RU2451793C1 - Турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2451793C1 RU2451793C1 RU2010152229/06A RU2010152229A RU2451793C1 RU 2451793 C1 RU2451793 C1 RU 2451793C1 RU 2010152229/06 A RU2010152229/06 A RU 2010152229/06A RU 2010152229 A RU2010152229 A RU 2010152229A RU 2451793 C1 RU2451793 C1 RU 2451793C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- rib
- vane
- flange joint
- gas
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Турбина газотурбинного двигателя включает в себя рабочую лопатку и фланцевое соединение наружных корпусов. Фланцевое соединение состоит из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. Фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки. Заднее по потоку газа кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки. Стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром. Цилиндрическое ребро направленно по потоку газа и соединено с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов. Изобретение повышает надежность турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток. 1 ил.
Description
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой для обеспечения его непробиваемости в случае обрыва рабочих лопаток выполнен с радиальными ребрами, расположенными с внешней стороны (Патент РФ №2151884, F01D 9/02, 2000 г.).
Недостатком такой конструкции является повышенный вес корпуса турбины.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой с внешней стороны от второй рабочей лопатки выполнен утолщенным, а фланцевое соединение корпусов турбины выполнено со стороны выходной кромки рабочей лопатки (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенный вес и низкая надежность, так как оборвавшиеся лопатки могут раскрыть фланцевое соединение корпусов, расположенное со стороны выходной кромки лопатки, т.е. по течению потока газа в турбине, и выйти за пределы наружного корпуса турбины.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, согласно изобретению фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.
Расположение фланцевого соединения корпусов с внешней стороны от рабочей лопатки повышает радиальную жесткость наружного корпуса, повышает его непробиваемость в случае обрыва рабочей лопатки и способствует сохранению геометрии наружного корпуса в течение всего ресурса турбины, что позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором, повысив тем самым КПД турбины.
Соединение заднего по потоку газа кольцевого ребра фланцевого соединения с внешней стороны с конической обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки повышает радиальную жесткость фланцевого соединения и наружного корпуса и способствует локализации фрагментов оборвавшихся лопаток в кольцевой замкнутой полости со стороны выходной кромки лопатки. При этом фрагменты лопаток движутся в проточной части преимущественно по потоку газа, предотвращая тем самым лавинообразное разрушение последних ступеней турбины.
Выполнение фланцевого соединения закрытым со стороны рабочей лопатки соединенным с передним по потоку радиальным ребром фланцевого соединения цилиндрическим осевым ребром, направленным по потоку газа, исключает попадание фрагментов оборвавшихся лопаток встык между фланцами и последующее раскрытие стыка с пластической деформацией фланцев и выходом фрагментов лопаток за пределы наружного корпуса турбины, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.
На чертеже показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.
Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, рабочие лопатки 3 которого расположены в проточной части 4, и статора 5 с наружным корпусом 6, состоящим из переднего 7 и заднего 8 по потоку газа 9 наружных корпусов, фланцевое соединение 10 которых расположено с внешней стороны от рабочей лопатки 3.
Фланцевое соединение 10 состоит из переднего 11 и заднего 12 по потоку газа 9 кольцевых радиальных ребер с радиальным стыком между ними 13, соединенных между собой болтовым соединением 14. Заднее кольцевое ребро 12 со своей внешней стороны 15 соединено с конусной обечайкой 16 заднего корпуса 8 с образованием кольцевой замкнутой полости 17, расположенной со стороны выходной кромки 18 рабочей лопатки 3, с внешней стороны от проточной части 4 турбины 1.
Стык 13 между кольцевыми ребрами 11 и 12 со стороны рабочей лопатки 3 закрыт соединенным с радиальным ребром 11 фланцевого соединения 10 направленным по течению газа 9 осевым цилиндрическим ребром 19.
Ниже по потоку газа 9 рабочих лопаток 3 в проточной части 4 турбины 1 расположены профилированные стойки 20 с входными кромками 21, а с внешней стороны от рабочих лопаток 3, между проточной частью 4 и наружным корпусом 6, расположены сектора 22 разрезного кольца 23, установленные, в свою очередь, на промежуточном кольце 24.
Позицией 25 обозначено преимущественное направление движения фрагментов 26 оборвавшихся рабочих лопаток 3 под действием газовых и центробежных сил.
Заявляемое устройство работает следующим образом.
При работе турбины газотурбинного двигателя 1 рабочие лопатки 3 под действием газового потока 9 совместно с ротором 2 вращаются, производя полезную работу.
При возникновении нештатной ситуации, в случае обрыва рабочих лопаток 3, фрагменты 26 оборвавшихся лопаток затормаживаются входными кромками 21 профилированных стоек 20 и, двигаясь по траектории 25 под действием центробежных и газовых сил, после пластической деформации секторов 22 разрезного кольца 23 и промежуточного кольца 24, скапливаются в кольцевой замкнутой полости 17, что предотвращает дальнейшее лавинообразное разрушение проточной части 4 турбины 1.
Стык 13 фланцевого соединения 10 наружных корпусов 11 и 12, прикрытый со стороны рабочих лопаток 3 кольцевым осевым ребром 19, при этом не раскрывается, что также повышает надежность турбины 1.
Claims (1)
- Турбина газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, отличающаяся тем, что фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа, радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010152229/06A RU2451793C1 (ru) | 2010-12-20 | 2010-12-20 | Турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010152229/06A RU2451793C1 (ru) | 2010-12-20 | 2010-12-20 | Турбина газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2451793C1 true RU2451793C1 (ru) | 2012-05-27 |
Family
ID=46231695
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010152229/06A RU2451793C1 (ru) | 2010-12-20 | 2010-12-20 | Турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2451793C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2519656C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина низкого давления |
RU2519677C1 (ru) * | 2013-04-22 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор турбомашины |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0054116A1 (en) * | 1980-10-30 | 1982-06-23 | Carrier Corporation | Turbomachine stator assembly, and disassembling and assembling method therefor |
RU2171382C2 (ru) * | 1999-07-21 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Устройство для удерживания обломков ротора турбомашины |
GB2376504A (en) * | 2001-04-18 | 2002-12-18 | United Technologies Corp | Turbine engine bearing support |
RU2281420C2 (ru) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Диск ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
RU2302704C1 (ru) * | 2005-11-09 | 2007-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Калужский научно-исследовательский институт телемеханических устройств" | Устройство контроля соединений в коммутационной системе |
RU2343293C2 (ru) * | 2002-06-05 | 2009-01-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Турбина, ее элемент и авиационный двигатель (варианты) |
-
2010
- 2010-12-20 RU RU2010152229/06A patent/RU2451793C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0054116A1 (en) * | 1980-10-30 | 1982-06-23 | Carrier Corporation | Turbomachine stator assembly, and disassembling and assembling method therefor |
RU2171382C2 (ru) * | 1999-07-21 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Устройство для удерживания обломков ротора турбомашины |
RU2281420C2 (ru) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Диск ротора газотурбинного двигателя (варианты) |
GB2376504A (en) * | 2001-04-18 | 2002-12-18 | United Technologies Corp | Turbine engine bearing support |
RU2343293C2 (ru) * | 2002-06-05 | 2009-01-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Турбина, ее элемент и авиационный двигатель (варианты) |
RU2302704C1 (ru) * | 2005-11-09 | 2007-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Калужский научно-исследовательский институт телемеханических устройств" | Устройство контроля соединений в коммутационной системе |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2519656C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина низкого давления |
RU2519677C1 (ru) * | 2013-04-22 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор турбомашины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107044447B (zh) | 用于轴流式叶轮机械压缩机的分流鼻部的除冰装置 | |
WO2016024461A1 (ja) | 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン | |
EP2096262A1 (en) | Axial flow turbine with low shroud leakage losses | |
US10100658B2 (en) | Turbine engine impeller | |
EP2692998A1 (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
RU2565253C2 (ru) | Сверхзвуковой компрессорный ротор и сверхзвуковая компрессорная установка | |
US9822792B2 (en) | Assembly for a fluid flow machine | |
JP2014194191A (ja) | 軸流回転機械、及びディフューザ | |
RU2013102076A (ru) | Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия | |
RU2451793C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
US20140248127A1 (en) | Turbine engine component with dual purpose rib | |
EP2971547B1 (en) | Cantilever stator with vortex initiation feature | |
EP3734020B1 (en) | Aircraft gas turbine | |
JP2013224627A (ja) | 軸流ファン | |
WO2016157530A1 (ja) | 動翼、及び軸流回転機械 | |
JP2011001950A5 (ru) | ||
EP2778346B1 (en) | Rotor for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method of improving gas turbine engine rotor efficiency | |
EP2912269B1 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
CN110475948B (zh) | 燃气轮机 | |
RU2302558C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
RU2519677C1 (ru) | Статор турбомашины | |
RU2519656C1 (ru) | Турбина низкого давления | |
JP5454083B2 (ja) | ジェットエンジン用圧縮機及びジェットエンジン | |
RU2536652C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |