RU114090U1 - Статор турбины - Google Patents
Статор турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU114090U1 RU114090U1 RU2011136992/06U RU2011136992U RU114090U1 RU 114090 U1 RU114090 U1 RU 114090U1 RU 2011136992/06 U RU2011136992/06 U RU 2011136992/06U RU 2011136992 U RU2011136992 U RU 2011136992U RU 114090 U1 RU114090 U1 RU 114090U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rim
- insert
- holes
- turbine
- rotor insert
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Статор турбины, содержащий корпус, укрепленную в нем надроторную вставку, между корпусом и надроторной вставкой образована кольцевая камера, имеющая в своей переферийной части сообщение с источником охлаждающего воздуха, надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки, которая соединена с проточной частью турбины при помощи выполненных отверстий в ободе, кольцо с отверстиями установлено над полостью надроторной вставки, при этом отверстия в кольце и ободе могут быть расположены как в один ряд, так и в несколько рядов, отличающийся тем, что отверстия в ободе надроторной вставки выполнены под углом α, причем 0°<α≤90°, в направлении вращения рабочего колеса турбины и под углом γ<90° к трактовой поверхности обода надроторной вставки в направлении газового потока турбины. ! 2. Статор турбины по п.1, отличающийся тем, что углы γ и α для нескольких рядов отверстий в ободе надроторной вставки могут быть как одинаковыми для всех рядов, так и различными для каждого ряда. ! 3. Статор турбины по п.1, отличающийся тем, что угол γ предпочтительно находится от 20° до 45°.
Description
Полезная модель относится к авиадвигателестроению и может быть использована в конструкциях турбин газотурбинных авиационных двигателей ГТД и газотурбинных установках наземного применения.
Известен статор турбины (Патент РФ №83291, кл. F01D 25/24, опубликовано 27.05.2009), содержащий надроторную вставку. Недостатком такой конструкции является отсутствие охлаждающих отверстий в ободе надроторной вставки, что ведет к недопустимым перегревам надроторной вставки при работе двигателя
Известен выбранный в качестве прототипа статор газовой турбины (Патент РФ №101087, кл. F01D 25/24, опубликовано 10.01.2011), содержащий корпус, укрепленную в нем надроторную вставку, между корпусом и надроторной вставкой образована кольцевая камера, имеющая в своей переферийной части сообщение с источником охлаждающего воздуха, надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки, кольцо с отверстиями установлено над полостью надроторной вставки, в ободе выполнены кольцевые ряды отверстий соединяющих полость надроторной вставки с проточной частью турбины. Недостаток статора газовой турбины заключается в том, что происходит сброс охлаждающего воздуха в осевые зазоры перед и за рабочим колесом, что приводит к потерям КПД турбины.
Техническим результатом полезной модели является совершение дополнительной работы для создания крутящего момента на рабочем колесе Дополнительным техническим результатом является эффективное охлаждение торца пера рабочей лопатки и надроторной вставки.
Поставленный технический результат достигается тем, что статор турбины, содержащий корпус, укрепленную в нем надроторную вставку, между корпусом и надроторной вставкой образована кольцевая камера, имеющая в своей переферийной части сообщение с источником охлаждающего воздуха, надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки, которая соединена с проточной частью турбины при помощи выполненных отверстий в ободе, кольцо с отверстиями установлено над полостью надроторной вставки, при этом отверстия в кольце могут быть расположены как в один ряд, так и в несколько рядов.
Новым в полезной модели является то, что отверстия в ободе надроторной вставки выполнены под углом α, который находится в пределах от 0° до 90° включительно (0°<α≤90°), в направлении вращения рабочего колеса турбины и под углом γ меньше 90°(γ<90°), к трактовой поверхности обода надроторной вставки в направлении газового потока турбины.
Углы γ и α для нескольких рядов отверстий в ободе надроторной вставки могут быть как одинаковыми для всех рядов, так и различными для каждого ряда.
Угол γ предпочтительно находится в пределах от 20° до 45°.
На прилагаемых чертежах изображен статор турбины:
Фиг.1 - общий вид;
Фиг.2 - вид А фиг.1;
Фиг.3 - сечение Б-Б фиг.2.
Статор турбины содержит корпус 1, укрепленную в нем надроторную вставку 2, между корпусом 1 и надроторной вставкой 2 образована кольцевая камера 3, имеющая в своей периферийной части сообщение с источником охлаждающего воздуха. Надроторная вставка 2 выполнена с двумя кольцевыми выступами 4 на внешней стороне обода 5, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость 6 надроторной вставки 2, которая соединена с проточной частью турбины при помощи выполненных отверстий 7 в ободе 5. Кольцо 8, с выполненными в нем отверстиями 9, установлено над полостью надроторной вставки 2. Отверстия 9 в кольце 8 и отверстия 7 в ободе 5 могут быть расположены как в один ряд, так и в несколько рядов. Отверстия 7 в ободе 5 надроторной вставки 2 выполнены под углом α, причем α принимает значение от 0° до 90° включительно (0°<α≤90°), в направлении вращения рабочего колеса турбины 10 и под углом γ, который меньше 90°(γ≤90°), к трактовой поверхности 11 обода 5 в направлении газового потока турбины. Под надроторной вставкой 2 расположены лопатки 12 рабочего колеса 10 турбины.
Воздух на охлаждение надроторной вставки 2 отбирается из вторичной зоны камеры сгорания либо из-за ступеней компрессора (на чертеже не показано) и подается в полость кольцевой камеры 3 между корпусом 1 и кольцом 8. Далее через отверстия 9 в кольце 8 охлаждающий воздух подается в полость надроторной вставки 6 и выдувается через отверстия 7 на рабочие лопатки 12. При этом воздух, выходящий через отверстия 7, которые выполнены под углом, получает закрутку и выдувается в направлении корыта лопатки рабочего колеса, охлаждая тем самым как надроторную вставку так и торец пера рабочей лопатки. Утечкам воздуха из полости 6 надроторной вставки 2 препятствует конструкция выступов 4.
Такая конструкция позволяет совершить дополнительную работу для создание крутящего момента на рабочем колесе, а также обеспечивает охлаждение торцев пера рабочих лопаток и надроторной вставки.
Claims (3)
1. Статор турбины, содержащий корпус, укрепленную в нем надроторную вставку, между корпусом и надроторной вставкой образована кольцевая камера, имеющая в своей переферийной части сообщение с источником охлаждающего воздуха, надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки, которая соединена с проточной частью турбины при помощи выполненных отверстий в ободе, кольцо с отверстиями установлено над полостью надроторной вставки, при этом отверстия в кольце и ободе могут быть расположены как в один ряд, так и в несколько рядов, отличающийся тем, что отверстия в ободе надроторной вставки выполнены под углом α, причем 0°<α≤90°, в направлении вращения рабочего колеса турбины и под углом γ<90° к трактовой поверхности обода надроторной вставки в направлении газового потока турбины.
2. Статор турбины по п.1, отличающийся тем, что углы γ и α для нескольких рядов отверстий в ободе надроторной вставки могут быть как одинаковыми для всех рядов, так и различными для каждого ряда.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011136992/06U RU114090U1 (ru) | 2011-09-07 | 2011-09-07 | Статор турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011136992/06U RU114090U1 (ru) | 2011-09-07 | 2011-09-07 | Статор турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU114090U1 true RU114090U1 (ru) | 2012-03-10 |
Family
ID=46029387
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011136992/06U RU114090U1 (ru) | 2011-09-07 | 2011-09-07 | Статор турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU114090U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2613104C1 (ru) * | 2015-09-18 | 2017-03-15 | Михаил Александрович Щербаков | Осевая турбина газотурбинного двигателя |
-
2011
- 2011-09-07 RU RU2011136992/06U patent/RU114090U1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2613104C1 (ru) * | 2015-09-18 | 2017-03-15 | Михаил Александрович Щербаков | Осевая турбина газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6650687B2 (ja) | ロータブレード冷却 | |
CN1928325B (zh) | 带有顶端架的涡轮叶片弧形声响(检漏)器顶端 | |
US10227876B2 (en) | Fillet optimization for turbine airfoil | |
JP6885677B2 (ja) | フレア状先端を有するロータブレード | |
US10001019B2 (en) | Turbine rotor blade | |
JP6824623B2 (ja) | フレア状先端を有するロータブレード | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
US10301943B2 (en) | Turbomachine rotor blade | |
EP3415719B1 (en) | Turbomachine blade cooling structure | |
RU2013118661A (ru) | Система (варианты) и способ охлаждения турбины | |
US11346367B2 (en) | Compressor rotor casing with swept grooves | |
CN107075953A (zh) | 燃气涡轮翼型后缘 | |
JP2019007478A (ja) | ロータブレード先端部 | |
US9932837B2 (en) | Low pressure loss cooled blade | |
US20140044557A1 (en) | Turbine blade and method for cooling the turbine blade | |
KR102373728B1 (ko) | 가스 터빈 시스템 로터 블레이드를 위한 냉각 통로 | |
US11365638B2 (en) | Turbine blade and corresponding method of servicing | |
RU114090U1 (ru) | Статор турбины | |
JP2019011756A (ja) | ターボ機械用ロータブレード | |
CN105917098B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的涡轮的涡轮导流盘 | |
RU195437U1 (ru) | Турбинная рабочая лопатка с несимметричной внутренней и внешней поверхностями бандажной полки | |
RU89615U1 (ru) | Ступень турбины газотурбинного двигателя | |
RU28187U1 (ru) | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя | |
RU130633U1 (ru) | Устройство для охлаждения рабочего колеса турбины | |
KR20200027757A (ko) | 블레이드슈라우드, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈 |