RU2490490C1 - Double-flow gas-turbine engine - Google Patents
Double-flow gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2490490C1 RU2490490C1 RU2011150673/06A RU2011150673A RU2490490C1 RU 2490490 C1 RU2490490 C1 RU 2490490C1 RU 2011150673/06 A RU2011150673/06 A RU 2011150673/06A RU 2011150673 A RU2011150673 A RU 2011150673A RU 2490490 C1 RU2490490 C1 RU 2490490C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- pressure turbine
- cavity
- cooling
- heat exchanger
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой.The invention relates to cooling systems for turbines of dual-circuit gas turbine engines with air.
Известен двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник. При этом, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки отделена от думисной полости компрессора лабиринтным уплотнением, (см. патент РФ №2236609, МПК F02K 3/115, опубл. 20.09.2004 г.).Known is a double-circuit gas turbine engine containing a high-pressure compressor, in which the dummy cavity is separated from the compressor flow path by a labyrinth seal, a combustion chamber, a high-pressure turbine with cooled working vanes, the cooling line of which through a swirl apparatus, the internal cavities of the nozzle vanes of the high-pressure turbine and air the air heat exchanger of the high pressure turbine is connected to the air cavity of the combustion chamber, the low pressure turbine with the supercharger line circular cavity with its manifold cooling nozzle vanes connected to the cavity dumisnoy compressor through an air-air heat exchanger. Moreover, the cavity adjacent to the side surface of the high-pressure turbine disk from the side of the spin device between the shaft and the spin device is separated from the compressor dummy cavity by a labyrinth seal (see RF patent No. 2236609, IPC F02K 3/115, publ. September 20, 2004 .).
Недостатком известного решения является пониженный уровень экономичности двигателя, обусловленный тем, что расход охлаждающего воздуха из думисной полости на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя, что приводит к невозможности уменьшения удельного расхода топлива двигателя за счет уменьшения расхода воздуха, идущего на охлаждение.A disadvantage of the known solution is the reduced level of engine efficiency, due to the fact that the flow of cooling air from the dumice cavity to pressurize the interdisc cavity and to cool the nozzle vanes of the low pressure turbine remains constant at all operating conditions of the engine, which makes it impossible to reduce the specific fuel consumption of the engine for by reducing the flow rate of cooling air.
Техническим результатом изобретения является возможность уменьшения расхода охлаждающего воздуха на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления на режимах с частичным отключением охлаждения без ухудшения надежности их охлаждения, что повышает экономичность двигателя и его КПД и, как следствие, уменьшает удельный расхода топлива на наиболее длительных режимах работы.The technical result of the invention is the ability to reduce the flow of cooling air for cooling the working blades of a high pressure turbine and for cooling the nozzle blades of a low pressure turbine in modes with partial shutdown of cooling without compromising the reliability of their cooling, which increases the efficiency of the engine and its efficiency and, as a result, reduces the specific fuel consumption for the longest operating modes.
Указанный технический результат достигается тем, что в двухконтурном газотурбинном двигателе, содержащем компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен из воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.The specified technical result is achieved by the fact that in a dual-circuit gas turbine engine containing a high-pressure compressor, in which the dummy cavity is separated from the compressor flow part by a labyrinth seal, a combustion chamber, a high-pressure turbine with cooled working blades, the cooling line of which through a spin apparatus, internal nozzle cavities blades of a high pressure turbine and an air-air heat exchanger of a high pressure turbine is connected to the air cavity of the combustion chamber, a turb low-pressure inu with a line for pressurizing the interdiscal cavity and a line for cooling its nozzle vanes connected to the compressor dummy cavity through an air-air heat exchanger, a cavity adjacent to the side surface of the high-pressure turbine disk from the side of the spin device between the shaft and the spin device is combined with the dumice cavity compressor, a flow control element is installed on the cooling line of the working blades of the high pressure, the cooling line of the nozzle blades of the low pressure turbine The separation is separated from the inter-disk pressurization line and its connection with the dumice cavity is made through an adjustable valve, the air-air heat exchanger is made of an air-air low pressure turbine heat exchanger and an additional air-air heat exchanger installed on the inter-disk pressurization line and on the nozzle blade cooling line low pressure turbines respectively.
