RU2369747C1 - Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина - Google Patents
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2369747C1 RU2369747C1 RU2008104761/06A RU2008104761A RU2369747C1 RU 2369747 C1 RU2369747 C1 RU 2369747C1 RU 2008104761/06 A RU2008104761/06 A RU 2008104761/06A RU 2008104761 A RU2008104761 A RU 2008104761A RU 2369747 C1 RU2369747 C1 RU 2369747C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- rear intermediate
- axial channels
- rim
- temperature
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени содержит в междисковой полости размещенные передний и задний по потоку промежуточные диски. В переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени. Количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени. Отношение проходной площади осевых каналов обода заднего промежуточного диска к проходной площади полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени составляет 1,5-3. Изобретение повышает надежность высокотемпературной двухступенчатой турбины путем интенсификации охлаждения заднего промежуточного диска и рабочей лопатки второй ступени. 3 ил.
Description
Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.
Известна высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа с помощью конической диафрагмы, установленной на радиальных штифтах (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.137, рис.4.5а).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры конической диафрагмы.
Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа передним и задним по потоку промежуточными дисками, причем в полотне заднего промежуточного диска выполнены отверстия, соединяющие воздушную полость между передним и задним промежуточными дисками с воздушной полостью между задним промежуточным диском и диском второй ступени турбины (Патент РФ №2193091, F01D 5/06, 2002 г.).
Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за повышенной температуры заднего промежуточного диска как результат недостаточного конвективного охлаждения, а также рабочей лопатки второй ступени турбины как результат малого расхода охлаждающего воздуха вследствие повышенных гидравлических потерь в системе подвода воздуха на ее охлаждение.
Технической задачей, решаемой изобретением, является повышение надежности турбины за счет интенсификации охлаждения заднего промежуточного диска и рабочей лопатки второй ступени.
Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной двухступенчатой газовой турбине с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени, в междисковой полости которой размещены передний и задний по потоку промежуточные диски, согласно изобретению в переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, при этом количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, a F1/F2=1,5-3, где
F1 - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска;
F2 - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени.
Выполнение переходной криволинейной части заднего промежуточного диска с осевыми каналами, соединяющими воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, позволяет пропустить основную часть воздуха, поступающего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени, через осевые каналы в ободе заднего промежуточного диска, что позволяет снизить температуру обода за счет интенсивного конвективного охлаждения и повысить надежность турбины.
Выполнение осевых каналов в переходной криволинейной части обода позволяет максимально приблизить указанные осевые каналы к внешней поверхности обода, омываемой газом, что улучшает охлаждение обода заднего промежуточного диска.
Существенным признаком является равенство числа осевых каналов в ободе заднего промежуточного диска двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, что обеспечивает более равномерное по окружности обода охлаждение и повышает надежность турбины. В этом случае все рабочие лопатки второй ступени будут находиться в одинаковых условиях по давлению и температуре охлаждающего воздуха на входе.
Охлаждающий воздух, протекающий в воздушной полости между передним и задним промежуточными дисками, имеет значительно более низкую по сравнению с ободом окружную скорость, а для обеспечения минимальных гидравлических потерь охлаждающего воздуха на входе в осевые отверстия проходная площадь должна быть выполнена увеличенной, т.e. F1/F2=1,5-3.
При F1/F2<1,5 увеличиваются гидравлические потери охлаждающего воздуха на входе в осевые каналы, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха через вторую рабочую лопатку, ее перегреву и поломке.
При F1/F2>3 излишне увеличиваются размеры и вес обода заднего промежуточного диска, в котором размещены осевые каналы.
Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.
На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - сечение А-А на фиг.1.
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина 1 включает ротор 2, на котором установлены диски первой ступени 3 и второй ступени 4 с рабочими лопатками первой ступени 5 и второй ступени 6, соответственно, а также статор 7 с сопловыми лопатками второй ступени 8.
Междисковая полость 9 ротора 2 уплотнена с помощью переднего 10 и заднего 11 по потоку газа 12 промежуточных дисков, на внешней поверхности 13 которых выполнены уплотнительные гребешки 14, образующие совместно с фланцем 15 сопловой лопатки 8 лабиринтное уплотнение 16.
Воздушная полость 17 между диском первой ступени 3 и передним промежуточным диском 10 на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора (не показана), а на выходе - через отверстия 18 в полотне 19 переднего промежуточного диска 10, осевые отверстия 20 в ободе 21 заднего промежуточного диска 11 и полости 22 подвода воздуха на рабочую лопатку второй ступени 6 в диске второй ступени 4 - с воздушной полостью 23 рабочей лопатки второй ступени 6.
На входе осевые каналы 20 выполнены в переходной криволинейной части 24 полотна 25 заднего промежуточного диска 11 к его ободу 21, что позволяет максимально приблизить каналы 20 к внешней поверхности 13 и к уплотнительным гребешкам 14, что улучшает их охлаждение.
Количество каналов 20 в 2 раза больше количества рабочих лопаток второй ступени 6, что позволяет минимизировать шаг в окружном направлении между каналами 20, улучшая охлаждение обода 21 и снижая окружную неравномерность температурного поля обода 21.
Устройство работает следующим образом.
При работе высокотемпературной двухступенчатой турбины 1 поток газа 12, протекающий через сопловые лопатки второй ступени 8, частично перетекает через лабиринтное уплотнение 16, вызывая интенсивный нагрев уплотнительных гребешков 14 и внешней поверхности 13 заднего промежуточного диска 11, что может привести к его перегреву и поломке. Однако перегрева не происходит, так как основная часть охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени 6, протекает по осевым каналам 20 в ободе 21 промежуточного диска 11, интенсивно его охлаждая, что ведет к снижению температуры гребешков 14 и внешней поверхности 13 с соответствующим повышением надежности турбины 1.
Claims (1)
- Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени, в междисковой полости которой размещены передний и задний по потоку промежуточные диски, отличающаяся тем, что в переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, при этом количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, a F1/F2=1,5-3,
где F1 - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска,
F2 - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008104761/06A RU2369747C1 (ru) | 2008-02-07 | 2008-02-07 | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008104761/06A RU2369747C1 (ru) | 2008-02-07 | 2008-02-07 | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2369747C1 true RU2369747C1 (ru) | 2009-10-10 |
Family
ID=41260961
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008104761/06A RU2369747C1 (ru) | 2008-02-07 | 2008-02-07 | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2369747C1 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2525371C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
RU2575260C2 (ru) * | 2010-07-15 | 2016-02-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Сопловая лопатка с охлаждаемой платформой для газовой турбины |
RU2605165C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2016-12-20 | Дженерал Электрик Компани | Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины и способ создания этого устройства охлаждения |
RU2605866C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Устройство охлаждения платформы и турбинный двигатель внутреннего сгорания |
RU2605791C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Устройство охлаждения платформы, предназначенное для роторной лопатки турбины, и способ его изготовления |
RU2636645C2 (ru) * | 2012-03-01 | 2017-11-24 | Дженерал Электрик Компани | Рабочая лопатка турбины (варианты) и способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины |
US9856747B2 (en) | 2010-07-15 | 2018-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Nozzle guide vane with cooled platform for a gas turbine |
-
2008
- 2008-02-07 RU RU2008104761/06A patent/RU2369747C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2575260C2 (ru) * | 2010-07-15 | 2016-02-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Сопловая лопатка с охлаждаемой платформой для газовой турбины |
US9856747B2 (en) | 2010-07-15 | 2018-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Nozzle guide vane with cooled platform for a gas turbine |
RU2605165C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2016-12-20 | Дженерал Электрик Компани | Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины и способ создания этого устройства охлаждения |
RU2605866C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Устройство охлаждения платформы и турбинный двигатель внутреннего сгорания |
RU2605791C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Устройство охлаждения платформы, предназначенное для роторной лопатки турбины, и способ его изготовления |
RU2636645C2 (ru) * | 2012-03-01 | 2017-11-24 | Дженерал Электрик Компани | Рабочая лопатка турбины (варианты) и способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины |
RU2525371C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2369747C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
JP5460294B2 (ja) | 遠心圧縮機前方スラスト及びタービン冷却装置 | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
JP4929217B2 (ja) | ガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法 | |
US20070253815A1 (en) | Cooled gas turbine aerofoil | |
JP2011512479A (ja) | 羽根車およびターボチャージャー | |
US9845689B2 (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
US8573925B2 (en) | Cooled component for a gas turbine engine | |
US9605551B2 (en) | Axial seal in a casing structure for a fluid flow machine | |
KR20080057183A (ko) | 불노우즈형 밀봉 터빈 스테이지 | |
US10415395B2 (en) | Method for cooling a gas turbine and gas turbine for conducting said method | |
US20180142564A1 (en) | Combined turbine nozzle and shroud deflection limiter | |
CN114635796B (zh) | 航空发动机引气冷却***及航空发动机 | |
RU2355890C1 (ru) | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина | |
US20030082050A1 (en) | Device for sealing turbomachines | |
EP3536933B1 (en) | Ring segment and gas turbine | |
US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
JP2014066247A (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 | |
US9657592B2 (en) | Cooling device for a jet engine | |
RU2550224C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2352789C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
CN208486916U (zh) | 用于燃气轮机的叶片和燃气轮机 | |
US10508548B2 (en) | Turbine engine with a platform cooling circuit |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110208 |