RU2518768C1 - Cooled turbine - Google Patents
Cooled turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2518768C1 RU2518768C1 RU2013115022/06A RU2013115022A RU2518768C1 RU 2518768 C1 RU2518768 C1 RU 2518768C1 RU 2013115022/06 A RU2013115022/06 A RU 2013115022/06A RU 2013115022 A RU2013115022 A RU 2013115022A RU 2518768 C1 RU2518768 C1 RU 2518768C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- walls
- deflector
- blade
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к охлаждению турбин авиационных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, namely, to cooling turbines of aircraft gas turbine engines.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая турбина, содержащая сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины, раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке лопатки с проточной частью турбины, теплообменник, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщенный с воздушным коллектором, транзитным дефлектором раздаточной полости, транзитным воздуховодом, сопловым аппаратом закрутки, каналами охлаждения рабочего колеса и рабочей лопатки турбины.The closest in technical essence and the achieved result is a cooled turbine containing nozzle blades, each of which is made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves, and the space between them, limited by the concave and convex walls of the feather blades, in the form located along its axis of the distributor of the input edge and the dispensing cavity with a transit deflector forming cooling channels along the inner surfaces of the walls of the pen in communication with the flow part rubins, an outlet edge distribution manifold is connected at the inlet to the air chamber of the combustion chamber, and at the outlet through perforations in the inlet edge of the blade with the turbine flow part, a heat exchanger is connected at the inlet to the air chamber of the combustion chamber, and at the outlet is connected in series with the air collector, transit deflector of the dispensing cavity, transit duct, swirl nozzle apparatus, cooling channels for the impeller and turbine blade.
/ RU №2196239, МПК7 F02C 7/12, опубликовано 10.01.2001 г.// RU No. 2196239, IPC 7
Недостатком такой охлаждаемой турбины является то, что транзит охлаждающего воздуха к сопловому аппарату закрутки и охлаждение пера сопловой лопатки турбины высокого давления осуществляется совместно через общий дефлектор, что, с одной стороны, приводит к подогреву охлаждающего воздуха, идущего к сопловому аппарату закрутки, а с другой стороны, к зависимости количества охлаждающего воздуха, идущего к сопловому аппарату закрутки и количества охлаждающего воздуха, отобранного на охлаждение сопловой лопатки турбины высокого давления друг от друга, снижая тем самым эффективность охлаждения как самой сопловой лопатки турбины высокого давления, так и рабочей лопатки турбины, повышая тем самым требуемый уровень расхода охлаждающего воздуха, что приводит к ухудшению экономичности двигателя в целом.The disadvantage of such a cooled turbine is that the transit of cooling air to the nozzle spin apparatus and the cooling of the pen of the nozzle blade of the high pressure turbine are carried out jointly through a common deflector, which, on the one hand, leads to heating of the cooling air going to the nozzle spin apparatus, and on the other side, to the dependence of the amount of cooling air going to the nozzle spin device and the amount of cooling air selected for cooling the nozzle blade of the high pressure turbine ug from each other, thereby reducing the cooling efficiency of both the nozzle blade of the high pressure turbine and the working blade of the turbine, thereby increasing the required level of cooling air flow, which leads to a decrease in the efficiency of the engine as a whole.
Задачей изобретения является повышение эффективности и экономичности турбины.The objective of the invention is to increase the efficiency and economy of the turbine.
Ожидаемый технический результат - улучшение экономичности турбины за счет понижения температуры газа перед турбиной и обеспечения оптимального расхода и температуры охлаждающего воздуха, подаваемого для охлаждения пера сопловой лопатки турбины.The expected technical result is the improvement of turbine efficiency by lowering the gas temperature in front of the turbine and ensuring the optimal flow rate and temperature of the cooling air supplied to cool the turbine nozzle blade feather.
Технический результат достигается тем, что известная охлаждаемая турбина, содержащая сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины, раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке лопатки с проточной частью турбины, теплообменник, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщенный с воздушным коллектором, транзитным дефлектором раздаточной полости, транзитным воздуховодом, сопловым аппаратом закрутки, каналами охлаждения рабочего колеса и рабочей лопатки турбины, по предложению, снабжена охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, охлаждающий дефлектор установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки с зазором относительно транзитного дефлектора и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора с перфорационными отверстиями, в верхней и нижней полках лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины, вход воздуховода верхней полки и вход охлаждающего дефлектора соединены с воздушным коллектором, а вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора.The technical result is achieved by the fact that the known cooled turbine containing nozzle blades, each of which is made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves, and the space between them, bounded by the concave and convex walls of the feather blade, in the form of a distributor located along its axis the input edge and the dispensing cavity with a transit deflector forming cooling channels along the inner surfaces of the walls of the pen in communication with the turbine flow part, a dispensing call the input edge is connected at the inlet to the air chamber of the combustion chamber, and at the outlet through perforations in the air inlet edge of the blade with the turbine flow part, a heat exchanger is connected at the air inlet to the combustion chamber, and at the outlet, it is connected in series with the air manifold, the transfer transfer deflector cavity, transit duct, nozzle spin device, cooling channels of the impeller and the impeller of the turbine, on offer, is equipped with a cooling deflector made with ne with perforation holes on its two opposite walls, the cooling deflector is installed in the transfer cavity on the wall of the input edge distribution manifold with a gap relative to the transit deflector and with a gap between the concave and convex walls of the blade pen and the walls of the cooling deflector with perforation holes in the upper and lower shelves of the blade air ducts connected at the outlet to the flow part of the turbine, the duct inlet of the upper shelf and the inlet of the cooling deflector are connected to the air collector torus, and air inlet in the lower flange connected to the outlet of the cooling baffle.
Кроме того, возможно что:In addition, it is possible that:
а) в зазоре между охлаждающим и транзитным дефлекторами выполнены направляющие элементы;a) in the gap between the cooling and transit deflectors made guide elements;
б) в зазоре между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора и стенками транзитного дефлектора в охлаждающих каналах выполнены центрирующие элементы;b) in the gap between the concave and convex walls of the feather blade and the walls of the cooling deflector and the walls of the transit deflector in the cooling channels, centering elements are made;
в) в стенках транзитного дефлектора выполнены перфорационные отверстия;c) perforation holes are made in the walls of the transit deflector;
г) на вогнутой и/или выпуклой стенках раздаточной полости выполнены перфорационные отверстия.g) perforation holes are made on the concave and / or convex walls of the dispensing cavity.
Снабжение охлаждаемой турбины охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, позволяет автономно охлаждать сопловую лопатку турбины высокого давления, обеспечивая оптимальный расход охлаждающего воздуха, что улучшает экономичность двигателя.Providing a cooled turbine with a cooling deflector made with perforations on its two opposite walls allows autonomously cooling the nozzle blade of a high-pressure turbine, ensuring an optimal flow of cooling air, which improves engine efficiency.
Установка охлаждающего дефлектора в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки с зазором относительно транзитного дефлектора и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора с перфорационными отверстиями позволяет охлаждающему воздуху омывать внутренние поверхности пера лопатки, при этом, с одной стороны, создавая более эффективное охлаждение пера самой лопатки, а с другой стороны, изолируя транзитный дефлектор от горячего воздуха проточной части, тем самым уменьшая подогрев охлаждающего воздуха, проходящего через транзитный дефлектор, что улучшает охлаждение рабочих лопаток турбины.The installation of a cooling deflector in the dispensing cavity on the wall of the input edge distribution manifold with a gap relative to the transit deflector and with a gap between the concave and convex walls of the blade pen and the walls of the cooling deflector with perforation holes allows the cooling air to wash the internal surfaces of the blade pen, while, on the one hand, creating more efficient cooling of the pen of the blade itself, and on the other hand, isolating the transit deflector from the hot air of the flow part, thereby less heating of the cooling air passing through the transit deflector, which improves the cooling of the turbine blades.
Выполнение в верхней и нижней полках лопатки воздуховодов, соединенных на выходе с проточной частью турбины, а также соединение входа воздуховода верхней полки с воздушным коллектором, а входа воздуховода в нижней полке с выходом охлаждающего дефлектора, позволяет дополнительно улучшить охлаждение верхней и нижней полок, за счет обеспечения максимального перепада давлений на верхней и нижней полках.The implementation in the upper and lower shelves of the blades of ducts connected at the outlet to the turbine flow part, as well as the connection of the duct inlet of the upper flange with the air manifold, and the duct inlet in the lower flange with the outlet of the cooling deflector, can further improve cooling of the upper and lower shelves, due to ensuring maximum pressure drop on the upper and lower shelves.
Выполнение в зазоре между охлаждающим и транзитным дефлекторами направляющих элементов обеспечивает фиксацию и облегчает установку охлаждающего и транзитного дефлекторов в раздаточной полости.The implementation in the gap between the cooling and transit baffles of the guide elements provides fixation and facilitates the installation of cooling and transit baffles in the dispensing cavity.
Выполнение в зазоре между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора и стенками транзитного дефлектора в охлаждающих каналах центрирующих элементов позволяет обеспечить гарантированный зазор и облегчает установку охлаждающего и транзитного дефлекторов в раздаточной полости при сборке сопловой лопатки.Performing in the gap between the concave and convex walls of the feather blade and the walls of the cooling deflector and the walls of the transit deflector in the cooling channels of the centering elements allows for a guaranteed gap and facilitates the installation of the cooling and transit deflectors in the dispensing cavity when assembling the nozzle blade.
Выполнение в стенках транзитного дефлектора перфорационных отверстий улучшает эффективность охлаждения пера сопловой лопатки и ликвидацию мест перегрева элементов пера сопловой лопатки.Performing perforation holes in the walls of the transit baffle improves the cooling efficiency of the nozzle blade pen and eliminates the overheating of the nozzle blade feather elements.
Выполнение на вогнутой и/или выпуклой стенках пера сопловой лопатки перфорационных отверстий обеспечивает снижение температуры лопатки в зонах перегрева за счет образования завесы охлаждающего воздуха.The execution of perforation holes on the concave and / or convex walls of the pen of the nozzle blade ensures a decrease in the temperature of the blade in the overheating zones due to the formation of a curtain of cooling air.
На фиг.1 показан продольный разрез охлаждаемой турбины;Figure 1 shows a longitudinal section of a cooled turbine;
на фиг.2 - поперечное сечение сопловой лопатки;figure 2 is a cross section of a nozzle blade;
на фиг.3 - сечение А-А по сопловой лопатке;figure 3 is a section aa along the nozzle blade;
на фиг.4 - сечение Б-Б по сопловой лопатке;figure 4 is a section bB along the nozzle blade;
на фиг.5 - поперечное сечение сопловой лопатки с направляющими элементами и с перфорированным транзитным дефлектором.figure 5 is a cross section of a nozzle blade with guide elements and with a perforated transit deflector.
Охлаждаемая турбина содержит сопловые лопатки 1, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента 2, ограниченного верхней 3 и нижней 4 полками, и пространства 5 между ними, ограниченного вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки 8 и раздаточной полости 9 с транзитным дефлектором 10, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы 11, сообщенные с проточной частью турбины 12.The cooled turbine contains
Раздаточный коллектор входной кромки 8 соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания 13, а на выходе через перфорационные отверстия 14 во входной кромке 15 лопатки 1 с проточной частью турбины 12.The dispensing manifold of the
Охлаждаемая турбина содержит теплообменник 16, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания 13, а на выходе последовательно сообщенный с воздушным коллектором 17, транзитным дефлектором 10 раздаточной полости 9, транзитным воздуховодом 18, сопловым аппаратом закрутки 19, каналами охлаждения 20 рабочего колеса 21 и рабочей лопатки 22 турбины.The cooled turbine contains a
Охлаждаемая турбина снабжена охлаждающим дефлектором 23, выполненным с перфорационными отверстиями 24 на двух его противоположных стенках. Охлаждающий дефлектор 23 установлен в раздаточной полости 9 на стенке раздаточного коллектора входной кромки 8 с зазором 25 относительно транзитного дефлектора 10 и с зазором 26 между вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1 и стенками охлаждающего дефлектора 23 с перфорационными отверстиями 24.The cooled turbine is equipped with a
В верхней 3 и нижней 4 полках лопатки выполнены воздуховоды 27 и 28, соединенные на выходе с проточной частью турбины 12. Вход воздуховода 27 верхней полки 3 и вход охлаждающего дефлектора 23 соединены с воздушным коллектором 17, а вход воздуховода 28 в нижней полке 4 соединен с выходом охлаждающего дефлектора 23.
Для охлаждаемой турбины возможны варианты, когда:For a cooled turbine, options are possible when:
1. В зазоре 25 между охлаждающим 23 и транзитным 10 дефлекторами выполнены направляющие элементы 29, а в зазоре 26 между вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1 и стенками охлаждающего дефлектора 23 и стенками транзитного дефлектора 10 в охлаждающих каналах 11 выполнены центрирующие элементы 30;1. In the
2. В стенках транзитного дефлектора 10 выполнены перфорационные отверстия 31, а на вогнутой 6 и выпуклой 7 стенках раздаточной полости 9 выполнены перфорационные отверстия 32.2.