Объединение полости, примыкающей к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки с думисной полостью компрессора, позволяет на режимах работы двигателя, при которых осуществляется частичное отключение охлаждающего воздуха, использовать думисный воздух для охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления путем его подсасывания напрямую из думисной полости.The combination of the cavity adjacent to the side surface of the high-pressure turbine disk from the side of the spin device between the shaft and the spin device with the compressor dummy cavity allows the use of dumis air to cool the working blades of the high pressure turbine in the engine operating modes in which the cooling air is partially switched off. its suction directly from the dumis cavity.
Отделение магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления от магистрали наддува междисковой полости, имеющие источником воздух из думисной полости, дает возможность автономного управления расходом охлаждающего воздуха, идущего на наддув междисковой полости и на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления.The separation of the cooling line of the nozzle blades of the low pressure turbine from the main line of the pressurization of the interdisc cavity, which have a source of air from the dumis cavity, makes it possible to independently control the flow of cooling air going to pressurize the interdisc cavity and to cool the nozzle blades of the low pressure turbine.
Наличие на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления регулируемого крана позволяет на режимах работы с частичным отключением охлаждающего воздуха автономно отключать охлаждающий воздух, поступающий на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления, при этом наддув междисковой полости, осуществляемый по магистрали наддува междисковой полости остается постоянным, что обеспечивает на всех режимах работы двигателя надежный наддув междисковой полости.The presence of an adjustable valve on the cooling line of the nozzle blades of the low-pressure turbine allows for independent operation of the cooling air supplied to the cooling of the nozzle blades of the low-pressure turbine during the operation with partial shutdown of the cooling air, while the inter-disk cavity pressurization carried out along the inter-disk pressurization line remains constant, which provides at all engine operating modes reliable pressurization of the interdisc cavity.
Установка на магистрали охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления управляющего расходом элемента также позволяет автономно регулировать расход охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления, что значительно повышает экономичность двигателя на режимах с частичным отключением охлаждающего воздуха.The installation of an element controlling the flow rate of an element on the cooling line of the working blades of the high pressure turbine also allows autonomously regulating the flow of cooling air supplied to the cooling of the working blades of the high pressure turbine, which significantly increases the efficiency of the engine in modes with partial shutdown of the cooling air.
На чертеже показан продольный разрез двухконтурного газотурбинного двигателя.The drawing shows a longitudinal section of a dual-circuit gas turbine engine.
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор высокого давления 1, у которого думисная полость 2 отделена от проточной части компрессора 3 лабиринтным уплотнением 4, камеру сгорания 5, турбину высокого давления 6 с охлаждаемыми рабочими лопатками 7, магистраль охлаждения 8 которых через аппарат закрутки 9, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11 турбины высокого давления 6 и воздухо-воздушный теплообменник 12 турбины высокого давления 6 соединена с воздушной полостью 13 камеры сгорания 5. У турбины низкого давления 14 магистраль наддува 15 междисковой полости 16, соединена с думисной полостью 2 через ее воздухо-воздушный теплообменник 17, а магистраль охлаждения 18 ее сопловых лопаток 19, соединена с думисной полостью 2 компрессора 1 через дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 и регулируемый кран 21, при этом магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 отделена от магистрали наддува 15 междисковой полости 16. Полость 22, примыкающая к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 объединена с думисной полостью 2 компрессора 1. На магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 установлен управляющий расходом элемент 26, выполненный в виде крана.The double-circuit gas turbine engine contains a high-pressure compressor 1, in which the dummy cavity 2 is separated from the flow part of the compressor 3 by a labyrinth seal 4, a combustion chamber 5, a high-pressure turbine 6 with cooled working blades 7, a cooling line 8 of which through a swirl apparatus 9, internal cavities 10 nozzle blades 11 of the high pressure turbine 6 and the air-air heat exchanger 12 of the high pressure turbine 6 is connected to the air cavity 13 of the combustion chamber 5. The low pressure turbine 14 has a main the duva 15 of the interdisc space 16 is connected to the dummy cavity 2 through its air-to-air heat exchanger 17, and the cooling line 18 of its nozzle vanes 19 is connected to the dumy cavity 2 of the compressor 1 through an additional air-to-air heat exchanger 20 and an adjustable valve 21, while cooling 18 nozzle blades 19 of the low pressure turbine 14 is separated from the boost line 15 of the interdisc space 16. The cavity 22 adjacent to the side surface 23 of the disk 24 of the high pressure turbine 6 from the side of the spin apparatus 9 between the shaft 25 and ap Arat twist dumisnoy 9 is combined with the cavity 2 of the compressor 1. In the cooling line 8 of rotor blades 7 mounted flow control element 26, designed as a tap.
Устройство работает следующим образом:The device operates as follows:
Воздух от компрессора 1 поступает с одной стороны в камеру сгорания 5, а с другой стороны, через лабиринтное уплотнение 4 поступает в думисную полость 2.Air from the compressor 1 enters the combustion chamber 5 on one side and, on the other hand, enters the dummy cavity 2 through the labyrinth seal 4.
В свою очередь воздух из думисной полости 2 через магистраль наддува 15 поступает в междисковую полость 16, причем расход его остается постоянным на всех эксплуатационных режимах работы двигателя.In turn, air from the dumis cavity 2 through the boost line 15 enters the interdisc cavity 16, and its flow rate remains constant at all operating conditions of the engine.
С другой стороны, воздух из думисной полости 2 через магистраль охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, дополнительный воздухо-воздушный теплообменник 20 турбины низкого давления 14, регулируемый кран 21 и внутренние полости сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает на охлаждение сопловых лопаток 19.On the other hand, air from the dumis cavity 2 through the cooling line 18 of the nozzle blades 19 of the low pressure turbine 14, the additional air-air heat exchanger 20 of the low pressure turbine 14, the adjustable valve 21 and the internal cavities of the nozzle blades 19 of the low pressure turbine 14 are supplied to cool the nozzle blades 19.
Регулируемый кран 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 позволяет частично или полностью перекрывать охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14, в этом случае воздух из думисной полости 2, идущий на охлаждение сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 поступает в полость 22, примыкающую к боковой поверхности 23 диска 24 турбины высокого давления 6 со стороны аппарата закрутки 9 между валом 25 и аппаратом закрутки 9 и далее через магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.Adjustable valve 21 on the cooling line 18 of the nozzle vanes 19 of the low pressure turbine 14 allows partially or completely blocking the cooling of the nozzle vanes 19 of the low pressure turbine 14, in this case, air from the dumis cavity 2, which goes to cool the nozzle vanes 19 of the low pressure turbine 14, enters the cavity 22 adjacent to the side surface 23 of the disk 24 of the high pressure turbine 6 from the side of the spin device 9 between the shaft 25 and the spin device 9 and then through the cooling line 8 of the blades 7 of the high pressure turbine line 6 enters the internal cavity of the working blades 7 of the high pressure turbine 6.
Также воздух из воздушной полости 13 камеры сгорания 5 через воздухо-воздушный теплообменник 12, управляющий расходный элемент 26, внутренние полости 10 сопловых лопаток 11, аппарат закрутки 9, магистраль охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 поступает во внутренние полости рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.Also, air from the air cavity 13 of the combustion chamber 5 through the air-air heat exchanger 12, the control expendable element 26, the internal cavity 10 of the nozzle blades 11, the swirl apparatus 9, the cooling line 8 of the working blades 7 of the high pressure turbine 6 enters the internal cavities of the working blades 7 of the turbine high pressure 6.
При этом наличие управляющего расходом элемента 26 на магистрали охлаждения 8 рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6 позволяет одновременно или автономно от регулируемого крана 21 на магистрали охлаждения 18 сопловых лопаток 19 турбины низкого давления 14 частично или полностью перекрывать охлаждение рабочих лопаток 7 турбины высокого давления 6.Moreover, the presence of the flow control element 26 on the cooling line 8 of the blades 7 of the high pressure turbine 6 allows you to simultaneously or independently from the adjustable valve 21 on the cooling line 18 of the nozzle blades 19 of the low pressure turbine 14 partially or completely block the cooling of the blades 7 of the high pressure turbine 6.
В результате уменьшения одновременно или автономно расхода охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение сопловых лопаток турбины низкого давления и на охлаждение рабочих лопаток турбины высокого давления на режимах с частичным отключением охлаждения уменьшается удельный расход топлива на данных режимах, что повышает экономичность всего двигателя в целом.As a result of decreasing at the same time or autonomously the flow of cooling air used to cool the nozzles of the low pressure turbine and to cool the working blades of the high pressure turbine in the modes with partial shutdown of cooling, the specific fuel consumption in these modes is reduced, which increases the efficiency of the entire engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011150673/06A RU2490490C1 (en) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Double-flow gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011150673/06A RU2490490C1 (en) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Double-flow gas-turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011150673A RU2011150673A (en) | 2013-06-20 |
| RU2490490C1 true RU2490490C1 (en) | 2013-08-20 |
Family
ID=48785111
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011150673/06A RU2490490C1 (en) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Double-flow gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2490490C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2546371C1 (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Cooled turbine |
| RU2583492C2 (en) * | 2014-03-28 | 2016-05-10 | Открытое Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Мотор" | Device for feeding coolant to cooled working blades of high-temperature gas turbines |
| RU2755449C1 (en) * | 2020-08-10 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Bypass gas turbine engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1809127A1 (en) * | 1977-07-13 | 1993-04-15 | Motornyj Z | Gas-turbine engine turbine |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2236609C1 (en) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
| RU2414615C1 (en) * | 2009-08-28 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
-
2011
- 2011-12-14 RU RU2011150673/06A patent/RU2490490C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1809127A1 (en) * | 1977-07-13 | 1993-04-15 | Motornyj Z | Gas-turbine engine turbine |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2236609C1 (en) * | 2003-02-20 | 2004-09-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
| RU2414615C1 (en) * | 2009-08-28 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2546371C1 (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Cooled turbine |
| RU2583492C2 (en) * | 2014-03-28 | 2016-05-10 | Открытое Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Мотор" | Device for feeding coolant to cooled working blades of high-temperature gas turbines |
| RU2755449C1 (en) * | 2020-08-10 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Bypass gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011150673A (en) | 2013-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9447732B2 (en) | Gas turbine anti-icing system | |
| US10550768B2 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
| JP4981970B2 (en) | gas turbine | |
| US10358923B2 (en) | Cooling device, gas turbine installation provided with same, and method for operating cooling device | |
| RU2623336C2 (en) | Gas turbine with adjustable air cooling system | |
| RU2016139489A (en) | METHOD (OPTIONS) FOR USING CONDENSATE TO INCREASE ENGINE EFFICIENCY | |
| US9217361B2 (en) | Turbocharging system | |
| WO2013001361A3 (en) | Apparatus and method for reducing air mass flow for extended range low emissions combustion for single shaft gas turbines | |
| RU2490490C1 (en) | Double-flow gas-turbine engine | |
| RU2013149573A (en) | METHOD FOR COOLING A TURBINE STAGE AND A GAS TURBINE, INCLUDING A COOLED TURBINE STAGE | |
| RU2347091C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| KR20130126507A (en) | Internal combustion engine | |
| JP2009144665A (en) | Turbo supercharger and supercharging engine system | |
| RU2323359C1 (en) | Cooling system of gas turbine of double-flow turbojet engine with additional compression of air ion small-size fan | |
| WO2013167726A3 (en) | Vehicle, in particular racing vehicle | |
| RU2735040C1 (en) | Gas transfer unit | |
| US20190145314A1 (en) | High pressure compressor diffuser for an industrial gas turbine engine | |
| RU2008108083A (en) | METHOD AND DEVICE FOR STARTING A GAS-TURBINE UNIT | |
| RU2550224C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2525379C1 (en) | Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation | |
| RU2414615C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2439348C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2476697C2 (en) | Internal combustion engine with high restrictive characteristic and high load receiving speed | |
| GB2544809B (en) | Internal combustion with asymmetric twin scroll turbine and increased efficiency | |
| RU2529269C1 (en) | Bypass gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20140127 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |