RU2004103479A - Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины - Google Patents

Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2004103479A
RU2004103479A RU2004103479/06A RU2004103479A RU2004103479A RU 2004103479 A RU2004103479 A RU 2004103479A RU 2004103479/06 A RU2004103479/06 A RU 2004103479/06A RU 2004103479 A RU2004103479 A RU 2004103479A RU 2004103479 A RU2004103479 A RU 2004103479A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
turbine
inlet
output
flange
Prior art date
Application number
RU2004103479/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2330976C2 (ru
Inventor
Патрик РОССИ (FR)
Патрик РОССИ
Жан-Клод Кристь н ТАЙАН (FR)
Жан-Клод Кристьян ТАЙАН
Морис Ги ЖЮДЭ (FR)
Морис Ги ЖЮДЭ
Original Assignee
Снекма Мотёр (Fr)
Снекма Мотёр
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма Мотёр (Fr), Снекма Мотёр filed Critical Снекма Мотёр (Fr)
Publication of RU2004103479A publication Critical patent/RU2004103479A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2330976C2 publication Critical patent/RU2330976C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc

Claims (4)

1. Устройство вентиляции для ротора турбины (100) высокого давления турбомашины, причем турбина (100) установлена на выходе камеры (2) сгорания и содержит входной диск (3) турбины, снабженный лопатками (4), и выходной диск (5) турбины, снабженный лопатками (6), причем указанное устройство содержит контур охлаждения, в котором установлены инжекторы (36), расположенные на входной стороне входного диска (3), и в которые подают поток D охлаждающего воздуха, отбираемый позади камеры (2) сгорания, отличающееся тем, что указанный контур охлаждения выполнен так, что поток D охлаждающего воздуха, поступающий из инжекторов (36), проходит через отверстия (74), сформированные на входном фланце (66) входного диска (3), с помощью которого он может быть закреплен на входном фланце (78) выходного диска (5) так, что поток D охлаждающего воздуха циркулирует в осевом направлении к выходу между внутренним отверстием (48) входного диска (3) и входным фланцем (78) выходного диска (5), с помощью которого он может быть закреплен на выходном фланце (79) входного компрессора высокого давления, и обеспечивается возможность центровки входного диска (3), причем указанное устройство вентиляции также содержит одиночный лабиринт (80), установленный на одном из двух дисков (3, 5) турбины и между этими двумя дисками, с помощью которого поток D охлаждающего воздуха разделяется на первый поток F1, циркулирующий между выходной поверхностью входного диска (3) и входной поверхностью одиночного лабиринта (80) в направлении к лопаткам (4), и на второй поток F2, циркулирующий между входной поверхностью выходного диска (5) и выходной поверхностью одиночного лабиринта (80) в направлении к лопаткам (6).
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что инжекторы (36) проходят в полость (64), частично ограниченную входным фланцем (66) входного диска (3) турбины и входным уплотнением (32) и выходным уплотнением (34), причем выходное уплотнение взаимодействует со вторичным входным фланцем (72) входного диска турбины (3).
3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что множество отверстий (86) сформировано во входном фланце (78) выходного диска (5) турбины так, что через них проходит третий поток F3 потока D охлаждающего воздуха, причем указанный третий поток F3 циркулирует в осевом направлении к выходу в кольцевом пространстве (88), сформированном между, во-первых, входным фланцем (78) выходного диска (5) и внутренним отверстием (50) этого выходного диска (5) и, во-вторых, вокруг промежуточного кольца (9), расположенного вокруг вала (11) ротора выходной турбины низкого давления.
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что одиночный лабиринт (80) закреплен на вторичном входном фланце (82) выходного диска (5) турбины, в котором сформировано множество отверстий (84), через которые второй поток F2 потока D охлаждающего воздуха циркулирует в направлении к лопаткам (6).
RU2004103479/06A 2003-02-06 2004-02-05 Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины RU2330976C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0301391 2003-02-06
FR0301391A FR2851010B1 (fr) 2003-02-06 2003-02-06 Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine a haute pression d'une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004103479A true RU2004103479A (ru) 2005-07-10
RU2330976C2 RU2330976C2 (ru) 2008-08-10

Family

ID=32606008

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004103479/06A RU2330976C2 (ru) 2003-02-06 2004-02-05 Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6916151B2 (ru)
EP (1) EP1445421B1 (ru)
JP (1) JP4060279B2 (ru)
CA (1) CA2456589C (ru)
DE (1) DE602004000301T2 (ru)
ES (1) ES2255697T3 (ru)
FR (1) FR2851010B1 (ru)
RU (1) RU2330976C2 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2892148B1 (fr) * 2005-10-19 2011-07-22 Snecma Fourreau d'arbre de turboreacteur et turboreacteur comportant ce fourreau
US8668437B1 (en) * 2006-09-22 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Turbine engine cooling fluid feed system
US8562285B2 (en) * 2007-07-02 2013-10-22 United Technologies Corporation Angled on-board injector
FR2937371B1 (fr) * 2008-10-20 2010-12-10 Snecma Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
FR2946687B1 (fr) * 2009-06-10 2011-07-01 Snecma Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression
US8371127B2 (en) * 2009-10-01 2013-02-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling air system for mid turbine frame
FR2960260B1 (fr) * 2010-05-21 2014-05-09 Snecma Turbomachine comprenant un circuit de ventilation de turbine basse pression ameliore
JP5494457B2 (ja) * 2010-12-13 2014-05-14 トヨタ自動車株式会社 ガスタービンエンジン
US20120308360A1 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 General Electric Company Overlap seal for turbine nozzle assembly
US9279341B2 (en) 2011-09-22 2016-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system architecture for a mid-turbine frame module
US9091173B2 (en) * 2012-05-31 2015-07-28 United Technologies Corporation Turbine coolant supply system
US20130327061A1 (en) * 2012-06-06 2013-12-12 General Electric Company Turbomachine bucket assembly and method of cooling a turbomachine bucket assembly
US10167723B2 (en) * 2014-06-06 2019-01-01 United Technologies Corporation Thermally isolated turbine section for a gas turbine engine
US9915204B2 (en) * 2014-06-19 2018-03-13 United Technologies Corporation Systems and methods for distributing cooling air in gas turbine engines
CN104675447A (zh) * 2015-01-30 2015-06-03 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机涡轮冷却气路
US10634055B2 (en) * 2015-02-05 2020-04-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine having section with thermally isolated area
US9920652B2 (en) 2015-02-09 2018-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine having section with thermally isolated area
CN107438701A (zh) * 2015-04-06 2017-12-05 西门子能源有限公司 涡轮机翼型件的在两个压力下的冷却
US10030519B2 (en) 2015-10-26 2018-07-24 Rolls-Royce Corporation System and method to retain a turbine cover plate between nested turbines with a tie bolt and spanner nut
US10718220B2 (en) 2015-10-26 2020-07-21 Rolls-Royce Corporation System and method to retain a turbine cover plate with a spanner nut
US10273812B2 (en) 2015-12-18 2019-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor coolant supply system
US11421597B2 (en) 2019-10-18 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector (TOBI) assembly
CN111946464B (zh) * 2020-07-21 2021-09-07 中国科学院工程热物理研究所 一种用于高压涡轮盘后轴承腔的导流阻挡密封结构

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3043561A (en) * 1958-12-29 1962-07-10 Gen Electric Turbine rotor ventilation system
GB2081392B (en) * 1980-08-06 1983-09-21 Rolls Royce Turbomachine seal
US4462204A (en) * 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
US4882902A (en) 1986-04-30 1989-11-28 General Electric Company Turbine cooling air transferring apparatus
GB2189845B (en) * 1986-04-30 1991-01-23 Gen Electric Turbine cooling air transferring apparatus
FR2712029B1 (fr) * 1993-11-03 1995-12-08 Snecma Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime.
US5555721A (en) * 1994-09-28 1996-09-17 General Electric Company Gas turbine engine cooling supply circuit
DE19854907A1 (de) * 1998-11-27 2000-05-31 Rolls Royce Deutschland Kühlluftführung an einer Axialturbine
US6468032B2 (en) * 2000-12-18 2002-10-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils
US6540477B2 (en) * 2001-05-21 2003-04-01 General Electric Company Turbine cooling circuit
US6735956B2 (en) * 2001-10-26 2004-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling scoop

Also Published As

Publication number Publication date
DE602004000301T2 (de) 2006-08-31
FR2851010A1 (fr) 2004-08-13
CA2456589C (en) 2012-04-24
EP1445421A1 (fr) 2004-08-11
RU2330976C2 (ru) 2008-08-10
ES2255697T3 (es) 2006-07-01
FR2851010B1 (fr) 2005-04-15
US6916151B2 (en) 2005-07-12
CA2456589A1 (en) 2004-08-06
JP2004239260A (ja) 2004-08-26
EP1445421B1 (fr) 2006-01-04
JP4060279B2 (ja) 2008-03-12
US20040219008A1 (en) 2004-11-04
DE602004000301D1 (de) 2006-03-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2004103479A (ru) Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины
RU2417322C2 (ru) Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель
US2578785A (en) Air-cooled turbocharger
JP4559141B2 (ja) ガスタービンエンジンロータ組立体を冷却するための方法及び装置
US10731664B2 (en) Centrifugal compressors with integrated intercooling
US20090110561A1 (en) Turbine engine components, turbine engine assemblies, and methods of manufacturing turbine engine components
RU2013118552A (ru) Газотурбинный двигатель с промежуточным охлаждением
JPH11343867A (ja) ガスタ―ビンの半径流圧縮機段のディフュ―ザ羽根の吸入側における冷却空気取出し装置
RU2011120176A (ru) Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе
JPH08326556A (ja) ガスタービンエンジンの空気流分配システム
JP2005530956A (ja) ガスタービン通気回路
US20070020088A1 (en) Turbine shroud segment impingement cooling on vane outer shroud
US20190003326A1 (en) Compliant rotatable inter-stage turbine seal
JP2016528436A (ja) 流れ渦スポイラ
EP3196422B1 (en) Exhaust frame
KR20180113465A (ko) 터보차저
JP4019391B2 (ja) ガスタービンの圧縮機段のディフューザのハウジング側における冷却空気取出し部
US8622701B1 (en) Turbine blade platform with impingement cooling
US9810151B2 (en) Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air
WO2003098020A3 (fr) Turboreacteur avec un carenage stator dans la cavite interne
JP2012255440A (ja) 軸流式ターボ圧縮機
JP2018096329A (ja) 回転機械
JP2012255440A5 (ru)
EP1746254A2 (en) Apparatus and method for cooling a turbine shroud segment and vane outer shroud
US10309309B2 (en) Air guiding device and aircraft engine with air guiding device

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170206