Охлаждение турбины осуществляется следующим образомThe turbine is cooled as follows
Воздух из воздушной камеры сгорания 13 поступает, с одной стороны, в раздаточный коллектор входной кромки 8, где через перфорационные отверстия 14 во входной кромке 15 лопатки 1 выдувается в проточную часть турбины 12, а с другой стороны, поступает в теплообменник 16, где он охлаждается и поступает в воздушный коллектор 17, где в первую очередь он транспортируется через транзитный дефлектор 10 раздаточной полости 9, транзитный воздуховод 18, сопловой аппарат закрутки 19 в каналы охлаждения 20 рабочего колеса 21 и рабочей лопатки 22 турбины, а во вторую очередь поступает и в воздуховод 27 верхней полки 3 и далее в проточную часть турбины 12, обеспечивая максимальный перепад давлений на верхней полке 3 и тем самым улучшая эффективность ее охлаждения, и в охлаждающий дефлектор 23, расположенный в раздаточной полости 9, где он, с одной стороны, через перфорационные отверстия 24 на двух противоположных стенках охлаждающего дефлектора 23 поступает в зазор 26 между вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1 и стенками охлаждающего дефлектора 23 и охлаждающие каналы 11, где происходит охлаждение внутренних поверхностей пера лопатки и изолирование этим воздухом стенок транзитного дефлектора 10, далее этот воздух выдувается в проточную часть турбины 12, что обеспечивает максимальный перепад давления и улучшение эффективности охлаждения внутренних полостей пера лопатки, с другой стороны, транспортируется в воздуховод 28 нижней полки 4 и далее в проточную часть турбины 12, что также обеспечивает максимальный перепад давлений и улучшение охлаждения нижней полки 4.The air from the
Применение изобретения позволяет улучшить эффективность охлаждения, с одной стороны, пера сопловой лопатки, за счет обеспечения максимального перепада давлений, с другой стороны, рабочего колеса и рабочей лопатки турбины, за счет уменьшения подогрева охлаждающего воздуха при его транспортировки через транзитный дефлектор к сопловому аппарату закрутки и далее в каналы рабочего колеса и рабочей лопатки турбины.The application of the invention allows to improve the cooling efficiency, on the one hand, of the pen of the nozzle blade, due to the maximum pressure drop, on the other hand, of the impeller and the impeller of the turbine, by reducing the heating of cooling air during its transportation through the transit deflector to the nozzle spin device and further into the channels of the impeller and turbine blade.
Также изобретение позволяет улучшить экономичность турбины за счет возможности автономного охлаждения сопловой лопатки турбины высокого давления, обеспечивая оптимальный расход охлаждающего воздуха.The invention also improves the efficiency of the turbine due to the possibility of autonomous cooling of the nozzle blades of the high pressure turbine, providing an optimal flow rate of cooling air.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013115022/06A RU2518768C1 (en) | 2013-04-04 | 2013-04-04 | Cooled turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013115022/06A RU2518768C1 (en) | 2013-04-04 | 2013-04-04 | Cooled turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2518768C1 true RU2518768C1 (en) | 2014-06-10 |
Family
ID=51216496
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013115022/06A RU2518768C1 (en) | 2013-04-04 | 2013-04-04 | Cooled turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2518768C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2732531C1 (en) * | 2019-10-11 | 2020-09-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled blade of gas turbine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19733148C1 (en) * | 1997-07-31 | 1998-11-12 | Siemens Ag | Cooling device for gas turbine initial stage |
| RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2211926C2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High-temperature gas turbine |
| 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 |
-
2013
- 2013-04-04 RU RU2013115022/06A patent/RU2518768C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19733148C1 (en) * | 1997-07-31 | 1998-11-12 | Siemens Ag | Cooling device for gas turbine initial stage |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
| RU2211926C2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High-temperature gas turbine |
| 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 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2732531C1 (en) * | 2019-10-11 | 2020-09-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled blade of gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2514818C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2387846C1 (en) | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end | |
| CA2950127C (en) | Turbine blade with optimised cooling | |
| EP2899370B1 (en) | Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof | |
| US5584651A (en) | Cooled shroud | |
| US8864469B1 (en) | Turbine rotor blade with super cooling | |
| RU2675433C2 (en) | Turbine vane with cooled fillet | |
| RU2688090C2 (en) | Turbine blade with optimized cooling of its trailing edge, comprising channels located upstream and downstream and inner side cavities | |
| JP6431690B2 (en) | Turbine rotor blade for the turbine section of a gas turbine | |
| CN104791020A (en) | Gas turbine blade with longitudinal crossed rib cooling structure | |
| CN102971493A (en) | Turbine blade and engine component | |
| US9739151B2 (en) | Blade, integrally bladed rotor base body and turbomachine | |
| RU2012148900A (en) | TURBULIZERS AT THE INPUT OF THE COMPRESSOR SHOULDER BLADE | |
| CN109441557A (en) | A kind of high-pressure turbine guide vane of the marine gas turbine with cooling structure | |
| RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| RU2518729C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2519678C1 (en) | Gas turbine engine cooled turbine | |
| RU2518768C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2726235C2 (en) | Cooled turbine blade | |
| RU2546371C1 (en) | Cooled turbine | |
| US10774664B2 (en) | Plenum for cooling turbine flowpath components and blades | |
| EP3412866A1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
| RU87748U1 (en) | GAS TURBINE OPERATING WHEEL | |
| EP3412867B1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
| RU2525379C1 (en) | Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |