RU2211337C1 - Rotor of gas turbine engine multistage turbine - Google Patents
Rotor of gas turbine engine multistage turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2211337C1 RU2211337C1 RU2002101464/06A RU2002101464A RU2211337C1 RU 2211337 C1 RU2211337 C1 RU 2211337C1 RU 2002101464/06 A RU2002101464/06 A RU 2002101464/06A RU 2002101464 A RU2002101464 A RU 2002101464A RU 2211337 C1 RU2211337 C1 RU 2211337C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- labyrinth
- beams
- disks
- neighbor
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетического и транспортного машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбин авиационных двигателей и газотурбинных установок наземного применения. The invention relates to the field of energy and transport engineering and can be used in the construction of turbines for aircraft engines and gas turbine installations for ground use.
Известна конструкция трехступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в которой между дисками ротора размещены лабиринтные уплотнения [1]. A known design of a three-stage turbine of a gas turbine engine, in which labyrinth seals are placed between the rotor disks [1].
Недостатком известной конструкции является то, что лабиринтное уплотнение между дисками расположено на малом радиусе, верхняя часть полотна диска омывается горячими газами, поэтому данная конструкция может найти применение только в низкотемпературных турбинах. При использовании конструкции в высокотемпературных турбинах может произойти перегрев и разрушение дисков по ободным частям. A disadvantage of the known design is that the labyrinth seal between the disks is located at a small radius, the upper part of the disk web is washed with hot gases, therefore this design can be used only in low-temperature turbines. When using the design in high-temperature turbines, overheating and rupture of the rims along rim parts can occur.
Наиболее близким к заявляемому является ротор многоступенчатой турбины, в которой уплотнения полостей между ступенями турбины выполнены в виде кольцевого лабиринта, имеющего сечение двутавровой балки. Для обеспечения прочности лабиринт поддерживается ступицей, расположенной на меньшем радиусе, в зоне более низких температур и напряжений. Обод лабиринта соединен со ступицей кольцевым полотном [2]. Closest to the claimed one is the rotor of a multi-stage turbine, in which the seals of the cavities between the stages of the turbine are made in the form of an annular labyrinth having a section of an I-beam. To ensure strength, the labyrinth is supported by a hub located at a smaller radius, in the zone of lower temperatures and voltages. The maze rim is connected to the hub by an annular web [2].
Однако эта конструкция обладает одним существенным недостатком - в случае разрушения наружного обода лабиринта горячие газы могут проникать внутрь ротора. При этом произойдет разогрев полотна и ступицы самого лабиринта, а также дисков и их разрушение с нелокализованными последствиями. However, this design has one significant drawback - in case of destruction of the outer rim of the labyrinth, hot gases can penetrate into the rotor. In this case, the canvas and the hub of the labyrinth itself, as well as the disks, and their destruction with non-localized consequences will be heated.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности работы за счет исключения затекания газа внутрь ротора при разрушении наружного лабиринта и нелокализованного разрушения двигателя. The technical problem solved by the invention is to increase the reliability by eliminating gas leakage into the rotor during the destruction of the outer maze and non-localized destruction of the engine.
Такая задача может быть решена в том случае, когда в роторе многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя, в ободной части которого между соседними дисками на верхних фланцах размещено лабиринтное уплотнение, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено в виде двух кольцевых балок-лабиринтов, соединенных между собой по наружным и внутренним обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, причем по внутренним обечайкам соседние балки-лабиринты установлены с торцовым контактом, а по наружным обечайкам - с заданным зазором, при этом полотна балок-лабиринтов жестко скреплены с верхними фланцами соседних дисков в радиальном и осевом направлениях. This problem can be solved in the case when in the rotor of a multi-stage turbine of a gas turbine engine, in the rim of which between adjacent disks on the upper flanges there is a labyrinth seal, according to the invention, the labyrinth seal is made in the form of two annular labyrinth beams interconnected by external and inner shells using a movable annular landing, and on the inner shells adjacent maze beams are installed with an end contact, and on the outer shells - with a given gap While the web-maze beams rigidly fastened to the upper flanges of adjacent disks in the radial and axial directions.
