RU2352789C1 - Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2352789C1 RU2352789C1 RU2007139733/06A RU2007139733A RU2352789C1 RU 2352789 C1 RU2352789 C1 RU 2352789C1 RU 2007139733/06 A RU2007139733/06 A RU 2007139733/06A RU 2007139733 A RU2007139733 A RU 2007139733A RU 2352789 C1 RU2352789 C1 RU 2352789C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rim
- recesses
- temperature
- holes
- intermediate disk
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя содержит диски турбины и полость между ними. Междисковая полость уплотнена передним и задним промежуточными дисками с охлаждающими отверстиями в ободе переднего промежуточного диска. С внутренней стороны обода переднего промежуточного диска между отверстиями выполнены выемки с образованием осевых ребер с отверстиями. Поверхности выемок образованы дугами окружностей, а число выемок равно числу отверстий. Изобретение позволяет снизить вес турбины, а также повысить ее надежность за счет повышения интенсивности конвективного охлаждения обода первого промежуточного диска. 3 ил.
Description
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна турбина газотурбинного двигателя, междисковая полость которой уплотнена от газового потока с помощью кольца, закрепленного на дисках. (С.А.Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.214, рис.4.57).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в кольце.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, междисковая полость в которой уплотнена от газового потока с помощью переднего и заднего по потоку промежуточных дисков, причем в ободе переднего промежуточного диска выполнены отверстия для прохода охлаждающего воздуха (патент RU №2193091, F01D 5/06).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность и увеличенный вес из-за повышенной температуры и массы обода первого по потоку промежуточного диска.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и в снижении веса высокотемпературной газовой турбины путем повышения интенсивности конвективного охлаждения обода первого промежуточного диска.
Сущность технического решения заключается в том, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя междисковая полость в которой уплотнена передним и задним промежуточными дисками с охлаждающими отверстиями в ободе переднего промежуточного диска, согласно изобретению с внутренней стороны обода переднего промежуточного диска между отверстиями выполнены выемки с образованием осевых ребер с отверстиями, причем поверхности выемок образованы дугами окружностей, а число выемок равно числу отверстий.
Современные высокотемпературные газовые турбины для получения высоких КПД выполняются с высокими окружными скоростями по рабочим лопаткам, а обод промежуточного диска, расположенный в непосредственной близости от проточной части турбины, имеет окружную скорость порядка 300…350 м/сек. Охлаждающий воздух, перемещающийся в радиальном направлении в полости между диском первой ступени и передним промежуточным диском, существенно отстает по скорости в окружном направлении от обода переднего промежуточного диска, а выполнение с внутренней стороны обода выемок с образованием осевых ребер с отверстиями приводит к дополнительной турбулизации потока охлаждающего воздуха на ребрах за счет движения обода диска относительно воздуха с соответствующим повышением коэффициентов теплоотдачи и интенсивности охлаждения обода. Повышению интенсивности охлаждения обода также способствует утонение стенок обода между отверстиями с соответствующим снижением теплового сопротивления этой стенки.
Выполнение поверхности выемок дугами окружности снижает концентрацию напряжений на внутренней поверхности обода, что также повышает надежность промежуточного диска.
Выемки облегчают ободную часть диска, что способствует снижению веса полотна переднего промежуточного диска и турбины в целом, а также увеличивает площадь поверхности теплоотдачи по холодному воздуху.
Выполнение числа выемок равным числу отверстий в максимальной степени способствует снижению температуры обода промежуточного диска и повышению надежности турбины.
На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.
На фиг.2 - сечение А-А на фиг.1.
На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.
Высокотемпературная турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 с установленными в нем дисками первой и второй ступеней 3 и 4, а также из статора 5 с сопловыми лопатками второй ступени 6. Междисковая полость 7 ротора 2 уплотнена от потока газа 8, протекающего в проточной части 9 турбины 1, с помощью переднего 10 и заднего 11 по потоку промежуточных дисков. Уплотнительные гребешки 12, выполненные на наружной поверхности 13 промежуточных дисков 10 и 11, совместно с нижней полкой 14 сопловой лопатки 6 образуют лабиринтное уплотнение 15, препятствующее перетеканию газа мимо проточной части 9. В ободе 16 переднего промежуточного диска 10 выполнены отверстия 17 подвода охлаждающего воздуха в уплотнение 15, а в полотне 18 выполнены отверстия 19 для прохода охлаждающего воздуха 20 на охлаждение дисков 11 и 4. С внутренней стороны 21 переднего промежуточного диска 10 между отверстиями 17 выполнены выемки 22 с образованием осевых ребер 23 с отверстиями 17, причем поверхности 24 выемок 22 образованы дугами окружностей. Выполнение выемок 22 приводит к существенному утонению стенок 25 обода 16 между отверстиями 17 промежуточного диска 10.
