RU2347914C1 - Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2347914C1 RU2347914C1 RU2008103390/09A RU2008103390A RU2347914C1 RU 2347914 C1 RU2347914 C1 RU 2347914C1 RU 2008103390/09 A RU2008103390/09 A RU 2008103390/09A RU 2008103390 A RU2008103390 A RU 2008103390A RU 2347914 C1 RU2347914 C1 RU 2347914C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- turbine
- blade
- air
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационному оборудованию. Технический результат состоит в повышении надежности путем повышения эффективности охлаждения. В многоступенчатой турбине газотурбинного двигателя сопловые лопатки второй ступени выполнены двуполостными. Передняя по потоку газа воздушная полость лопатки через воздушную полость переднего шипа лопатки соединена осевой трубкой с воздушной полостью подвода воздуха на сопловую лопатку первой ступени. Трубка размещена в воздушной полости между корпусом турбины и разрезным кольцом первой ступени и установлена в переднем и заднем по потоку радиальных ребрах корпуса. С помощью воздуха высокого давления, с минимальными потерями из полости по трубкам поступающего в дефлектор, осуществляется интенсивное охлаждение входной кромки лопатки, что повышает надежность турбины. 2 ил.
Description
Изобретение относится к многоступенчатым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя с охлаждаемыми сопловыми лопатками первой ступени и неохлаждаемыми сопловыми лопатками второй ступени (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, стр.205, рис.4.52).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность при высоких температурах газа перед турбиной из-за повышенной температуры неохлаждаемых сопловых лопаток второй ступени.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками первой ступени, охлаждаемыми воздухом из-за компрессора, и сопловыми лопатками второй ступени, охлаждаемыми воздухом из-за промежуточной ступени компрессора (патент RU №2151884).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за высокой температуры входной кромки сопловой лопатки второй ступени, для эффективного охлаждения которой недостаточно давления охлаждающего воздуха, отбираемого из-за промежуточной ступени компрессора.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя путем повышения эффективности охлаждения сопловых лопаток второй ступени.
Сущность технического решения заключается в том, что в многоступенчатой турбине газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками первой ступени, воздушные полости которых соединены с выходом из-за компрессора, и с установленными в наружном корпусе турбины сопловыми лопатками второй ступени, воздушные полости которых соединены на входе с промежуточной полостью компрессора, согласно изобретению сопловые лопатки второй ступени выполнены двуполостными, причем передняя по потоку газа воздушная полость лопатки через воздушную полость переднего шипа лопатки соединена осевой трубкой с воздушной полостью подвода воздуха на сопловую лопатку первой ступени, при этом трубка размещена в воздушной полости между корпусом турбины и разрезным кольцом первой ступени и установлена в переднем и заднем по потоку радиальных ребрах корпуса.
Выполнение сопловых лопаток второй ступени двуполостными с соединением переднего по потоку газа воздушной полости лопатки с воздушной полостью подвода воздуха на сопловую лопатку первой ступени позволяет организовать эффективное охлаждение входной кромки сопловой лопатки второй ступени за счет повышенного перепада давления охлаждающего воздуха, отбираемого из-за компрессора в полость подвода на охлаждение первой сопловой лопатки, что повышает надежность турбины.
Соединение передней по потоку газа воздушной полости лопатки с воздушной полостью подвода воздуха на сопловую лопатку первой ступени через воздушную полость переднего шипа лопатки с помощью осевой трубки позволяет осуществлять подвод воздуха с минимальными паразитными утечками охлаждающего воздуха, что способствует снижению температуры сопловой лопатки второй ступени с соответствующим повышением ее надежности, а также повышению КПД турбины.
Размещение осевой трубки в воздушной полости между корпусом турбины и разрезным кольцом первой ступени позволяет повысить эффективность системы активного регулирования радиальных зазоров турбины, а установка трубок в переднем и заднем по потоку радиальных ребрах корпуса позволяет минимизировать паразитные утечки охлаждающего воздуха из полости обдува разрезного кольца первой ступени.
На фиг.1 изображен продольный разрез многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Многоступенчатая турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 с рабочими лопатками первой и второй ступеней 3 и 4 соответственно, а также из статора 5 с сопловыми лопатками первой ступени 6 и сопловыми лопатками второй ступени 7, которые выполнены двуполостными. Задняя по потоку газа 8 полость 9 лопатки 7 соединена на входе через коллектор 10 с промежуточной ступенью компрессора (не показано). Передняя по потоку 8 полость 11 лопатки 7 на входе через воздушную полость 12 в шипе 13 переднего соединения 14 типа «шип-паз» и осевую трубку 15 соединена с воздушной полостью 16 подвода закомпрессорного воздуха на сопловую лопатку первой ступени 6, которая расположена с внешней стороны от лопатки 6. Трубки 15 расположены в воздушной полости 17 охлаждения разрезного кольца первой ступени 18 между корпусом 19 турбины 1 и кольцом 18 и установлены в переднем 20 и заднем 21 по потоку 8 радиальных ребрах корпуса 19. С внешней стороны корпуса 19 расположены трубы 22 системы активного регулирования радиальных зазоров между статором 5 и ротором 2. В передней полости 11 для организации интенсивного охлаждения входной кромки 23 лопатки 7 помещен дефлектор 24.
Работает устройство следующим образом.
При работе многоступенчатой газовой турбины 1 газотурбинного двигателя высокотемпературный газовый поток 8, натекающий на входную кромку 23 сопловой лопатки второй ступени 7, мог бы вызвать перегрев и поломку лопаток 7. Однако этого не происходит, так как с помощью воздуха высокого давления, с минимальными потерями из полости 16 по трубкам 15 поступающего в дефлектор 24, осуществляется интенсивное охлаждение входной кромки 23 лопатки 7, что повышает надежность турбины.
Claims (1)
- Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками первой ступени, воздушные полости которых соединены с выходом из-за компрессора, и с установленными в наружном корпусе турбины сопловыми лопатками второй ступени, воздушные полости которых соединены на входе с промежуточной полостью компрессора, отличающаяся тем, что сопловые лопатки второй ступени выполнены двуполостными, причем передняя по потоку газа воздушная полость лопатки через воздушную полость переднего шипа лопатки соединена осевой трубкой с воздушной полостью подвода воздуха на сопловую лопатку первой ступени, при этом трубка размещена в воздушной полости между корпусом турбины и разрезным кольцом первой ступени и установлена в переднем и заднем по потоку радиальных ребрах корпуса.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008103390/09A RU2347914C1 (ru) | 2008-01-29 | 2008-01-29 | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008103390/09A RU2347914C1 (ru) | 2008-01-29 | 2008-01-29 | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2347914C1 true RU2347914C1 (ru) | 2009-02-27 |
Family
ID=40529884
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008103390/09A RU2347914C1 (ru) | 2008-01-29 | 2008-01-29 | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2347914C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2619955C2 (ru) * | 2012-01-09 | 2017-05-22 | Дженерал Электрик Компани | Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины |
-
2008
- 2008-01-29 RU RU2008103390/09A patent/RU2347914C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2619955C2 (ru) * | 2012-01-09 | 2017-05-22 | Дженерал Электрик Компани | Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107013335B (zh) | 燃气涡轮发动机及用于其的冷却回路 | |
RU2453710C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, а также способ охлаждения сопловых лопаток | |
EP3075983B1 (en) | Gas turbine engine | |
RU2365821C2 (ru) | Диффузор для кольцевой камеры сгорания, в частности для турбинного двигателя самолета, а также камера сгорания и авиационный турбовинтовой двигатель, содержащие такой диффузор | |
US8257017B2 (en) | Method and device for cooling a component of a turbine | |
RU2013118552A (ru) | Газотурбинный двигатель с промежуточным охлаждением | |
US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
JP2017106462A (ja) | 並列および直列流れでネットワーク形成されるogv熱交換器 | |
US8668437B1 (en) | Turbine engine cooling fluid feed system | |
US10830144B2 (en) | Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks | |
JP2014148974A (ja) | 熱交換器を組み込むガスタービンエンジン | |
KR101981379B1 (ko) | 배기 프레임 | |
RU2465466C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
US7669425B2 (en) | Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine | |
GB2474448A (en) | A cooling system for an open rotor gas turbine engine | |
CN107435656B (zh) | 安装在推进器上的涡旋扰流器 | |
US9797259B2 (en) | Turbine airfoil cooling system with cooling systems using high and low pressure cooling fluids | |
RU2355890C1 (ru) | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина | |
RU2347914C1 (ru) | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2323359C1 (ru) | Система охлаждения газовой турбины турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным сжатием воздуха в малогабаритном вентиляторе | |
RU2261350C2 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2550224C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US20200102887A1 (en) | Gas turbine engine and cooling air configuration for turbine section thereof |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120130 |