Кроме того, между нижними фланцами соседних дисков могут быть установлены диафрагмы. In addition, diaphragms can be installed between the lower flanges of adjacent discs.
В данной конструкции балки-лабиринты соединены между собой по наружным и внутренним обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, а их полотна жестко скреплены с верхними фланцами соседних дисков, образуя таким образом наружный защитный пояс, предотвращающий попадание газов внутрь ротора к его силовым частям. In this design, the labyrinth beams are interconnected along the outer and inner shells by means of a movable annular landing, and their canvases are rigidly fastened to the upper flanges of adjacent disks, thus forming an outer protective belt that prevents gas from entering the rotor to its power parts.
Даже в случае разрушения наружных обечаек балок-лабиринтов при касании гребешков лабиринтов наружной обечайки элементов статора разрушения ротора не происходит, т.к. соседние балки-лабиринты по внутренним обечайкам установлены с подвижной кольцевой посадкой и торцовым контактом, что препятствует затеканию газа внутрь ротора. Even in the case of destruction of the outer shell of the labyrinth beams when touching the combs of the labyrinths of the outer shell of the stator elements, rotor destruction does not occur, because adjacent labyrinth beams along the inner shells are installed with a movable annular landing and end contact, which prevents gas from flowing into the rotor.
Для обеспечения теплового расширения наружных обечаек балок-лабиринтов в осевом направлении предусмотрен осевой зазор, зависящий от фактических параметров, и исходя из конструктивных соображений. To ensure thermal expansion of the outer shells of the labyrinth beams in the axial direction, an axial clearance is provided, depending on the actual parameters, and based on structural considerations.
Кроме того, установка упругих диафрагм между нижними фланцами соседних дисков вызвана необходимостью организации направления движения охлаждающего воздуха внутри ротора. In addition, the installation of elastic diaphragms between the lower flanges of adjacent disks is caused by the need to organize the direction of movement of cooling air inside the rotor.
Изобретение проиллюстрировано следующим образом. The invention is illustrated as follows.
На фиг.1 показан ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен вид А на фиг.1. На фиг.3 показана ступичная часть дисков по п.2 формулы изобретения. Figure 1 shows the rotor of a multi-stage turbine of a gas turbine engine of the claimed design. Figure 2 presents a view And figure 1. Figure 3 shows the hub part of the disks according to claim 2.
Ротор состоит из вала 1, диска первой ступени 2 с рабочими лопатками 3, диска второй ступени 4 с рабочими лопатками 5, диска третьей ступени 6 с рабочими лопатками 7. The rotor consists of a shaft 1, a disk of the first stage 2 with working blades 3, a disk of the second stage 4 with working blades 5, a disk of the third stage 6 with working blades 7.
Между дисками 2, 4 и 6 на верхних фланцах 8 размещены лабиринтные уплотнения, которые выполнены в виде двух кольцевых балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12. Between the disks 2, 4 and 6 on the
Балки-лабиринты 9, 10, 11, 12 соединены между собой по наружным 13 и внутренним 14 обечайкам с помощью подвижной кольцевой посадки, образуя наружный защитный пояс. По наружным обечайкам 13 соседние балки-лабиринты установлены с заданным зазором 15, а по внутренним обечайкам 14 - с торцовым контактом. The
Диски 2, 4, 6 контактируют между собой нижними фланцами 16, 17 и 18, 19, а в окружном направлении зафиксированы штифтами 20, образуя внутренний силовой пояс. The disks 2, 4, 6 are in contact with each other by the
Диск 6 с помощью вынесенного фланца 21 и болта 22 прикреплен к валу 1. The disk 6 using a
Полотна балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12 жестко скреплены с верхними фланцами 8 дисков 2, 4, 6 болтами 23. The webs of the
В осевом направлении диски 2, 4 поджаты к диску 6 стяжным болтом 24. In the axial direction, the disks 2, 4 are pressed against the disk 6 by the
Дополнительно между нижними фланцами 16, 17 и 18, 19 могут быть установлены диафрагмы 25. Additionally, between the
Работа ротора осуществляется следующим образом. The operation of the rotor is as follows.
