RU2525371C1 - Высокотемпературная газовая турбина - Google Patents
Высокотемпературная газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525371C1 RU2525371C1 RU2013125793/06A RU2013125793A RU2525371C1 RU 2525371 C1 RU2525371 C1 RU 2525371C1 RU 2013125793/06 A RU2013125793/06 A RU 2013125793/06A RU 2013125793 A RU2013125793 A RU 2013125793A RU 2525371 C1 RU2525371 C1 RU 2525371C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- inner ring
- blade
- elastic element
- resilient member
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установлена в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата. Внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата. Передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку. Задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки. Угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины находится в пределах 20…40°. Отношение высоты радиальной стенки упругого элемента к толщине радиальной стенки упругого элемента находится в пределах 6…10. Изобретение уменьшает напряжение в первой сопловой лопатке и уменьшает температуры нижней полки первой сопловой лопатки, повышая тем самым надежность высокотемпературной газовой турбины. 3 ил.
Description
Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна высокотемпературная газовая турбина газотурбинного двигателя, первая сопловая лопатка в которой выполнена с охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки (патент RU №2443882, МПК: F02C 7/12, 2012 г.).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за недостаточно эффективного охлаждения нижней полки первой сопловой лопатки.
Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, первая сопловая лопатка в которой установлена передним и задним направленными к оси двигателя ребрами в кольцевых канавках внутреннего кольца, причем кольцо выполнено за одно целое с опорой соплового аппарата, установленной на внутреннем корпусе камеры сгорания, а сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания (патент RU №2261350, МПК: F02C 7/12, 7/06, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных напряжений в первой сопловой лопатке из-за разницы температурных деформаций наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины путем уменьшения напряжений в первой сопловой лопатке и уменьшения температуры нижней полки первой сопловой лопатки.
Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной газовой турбине, включающей рабочую лопатку первой ступени, а также первую сопловую лопатку, верхней полкой установленную в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установленную в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата, а также установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата, согласно изобретению внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата, при этом передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку, а задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки, причем α=20…40° и H/L=6…10, где α - угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины, Н - высота радиальной стенки упругого элемента, L - толщина радиальной стенки упругого элемента.
Выполнение внутреннего кольца первого соплового аппарата с U-образным в поперечном сечении упругим элементом, с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата позволяет за счет минимальной осевой жесткости гибкого элемента минимизировать дополнительные напряжения в сопловой лопатке первой ступени как из-за разницы в температурных деформациях нижней полки и внутреннего кольца, так и из-за разницы в температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания, что повышает надежность высокотемпературной газовой турбины.
Выполнение в передней по потоку газа части внутреннего кольца каналов подвода охлаждающего воздуха на первую сопловую лопатку позволяет при минимальных гидравлических потерях охлаждающего воздуха организовать интенсивное конвективно-пленочное охлаждение как нижней полки сопловой лопатки, так и пера сопловой лопатки.
Выполнение задней по потоку части внутреннего кольца с осевым кольцевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки с углом наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины α=20…40° позволяет уменьшить паразитные утечки воздуха из воздушной полости между первым сопловым аппаратом и первой рабочей лопаткой в проточную часть турбины, а также увеличить осевую жесткость ближнего к рабочей лопатке радиального кольцевого ребра внутреннего кольца, что повышает надежность турбины.
При α<20° - снижается прочность задней части внутреннего кольца.
При α>40° - увеличивается вес внутреннего кольца.
При H/L<6 - излишне повышаются напряжения в упругом элементе при температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов камеры сгорания.
При H/L>10 - увеличиваются радиальные габариты внутреннего кольца.
На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной газовой турбины.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из соплового аппарата первой ступени 2 с первой сопловой лопаткой 3, а также из расположенной ниже по потоку газа 4 в проточной части 5 турбины первой рабочей лопатки 6.
Верхней полкой 7 сопловая лопатка 3 через промежуточное кольцо 8 газосборника камеры сгорания 9 установлена в наружном корпусе 10 камеры сгорания 9, а нижней полкой 11 передним 12 и задним 13 по потоку 4 радиальными ребрами установлена в канавках 14 и 15 внутреннего кольца 16. Между канавками 14 и 15 на кольце 16 размещен U-образный в поперечном сечении упругий элемент 17, центральной своей частью 18 с помощью радиального фланца 19 и болтового соединения 20 закрепленный на конической опоре 21 соплового аппарата, которая, в свою очередь, болтовым соединением 22 зафиксирована на внутреннем корпусе 23 камеры сгорания 9.
Передняя по потоку 4 часть 24 внутреннего кольца 16 выполнена с каналами 25 подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку 3, а задняя по потоку 4 часть 26 внутреннего кольца 16 выполнена с кольцевым осевым ребром 27 лабиринтного уплотнения 28 по нижней полке 29 первой рабочей лопатки 6, причем ребро 27 выполнено с углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31.
Работает устройство следующим образом.
При работе высокотемпературной газовой турбины 1 на первую сопловую лопатку 3 действует значительная по величине газовая сила Рr, которая радиальным ребром 13 нижней полки 11 передается на заднюю часть 26 внутреннего кольца 16, усиленную осевым ребром 27, что повышает долговечность кольца 16. Радиальное ребро 27 выполнено с увеличенным углом наклона α=20…40° внутренней поверхности 30 к оси турбины 31, что способствует более интенсивному выравниванию температуры по длине ребра 27 при смене работы турбины 1 и повышению надежности турбины.
Claims (1)
- Высокотемпературная газовая турбина, включающая рабочую лопатку первой ступени, а также первую сопловую лопатку, верхней полкой установленную в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установленную в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата, а также установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата, отличающаяся тем, что внутреннее кольцо выполнено с U-образным в поперечном сечении упругим элементом с креплением центральной части упругого элемента к опоре соплового аппарата, при этом передняя по потоку газа часть внутреннего кольца выполнена с каналами подвода охлаждающего воздуха на сопловую лопатку, а задняя по потоку часть внутреннего кольца выполнена с кольцевым осевым ребром лабиринтного уплотнения по нижней полке первой рабочей лопатки, причем α=20…40° и H/L=6…10, где α - угол наклона внутренней поверхности кольцевого ребра к оси турбины; Н - высота радиальной стенки упругого элемента; L - толщина радиальной стенки упругого элемента.
.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013125793/06A RU2525371C1 (ru) | 2013-06-04 | 2013-06-04 | Высокотемпературная газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013125793/06A RU2525371C1 (ru) | 2013-06-04 | 2013-06-04 | Высокотемпературная газовая турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2525371C1 true RU2525371C1 (ru) | 2014-08-10 |
Family
ID=51355327
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013125793/06A RU2525371C1 (ru) | 2013-06-04 | 2013-06-04 | Высокотемпературная газовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2525371C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3453825A (en) * | 1966-05-04 | 1969-07-08 | Rolls Royce | Gas turbine engine having turbine discs with reduced temperature differential |
GB1446878A (en) * | 1972-08-31 | 1976-08-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Bearing arrangements in gas turbine engines |
RU2151884C1 (ru) * | 1998-04-07 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
RU2261350C2 (ru) * | 2003-08-26 | 2005-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
RU2369747C1 (ru) * | 2008-02-07 | 2009-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина |
RU2443882C1 (ru) * | 2010-08-23 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
-
2013
- 2013-06-04 RU RU2013125793/06A patent/RU2525371C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3453825A (en) * | 1966-05-04 | 1969-07-08 | Rolls Royce | Gas turbine engine having turbine discs with reduced temperature differential |
GB1446878A (en) * | 1972-08-31 | 1976-08-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Bearing arrangements in gas turbine engines |
RU2151884C1 (ru) * | 1998-04-07 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
RU2261350C2 (ru) * | 2003-08-26 | 2005-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
RU2369747C1 (ru) * | 2008-02-07 | 2009-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина |
RU2443882C1 (ru) * | 2010-08-23 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10221711B2 (en) | Integrated strut and vane arrangements | |
US8133017B2 (en) | Compressor diffuser | |
US9291063B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine | |
US9206742B2 (en) | Passages to facilitate a secondary flow between components | |
EP3058201B1 (en) | Combustor wall having cooling element(s) within a cooling cavity | |
US20140000267A1 (en) | Transition duct for a gas turbine | |
RU2012147298A (ru) | Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя | |
EP2938842B1 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
US10247043B2 (en) | Ducted cowl support for a gas turbine engine | |
US20180291808A1 (en) | Low splitter | |
RU2525371C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2451840C2 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU159092U1 (ru) | Упругое соединение жаровой трубы и газосборника камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
RU2536652C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2439376C1 (ru) | Биротативный винтовентилятор газотурбинного двигателя | |
RU2514987C1 (ru) | Статор турбины высокого давления | |
RU2386816C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2386864C1 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2567885C1 (ru) | Статор компрессора | |
RU2287073C2 (ru) | Силовая турбина газотурбинного двигателя | |
US11713691B2 (en) | Gas turbine system and moving unit including the same | |
US11215085B2 (en) | Turbine exhaust diffuser | |
RU2352789C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
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 |