Работает устройство следующим образом.
При работе высокотемпературной турбины 1 газовый поток 8, перетекающий через лабиринтное уплотнение 15, турбулизируется на лабиринтных гребешках 12 промежуточных дисков 10 и 11 и интенсивно отдает тепло в обод 16 переднего промежуточного диска 10, что могло бы привести к перегреву и к поломке обода 16 и диска 10. Однако этого не происходит, так как интенсивное конвективное охлаждение внутренней стороны 21 обода 16 за счет перемещения обода 16 в окружном направлении относительно охлаждающего воздуха 20, протекающего в междисковой полости 7, способствует снижению температуры обода 16 и повышению его надежности. Улучшению охлаждения также способствует увеличенная поверхность охлаждения 24 и тонкие стенки 25, снижающие тепловое сопротивление и способствующие снижению температуры внешней поверхности 13 и уплотнительных лабиринтных гребешков 12 переднего промежуточного диска 10.
Claims (1)
- Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, междисковая полость в которой уплотнена передним и задним промежуточными дисками с охлаждающими отверстиями в ободе переднего промежуточного диска, отличающаяся тем, что с внутренней стороны обода переднего промежуточного диска между отверстиями выполнены выемки с образованием осевых ребер с отверстиями, причем поверхности выемок образованы дугами окружностей, а число выемок равно числу отверстий.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007139733/06A RU2352789C1 (ru) | 2007-10-26 | 2007-10-26 | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007139733/06A RU2352789C1 (ru) | 2007-10-26 | 2007-10-26 | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2352789C1 true RU2352789C1 (ru) | 2009-04-20 |
Family
ID=41017811
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007139733/06A RU2352789C1 (ru) | 2007-10-26 | 2007-10-26 | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2352789C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2532458C1 (ru) * | 2013-09-09 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбомашины |
-
2007
- 2007-10-26 RU RU2007139733/06A patent/RU2352789C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2532458C1 (ru) * | 2013-09-09 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбомашины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6161897B2 (ja) | タービンノズルコンパートメント式冷却システム | |
CA2728958C (en) | Cooled turbine rim seal | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
US8444387B2 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
JP2007120501A (ja) | 段間シール、タービンブレード、およびガスタービンエンジンの冷却されるロータとステータとの間におけるインタフェースシール | |
US20110070074A1 (en) | Gas turbine with a shroud and labyrinth-type sealing arrangement | |
US9017013B2 (en) | Gas turbine engine with improved cooling between turbine rotor disk elements | |
US9657642B2 (en) | Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air | |
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 | |
JP2012013080A (ja) | ガスタービンエンジンに用いるロータ組立体、およびそれを組み立てる方法 | |
WO2014070817A1 (en) | Blade outer air seal | |
JP2015092076A (ja) | タービンアセンブリに冷却を提供するための方法およびシステム | |
JP2013151936A (ja) | 後付け可能な、段間の傾斜シール | |
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 | |
US10408075B2 (en) | Turbine engine with a rim seal between the rotor and stator | |
RU2369747C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
US10323523B2 (en) | Blade platform cooling in a gas turbine | |
KR102323262B1 (ko) | 증기 터빈 및 증기 터빈 조립 방법 | |
JP2013249843A (ja) | ノズルダイアフラムインデューサ | |
JP5933502B2 (ja) | ロータリ流れ機械における少なくとも1つのブレード列のブレードを冷却するための方法及び冷却システム | |
KR20150058561A (ko) | 가스 터빈 및 외측 슈라우드 | |
US11098605B2 (en) | Rim seal arrangement | |
RU2352789C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
US9657592B2 (en) | Cooling device for a jet engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101027 |