идущий на охлаждение 2-ой рабочей лопатки, подается через канал между осевым выступом обода промежуточного диска и выступом основного диска [2] .
Однако, под действием центробежных сил загрязняющие частицы, которые несет с собой воздух, поступающий на охлаждение 2-ой рабочей лопатки, задерживаются и скапливаются в вогнутой части обода изнутри промежуточного диска. В результате этого наблюдается неравномерное охлаждение промежуточного диска, возникают термические напряжения, что ведет к трещинообразованию и поломке.
Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении надежности работы турбины путем исключения загрязнения обода промежуточного диска охлаждающим воздухом.
Данная задача решается за счет того, что в турбине газотурбинного двигателя, содержащей основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом, согласно изобретению в осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя.
Выполнение внутренней поверхности обода промежуточного диска с образующей, имеющей форму дуги окружности, и с наклонным каналом в осевом выступе обода позволяет загрязняющим частицам под действием центробежных сил, стремящимся отложиться на внутренней поверхности обода, "сливаться" в полость донышка пера рабочей лопатки и далее выбрасываться в проточную часть турбины.
Выполнение канала напротив каждой рабочей лопатки, а также то, что образующая поверхности периферийной части канала расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода и направлена в сторону проточной части, позволяет скапливающимся частицам беспрепятственно проскакивать в проточную часть двигателя, не накапливаясь на промежуточном диске и не вызывая ухудшения равномерности охлаждения обода и его поломки, так как с наружной стороны обода через радиальный зазор перетекает высокотемпературный газ.
Изобретение иллюстрируется следующими фигурами.
На фиг. 1 показан продольный разрез турбины высокого давления высокотемпературного двигателя. На фиг.2 - элемент I заявляемой турбины в увеличенном виде.
Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, вращающегося относительно статора 2 на подшипнике 4. Ротор 3 включает в себя рабочее колесо I-ой ступени 5 и рабочее колесо II-ой ступени 6, состоящее из диска II-ой ступени 8. Междисковая полость 9 закрыта от попадания в нее горячего газа с помощью первого промежуточного диска 10 и второго промежуточного диска 11. Рабочая лопатка II-ой ступени 8 имеет внутреннюю охлаждаемую полость 12, которая на выходе соединена с проточной частью 13, а на входе - через донышко паза 14, полость 15, канал 16 во втором промежуточном диске 11 - с междисковой полостью 9. Канал 16 выполнен в осевом выступе 17 промежуточного диска 11. В статоре 2 закреплены сопловые лопатки 18, содержащие сотовый фланец 19. На промежуточном диске 11 выполнены лабиринтные гребешки 20, при этом фланец 19 и гребешки 20 образуют лабиринтное уплотнение, через радиальный зазор δ которого в направлении II-ой рабочей лопатки 8 перетекает высокотемпературный газ (с температурой до 1000oC для двигателя Д-30Ф6 и ПС-90А).
Образующая внутренней поверхности обода 21 промежуточного диска 11 имеет форму дуги окружности. Образующая поверхности периферийной части канала 16 расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода 21 и направлена в сторону проточной части 13 турбины.
Данное устройство работает следующим образом.
Охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора поступает в междисковую полость 9 для охлаждения промежуточных дисков 10, 11 и рабочего колеса II-ой ступени с рабочей лопаткой II-ой ступени 8. Охлаждающий воздух несет с собой загрязняющие частицы, которые могут "откладываться" на внутренней поверхности 21 промежуточного диска 11.
Однако, под действием центробежных сил, действующих на частицы 22, последние через каналы 16 уходят в полость 15 и далее, через проточную часть 13 турбины.
Источники информации:
1. Патент США N 3356340, Н.кл. 416-119, 1967 г.
1. Патент США N 3356340, Н.кл. 416-119, 1967 г.
2. Патент США N 5236302, F 01 D 5/06, F 01 D 11/00,1993 г.
Claims (1)
- Турбина газотурбинного двигателя, содержащая основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом, отличающаяся тем, что в осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98102641A RU2141036C1 (ru) | 1998-02-02 | 1998-02-02 | Турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98102641A RU2141036C1 (ru) | 1998-02-02 | 1998-02-02 | Турбина газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2141036C1 true RU2141036C1 (ru) | 1999-11-10 |
Family
ID=20202270
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98102641A RU2141036C1 (ru) | 1998-02-02 | 1998-02-02 | Турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2141036C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2614893C2 (ru) * | 2012-01-03 | 2017-03-30 | Дженерал Электрик Компани | Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя |
-
1998
- 1998-02-02 RU RU98102641A patent/RU2141036C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2614893C2 (ru) * | 2012-01-03 | 2017-03-30 | Дженерал Электрик Компани | Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6398488B1 (en) | Interstage seal cooling | |
US5215435A (en) | Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals | |
US9476315B2 (en) | Axial flow turbine | |
JP5538240B2 (ja) | 羽根車およびターボチャージャー | |
JP4130321B2 (ja) | ガスタービンエンジン構成部品 | |
JP3872830B2 (ja) | カンチレバー付ステータベーンのためのベーン付通路ハブ構造体及びその製造方法 | |
US4311431A (en) | Turbine engine with shroud cooling means | |
JP4750987B2 (ja) | 中間ディスクキャビティへの高温ガスの進入を低減するバフルを備えたガスタービン | |
US4919590A (en) | Compressor and air bleed arrangement | |
US9528443B2 (en) | Effusion cooled shroud segment with an abradable system | |
US4218189A (en) | Sealing means for bladed rotor for a gas turbine engine | |
US8444387B2 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
US4793772A (en) | Method and apparatus for cooling a high pressure compressor of a gas turbine engine | |
EP2055895A2 (en) | Turbomachine rotor disk | |
US8573925B2 (en) | Cooled component for a gas turbine engine | |
CA1311133C (en) | Radial turbine wheel | |
JP2006342797A (ja) | ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリ、ロータアッセンブリ用ブレードおよび段間キャビティシール | |
US20180230839A1 (en) | Turbine engine shroud assembly | |
JPS61197702A (ja) | ガスタービンエンジン | |
JP2006342796A (ja) | ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリおよびロータアッセンブリ用ブレード | |
US10539035B2 (en) | Compliant rotatable inter-stage turbine seal | |
CN110630339A (zh) | 一种具有盘缘封严结构的涡轮盘 | |
US9546561B2 (en) | Labyrinth disk for a turbomachine | |
US9255479B2 (en) | High pressure compressor | |
RU2592095C2 (ru) | Способ и охлаждающая система для охлаждения лопаток по меньшей мере одного лопаточного венца в роторной машине |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | License on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20000925 Effective date: 20110829 |