В процессе работы турбины на вал 1 ротора подается крутящий момент с рабочих лопаток первой ступени 3, второй ступени 5 и третьей ступени 7 через соответствующие диски 2, 4, 6, штифты 20 и болты 22. Наружный защитный пояс, состоящий из балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12, предохраняет от попадания горячих газов внутри ротора. During the operation of the turbine, torque is supplied to the rotor shaft 1 from the working blades of the first stage 3, second stage 5 and third stage 7 through the corresponding disks 2, 4, 6,
В случае разрушения наружных обечаек 13 по какой-либо причине (например, по причине разрушения гребешков лабиринтов при их касании элементов статора) горячие газы могут попасть в полость между полотнами балок-лабиринтов 9, 10 и 11, 12, но не проникают внутрь ротора к его силовых частям, что исключает нелокализованное разрушение двигателя. Упругие диафрагмы 25 при работе турбины позволяют организовать направление движения охлаждающего потока воздуха внутри ротора и исключить его перегрев. In the case of destruction of the
Источники информации
1. Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1974, стр. 113, рис. 5.02.Sources of information
1. G.S. Skubachevsky. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts. M.: Mechanical Engineering, 1974, p. 113, Fig. 5.02.
2. Патент США 4645424, F 01 D 5/06, 11/02, 1987. 2. US patent 4645424, F 01 D 5/06, 11/02, 1987.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002101464/06A RU2211337C1 (en) | 2002-01-11 | 2002-01-11 | Rotor of gas turbine engine multistage turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002101464/06A RU2211337C1 (en) | 2002-01-11 | 2002-01-11 | Rotor of gas turbine engine multistage turbine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002101464A RU2002101464A (en) | 2003-08-10 |
RU2211337C1 true RU2211337C1 (en) | 2003-08-27 |
Family
ID=29246298
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002101464/06A RU2211337C1 (en) | 2002-01-11 | 2002-01-11 | Rotor of gas turbine engine multistage turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2211337C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2518723C1 (en) * | 2013-04-22 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbine labyrinth seal |
-
2002
- 2002-01-11 RU RU2002101464/06A patent/RU2211337C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
СКУБАЧЕВСКИЙ Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. - М.: Машиностроение, 1974, с.113, рис.5.02. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2518723C1 (en) * | 2013-04-22 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbine labyrinth seal |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4088422A (en) | Flexible interstage turbine spacer | |
US3551068A (en) | Rotor structure for an axial flow machine | |
US8206119B2 (en) | Turbine coverplate systems | |
JP5484942B2 (en) | Suspended turbine seal system | |
JP6018367B2 (en) | Turbine seal system | |
RU2508450C2 (en) | Gas turbine guide vane axially segmented case, gas turbine and steam-and-gas turbine unit with guide vane axially segmented case | |
US20160251981A1 (en) | Gas turbine | |
EP3176367B1 (en) | Turbine discs and methods of fabricating the same | |
US6185924B1 (en) | Gas turbine with turbine blade cooling | |
US9404376B2 (en) | Sealing component for reducing secondary airflow in a turbine system | |
RU2479725C2 (en) | Rotor for bladed machine with axial flow | |
EP2568202B1 (en) | Non-continuous ring seal | |
US2411124A (en) | Internal-combustion turbine plant | |
JPH01159422A (en) | Gas turbine | |
JP3303592B2 (en) | gas turbine | |
US2405164A (en) | Turbine stator | |
RU2211337C1 (en) | Rotor of gas turbine engine multistage turbine | |
US3028141A (en) | Stator construction | |
US7007489B2 (en) | Gas turbine | |
KR101919249B1 (en) | Gas turbine | |
RU2247872C1 (en) | Stator of gas-turbine axial-flow compressor | |
JP3229921U (en) | gas turbine | |
RU2193091C2 (en) | High-temperature turbine of gas turbine engine | |
JP7171297B2 (en) | turbine exhaust diffuser | |
US3724969A (en) | Turbine construction |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20090209 |
|
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20110331 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |