RU2480590C1 - Турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2480590C1 RU2480590C1 RU2011151070/06A RU2011151070A RU2480590C1 RU 2480590 C1 RU2480590 C1 RU 2480590C1 RU 2011151070/06 A RU2011151070/06 A RU 2011151070/06A RU 2011151070 A RU2011151070 A RU 2011151070A RU 2480590 C1 RU2480590 C1 RU 2480590C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial
- protrusions
- cover plate
- flange
- conical shell
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Турбина газотурбинного двигателя включает кольцевой входной канал, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени. Радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, выполненными трапециевидными в поперечном сечении. Осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки. Коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз». Передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения.
Известна газовая турбина двигателя энергетической установки, в которой отсутствует переходный канал между турбиной высокого давления и силовой свободной турбиной (Патент РФ №2269006, F01D 3/02, F02C 7/36, 2006 г.).
Недостатком такой конструкции является низкий коэффициент полезного действия силовой свободной турбины в случае прямого безредукторного привода электрогенератора из-за низкой окружной скорости ротора силовой турбины.
Наиболее близкой к заявляемой является газовая турбина газотурбинного двигателя с переходным каналом на входе в силовую свободную турбину, причем образующая внутреннюю стенку канала коническая обечайка совместно с закрепленной на ней болтовым соединением задней крышкой телескопически установлена на радиальных цилиндрических выступах нижних полок первых сопловых лопаток силовой турбины (Патент РФ №2263809, F02C 7/28, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за малой площади контакта в телескопическом соединении на цилиндрических выступах нижней полки лопатки с конической обечайкой, а также из-за значительных взаимных температурных деформаций конической обечайки и задней крышки, что приводит к значительному износу и поломке деталей в процессе эксплуатации.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины путем обеспечения свободного радиального перемещения конической обечайки относительно переднего фланца, исключения контакта и взаимной деформации осевых выступов обечайки входного канала и задней крышки, а также уменьшения износа по контактирующим поверхностям обечайки, задней крышки и сопловых лопаток турбины.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с кольцевым входным каналом, внутренний конус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени, согласно изобретению радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».
Кроме того, передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта.
Выполнение радиальных выступов полок сопловых лопаток первой ступени прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, обеспечивает контакт обечайки с лопаткой, а также контакт крышки с лопаткой по плоскости, а не по линии, как при цилиндрических выступах, что повышает надежность турбины за счет уменьшения износа по контактирующим поверхностям деталей.
Размещение осевых выступов конической обечайки с внешней стороны от осевых выступов задней крышки исключает взаимный контакт выступов обечайки и крышки вследствие более высокой температуры обечайки на всех режимах работы по сравнению с температурой крышки, что исключает их контакт и взаимную деформацию и повышает надежность газовой турбины.
Фиксация конической обечайки в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз» обеспечивает передачу осевых усилий от действия газовых сил с конической обечайки на сопловые лопатки, а также свободное радиальное перемещение обечайки относительно переднего фланца.
Для обеспечения сборки передний фланец выполнен разрезным и состоит из секторов.
Выполнение болтового соединения переднего фланца с крышкой с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта исключает срезание и поломку стержня болта при взаимных температурных радиальных деформациях фланца и крышки.
На фиг.1 показан продольный разрез газовой турбины газотурбинного двигателя с газовым каналом на входе в турбину, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен вид А на фиг.2, а на фиг.4 показано сечение Б-Б на фиг.3. Фиг.5 представляет элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.
Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из статора 2 с первыми сопловыми лопатками 3 и ротора 4 с рабочими колесами 5.
На входе 6 в турбину 1 выполнен входной канал 7, внутренний конус 8 которого образован внутренней конической обечайкой 9, телескопически в радиальном направлении установленной с помощью осевых, трапециевидных в поперечном сечении выступов 10 на радиальных, прямоугольных в поперечном сечении выступах 11 нижних полок 12 первых сопловых лопаток 3.
Задняя крышка 13, состоящая из крышки 14 и заднего фланца 15, также телескопически в радиальном направлении установлена на радиальных прямоугольных в поперечном сечении выступах 11 нижних полок 12 первых сопловых лопаток 3 с помощью осевых трапециевидных в поперечном сечении выступов 16, выполненных на заднем фланце 15 с внутренней стороны от выступов 10 обечайки 9. Выступы 16 фланца 15 расположены навстречу выступам 10 обечайки 9, между выступами 16 и расположенными с внешней стороны выступами 10 выполнен радиальный зазор δ. Радиальные выступы 11 полок 12 контактируют боковыми поверхностями 17 и 18 с осевыми выступами 10 обечайки 9 и с осевыми выступами 16 заднего фланца 15.
В осевом направлении задний фланец 15 зафиксирован относительно радиального кольцевого ребра 19 нижней полки 12 первой сопловой лопатки 3 с помощью радиального телескопического соединения 20, позволяющего фланцу 15 перемещаться в радиальном направлении относительно полки 12 при температурных деформациях.
Коническая обечайка 9 зафиксирована в осевом направлении относительно заднего фланца 15 с помощью переднего фланца 21, радиальное ребро 22 которого образует с кольцевой радиальной внутренней канавкой 23 обечайки 9 кольцевое радиальное соединение 24 типа «шип-паз». Для обеспечения сборки передний фланец 21 выполнен разрезным, состоящим из секторов 25 и 26.
Передний фланец 21 установлен на задней крышке 13 с помощью болтового соединения 27, которое выполнено с кольцевой канавкой 28 на стыке 29 фланца 21 и крышки 13 - вокруг хвостовика 30 болта 31. Позицией 32 обозначен поток газа, проходящий через входной канал 7 в сторону ротора 4.
Работает данное устройство следующим образом.
При запуске газовой турбины газотурбинного двигателя 1 в первую очередь нагревается коническая обечайка 9, непосредственно контактирующая с потоком газа 32, что приводит к увеличению ее радиальных размеров. Так как обечайка 9 телескопически в радиальном направлении установлена на радиальных выступах 11 полок 12 сопловых лопаток 3, то ее температурная радиальная деформация происходит без появления дополнительных напряжений. Радиальный зазор δ между центрирующими осевыми выступами 10 обечайки 9 и выступами 16 заднего фланца 15 при этом увеличивается.
Далее прогревается задняя крышка 13, состоящая из крышки 14 и заднего фланца 15. Так как задний фланец 15 установлен телескопически в радиальном направлении на радиальных выступах 11 лопаток 3 с помощью осевых выступов 16, то и его радиальная температурная деформация происходит свободно, без появления дополнительных напряжений. Радиальный зазор δ при этом начинает уменьшаться.
Так как передний фланец 21 расположен с внутренней стороны от конической обечайки 9 и задней крышки 13, то его повышение температуры происходит с отставанием от повышения температуры обечайки 9 и заднего фланца 15, что могло бы привести к поломке болтового соединения 27 фланца 21 и крышки 13. Однако этого не происходит, так как болтовое соединение переднего фланца 21 с крышкой 13 выполнено с кольцевой канавкой 28 вокруг хвостовика 30 болта 31, а передний фланец 21 является разрезным и состоит из секторов 25, 26.
Claims (2)
1. Турбина газотурбинного двигателя с кольцевым входным каналом, внутренний корпус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени, отличающаяся тем, что
радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».
радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».
2. Турбина газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011151070/06A RU2480590C1 (ru) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011151070/06A RU2480590C1 (ru) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Турбина газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2480590C1 true RU2480590C1 (ru) | 2013-04-27 |
Family
ID=49153181
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011151070/06A RU2480590C1 (ru) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2480590C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103482219A (zh) * | 2013-09-16 | 2014-01-01 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种燃气轮机运输过程中对转子进行轴、径向定位方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4135362A (en) * | 1976-02-09 | 1979-01-23 | Westinghouse Electric Corp. | Variable vane and flowpath support assembly for a gas turbine |
US4747750A (en) * | 1986-01-17 | 1988-05-31 | United Technologies Corporation | Transition duct seal |
SU1777407A1 (ru) * | 1989-02-06 | 1995-05-20 | М.Г. Колотиленко | Сопловой аппарат газовой турбины |
RU2146006C1 (ru) * | 1996-09-24 | 2000-02-27 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Способ сборки двухъярусной проточной части цилиндра турбины и узел соединения обода диафрагмы с козырьком заднего межъярусного уплотнения для осуществления способа (варианты) |
RU2263809C2 (ru) * | 2003-08-04 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая турбина |
RU2270344C2 (ru) * | 2000-07-03 | 2006-02-20 | Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. | Соединительное устройство для переходного канала в газовой турбине |
-
2011
- 2011-12-14 RU RU2011151070/06A patent/RU2480590C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4135362A (en) * | 1976-02-09 | 1979-01-23 | Westinghouse Electric Corp. | Variable vane and flowpath support assembly for a gas turbine |
US4747750A (en) * | 1986-01-17 | 1988-05-31 | United Technologies Corporation | Transition duct seal |
SU1777407A1 (ru) * | 1989-02-06 | 1995-05-20 | М.Г. Колотиленко | Сопловой аппарат газовой турбины |
RU2146006C1 (ru) * | 1996-09-24 | 2000-02-27 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Способ сборки двухъярусной проточной части цилиндра турбины и узел соединения обода диафрагмы с козырьком заднего межъярусного уплотнения для осуществления способа (варианты) |
RU2270344C2 (ru) * | 2000-07-03 | 2006-02-20 | Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. | Соединительное устройство для переходного канала в газовой турбине |
RU2263809C2 (ru) * | 2003-08-04 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая турбина |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103482219A (zh) * | 2013-09-16 | 2014-01-01 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种燃气轮机运输过程中对转子进行轴、径向定位方法 |
CN103482219B (zh) * | 2013-09-16 | 2016-06-01 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种燃气轮机运输过程中对转子进行轴、径向定位方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4393797B2 (ja) | 圧縮機の抽気ケース | |
CN107044447B (zh) | 用于轴流式叶轮机械压缩机的分流鼻部的除冰装置 | |
US10590806B2 (en) | Exhaust system and gas turbine | |
EP2325438B1 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
CA2826693A1 (en) | Turboprop engine with compressor turbine shroud | |
US9850780B2 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
RU2480590C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
RU2378517C1 (ru) | Ротор газовой турбины | |
EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
US9541006B2 (en) | Inter-module flow discourager | |
EP2912269B1 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
RU2439376C1 (ru) | Биротативный винтовентилятор газотурбинного двигателя | |
RU2451793C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2386816C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2352788C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
US10557355B2 (en) | Turbine rotor assembly, turbine, and rotor blade | |
JP2010169047A (ja) | 軸流タービン | |
RU2560654C1 (ru) | Статор турбины газотурбинного двигателя | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2536652C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления | |
RU2499893C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
RU2352789C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
US11713691B2 (en) | Gas turbine system and moving unit including the same | |
RU2506428C1 (ru) | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
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 |