RU2011120176A - Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе - Google Patents
Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2011120176A RU2011120176A RU2011120176/06A RU2011120176A RU2011120176A RU 2011120176 A RU2011120176 A RU 2011120176A RU 2011120176/06 A RU2011120176/06 A RU 2011120176/06A RU 2011120176 A RU2011120176 A RU 2011120176A RU 2011120176 A RU2011120176 A RU 2011120176A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- flange
- inlet
- cavity
- pressure turbine
- Prior art date
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
-
- 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
- F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
- F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Турбина высокого давления газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск (24), включающий в себя входной (30, 32) и выходной (40, 42) кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость (72), в которой размещена ступица (64) диска (24); две кольцевых радиально внешних полости, одна из которых (50) расположена на входе диска и получает поток (48) вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания, а вторая (88) расположена на выходе диска, отличающаяся тем, что входной фланец (30, 32) диска содержит средства (74) обеспечения сообщения радиально внешней входной полости (50) и радиально внутренней полости (72) для вентиляции ступицы (64) диска (24).2. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости (50) и радиально внутренней полости (72) содержат радиальные пазы (74), выполненные на входной поверхности входного фланца (30) диска, причем эти пазы (74) образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем (30) и вращающейся деталью (28) газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец.3. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что выходной фланец (40) диска содержит средства (84) обеспечения сообщения радиально внутренней полости (72) и радиально внешней полости (88).4. Турбина высокого давления по п.3, отличающаяся тем, что средства обеспечения сообщения радиально внешней полости (88) и радиально внутренней полости (72) содержат радиальные пазы (84), выполненные на выходной поверхности выходного фланца (40) диска, при этом эти пазы (84) образуют каналы циркуляции воздуха между выходным фланцем (30) и вра�
Claims (10)
1. Турбина высокого давления газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск (24), включающий в себя входной (30, 32) и выходной (40, 42) кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость (72), в которой размещена ступица (64) диска (24); две кольцевых радиально внешних полости, одна из которых (50) расположена на входе диска и получает поток (48) вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания, а вторая (88) расположена на выходе диска, отличающаяся тем, что входной фланец (30, 32) диска содержит средства (74) обеспечения сообщения радиально внешней входной полости (50) и радиально внутренней полости (72) для вентиляции ступицы (64) диска (24).
2. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости (50) и радиально внутренней полости (72) содержат радиальные пазы (74), выполненные на входной поверхности входного фланца (30) диска, причем эти пазы (74) образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем (30) и вращающейся деталью (28) газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец.
3. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что выходной фланец (40) диска содержит средства (84) обеспечения сообщения радиально внутренней полости (72) и радиально внешней полости (88).
4. Турбина высокого давления по п.3, отличающаяся тем, что средства обеспечения сообщения радиально внешней полости (88) и радиально внутренней полости (72) содержат радиальные пазы (84), выполненные на выходной поверхности выходного фланца (40) диска, при этом эти пазы (84) образуют каналы циркуляции воздуха между выходным фланцем (30) и вращающейся деталью (82) газотурбинного двигателя, с которой связан этот фланец.
5. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что радиально внутренняя полость (72) ограничена радиально внутрь цилиндрической оболочкой или кожухом (80), входной конец которого закреплен на детали (28), несущей входной фланец (30) диска (24), а выходной конец закреплен на детали (82), несущей выходной фланец (40) диска.
6. Турбина высокого давления по п.5, отличающаяся тем, что кожух (80) ограничивает вместе с валом (91) турбины низкого давления газотурбинного двигателя кольцевой проход (90) для подачи вентиляционного воздуха (66), отбираемого на ступени компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.
7. Турбина высокого давления по п.1, отличающаяся тем, что деталью, несущей входной фланец (30) диска (24), является роторный диск (28), несущий лабиринтные уплотнения (36) и содержащий отверстия (62) для прохода потока воздуха (48), отбираемого у днища камеры сгорания.
8. Турбина высокого давления по п.7, отличающаяся тем, что отверстия (62) диска (28), несущего лабиринтные уплотнения (36), выполнены в продолжение инжекторов (52), закрепленных на внутренней стенке (58) камеры сгорания.
9. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что деталью, несущей выходной фланец (40) диска, является колесо (82) ротора.
10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит турбину высокого давления по одному из предыдущих пунктов.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR08/05795 | 2008-10-20 | ||
FR0805795A FR2937371B1 (fr) | 2008-10-20 | 2008-10-20 | Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine |
PCT/FR2009/001214 WO2010046553A1 (fr) | 2008-10-20 | 2009-10-16 | Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011120176A true RU2011120176A (ru) | 2012-11-27 |
RU2504662C2 RU2504662C2 (ru) | 2014-01-20 |
Family
ID=40786600
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011120176/06A RU2504662C2 (ru) | 2008-10-20 | 2009-10-16 | Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9004852B2 (ru) |
EP (1) | EP2337929B1 (ru) |
JP (1) | JP5346382B2 (ru) |
CN (1) | CN102187062A (ru) |
BR (1) | BRPI0920271B1 (ru) |
CA (1) | CA2739219C (ru) |
ES (1) | ES2391934T3 (ru) |
FR (1) | FR2937371B1 (ru) |
RU (1) | RU2504662C2 (ru) |
WO (1) | WO2010046553A1 (ru) |
Families Citing this family (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2960260B1 (fr) * | 2010-05-21 | 2014-05-09 | Snecma | Turbomachine comprenant un circuit de ventilation de turbine basse pression ameliore |
GB201015028D0 (en) | 2010-09-10 | 2010-10-20 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
RU2506436C2 (ru) * | 2012-02-06 | 2014-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя |
GB201222415D0 (en) * | 2012-12-13 | 2013-01-23 | Rolls Royce Plc | Drum seal |
CN103016077B (zh) * | 2013-01-23 | 2015-05-06 | 中国航空动力机械研究所 | 涡轮盘冷却封严装置 |
FR3018312B1 (fr) * | 2014-03-04 | 2019-06-07 | Safran Aircraft Engines | Dispositif pour la retention d'un fourreau de turbomachine |
FR3021348B1 (fr) * | 2014-05-20 | 2016-06-10 | Snecma | Rotor de turbine pour un moteur a turbine a gaz |
FR3023588B1 (fr) * | 2014-07-08 | 2016-07-15 | Turbomeca | Ensemble pour turbine destine a proteger un disque de turbine contre des gradients thermiques |
CN104454025B (zh) * | 2014-11-12 | 2015-11-18 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于高温旋转轮盘的冷却结构 |
US9920652B2 (en) * | 2015-02-09 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
US9874099B2 (en) | 2015-07-01 | 2018-01-23 | Electro-Motive Diesel, Inc. | Turbocharger having improved rupture containment |
EP3124742B1 (de) * | 2015-07-28 | 2018-11-07 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbine |
KR101665887B1 (ko) * | 2015-09-23 | 2016-10-12 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈의 냉각장치 |
KR101744411B1 (ko) * | 2015-10-15 | 2017-06-20 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈의 냉각장치 |
FR3057300B1 (fr) * | 2016-10-07 | 2018-10-05 | Safran Aircraft Engines | Assemblage d'anneau mobile de turbine de turbomachine |
FR3058755B1 (fr) * | 2016-11-15 | 2020-09-25 | Safran Aircraft Engines | Turbine pour turbomachine |
FR3062682B1 (fr) * | 2017-02-07 | 2019-04-19 | Safran Aircraft Engines | Partie de turbomachine comprenant une paroi de separation de deux cavites pourvue de bossages |
FR3085420B1 (fr) * | 2018-09-04 | 2020-11-13 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor avec arret axial des aubes, ensemble d'un disque et d'un anneau et turbomachine |
US11428104B2 (en) | 2019-07-29 | 2022-08-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Partition arrangement for gas turbine engine and method |
GB201913728D0 (en) * | 2019-09-24 | 2019-11-06 | Rolls Royce Plc | Stator vane ring or ring segemet |
FR3101670B1 (fr) | 2019-10-08 | 2021-10-08 | Safran Aircraft Engines | Injecteur pour une turbine haute pression |
FR3108661B1 (fr) | 2020-03-25 | 2022-09-02 | Safran Aircraft Engines | Couronne d’injecteurs de turbine |
FR3118891B1 (fr) | 2021-01-15 | 2023-03-24 | Safran Aircraft Engines | Fabrication d’un injecteur de turbine par fusion laser sur lit de poudre |
RU208145U1 (ru) * | 2021-06-07 | 2021-12-06 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Узел ротора турбины высокого давления |
FR3126140B1 (fr) | 2021-08-11 | 2024-04-26 | Safran Aircraft Engines | Flasque d’étanchéité pour turbine de turbomachine |
FR3127521B1 (fr) | 2021-09-24 | 2023-12-15 | Safran Aircraft Engines | Carter d’injection d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine |
US20240209782A1 (en) * | 2022-12-22 | 2024-06-27 | Raytheon Technologies Corporation | Electrically boosted turbine cooling air |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3647313A (en) * | 1970-06-01 | 1972-03-07 | Gen Electric | Gas turbine engines with compressor rotor cooling |
US5226785A (en) * | 1991-10-30 | 1993-07-13 | General Electric Company | Impeller system for a gas turbine engine |
US5340274A (en) * | 1991-11-19 | 1994-08-23 | General Electric Company | Integrated steam/air cooling system for gas turbines |
JP2966357B2 (ja) * | 1996-06-28 | 1999-10-25 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンのタービン翼冷却装置 |
JP3621523B2 (ja) * | 1996-09-25 | 2005-02-16 | 株式会社東芝 | ガスタービンの動翼冷却装置 |
US6361277B1 (en) * | 2000-01-24 | 2002-03-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for directing airflow to a compressor bore |
RU2207438C2 (ru) * | 2001-05-04 | 2003-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
FR2831918B1 (fr) * | 2001-11-08 | 2004-05-28 | Snecma Moteurs | Stator pour turbomachine |
RU2226609C2 (ru) * | 2002-06-17 | 2004-04-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
US6749400B2 (en) | 2002-08-29 | 2004-06-15 | General Electric Company | Gas turbine engine disk rim with axially cutback and circumferentially skewed cooling air slots |
FR2851010B1 (fr) * | 2003-02-06 | 2005-04-15 | Snecma Moteurs | Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine a haute pression d'une turbomachine |
US6981841B2 (en) * | 2003-11-20 | 2006-01-03 | General Electric Company | Triple circuit turbine cooling |
DE102004042295A1 (de) * | 2004-09-01 | 2006-03-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor für ein Triebwerk |
GB0620430D0 (en) * | 2006-10-14 | 2006-11-22 | Rolls Royce Plc | A flow cavity arrangement |
FR2907496A1 (fr) * | 2006-10-24 | 2008-04-25 | Snecma Sa | Disque de rotor de turbomachine et module de turbomachine comprenant un tel disque |
US20080145208A1 (en) | 2006-12-19 | 2008-06-19 | General Electric Company | Bullnose seal turbine stage |
-
2008
- 2008-10-20 FR FR0805795A patent/FR2937371B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-10-16 CA CA2739219A patent/CA2739219C/fr active Active
- 2009-10-16 US US13/125,154 patent/US9004852B2/en active Active
- 2009-10-16 RU RU2011120176/06A patent/RU2504662C2/ru active
- 2009-10-16 ES ES09755924T patent/ES2391934T3/es active Active
- 2009-10-16 BR BRPI0920271 patent/BRPI0920271B1/pt active IP Right Grant
- 2009-10-16 WO PCT/FR2009/001214 patent/WO2010046553A1/fr active Application Filing
- 2009-10-16 EP EP09755924A patent/EP2337929B1/fr active Active
- 2009-10-16 JP JP2011531532A patent/JP5346382B2/ja active Active
- 2009-10-16 CN CN2009801417885A patent/CN102187062A/zh active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BRPI0920271B1 (pt) | 2019-12-10 |
US20110280735A1 (en) | 2011-11-17 |
FR2937371A1 (fr) | 2010-04-23 |
US9004852B2 (en) | 2015-04-14 |
BRPI0920271A2 (pt) | 2016-02-10 |
WO2010046553A1 (fr) | 2010-04-29 |
ES2391934T3 (es) | 2012-12-03 |
RU2504662C2 (ru) | 2014-01-20 |
EP2337929B1 (fr) | 2012-08-29 |
FR2937371B1 (fr) | 2010-12-10 |
CA2739219A1 (fr) | 2010-04-29 |
CN102187062A (zh) | 2011-09-14 |
CA2739219C (fr) | 2016-11-01 |
JP2012505992A (ja) | 2012-03-08 |
EP2337929A1 (fr) | 2011-06-29 |
JP5346382B2 (ja) | 2013-11-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2011120176A (ru) | Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе | |
RU2011154549A (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
RU2417322C2 (ru) | Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель | |
CN104995375B (zh) | 在涡轮发动机中的热气体路径和盘腔之间的密封组件 | |
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 | |
RU2013118552A (ru) | Газотурбинный двигатель с промежуточным охлаждением | |
JP5129633B2 (ja) | 冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービン | |
JP2010151133A (ja) | 遠心圧縮機前方スラスト及びタービン冷却装置 | |
RU2601909C2 (ru) | Центробежное рабочее колесо и турбомашина | |
JP2007056874A (ja) | ガスタービンエンジンを組み立てるための方法及び装置 | |
RU2705319C2 (ru) | Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата | |
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 | |
US10539035B2 (en) | Compliant rotatable inter-stage turbine seal | |
RU2006133745A (ru) | Способы и устройство для охлаждения первой ступени двухпоточной турбины | |
RU2004103479A (ru) | Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины | |
US11746695B2 (en) | Turbine engine with centrifugal compressor having impeller backplate offtake | |
KR101617938B1 (ko) | 방사류 압축기의 뒷공간을 밀봉하기 위한 중간벽 | |
US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
RU2353815C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2003121392A (ru) | Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину | |
WO2003098020A3 (fr) | Turboreacteur avec un carenage stator dans la cavite interne | |
RU2007115282A (ru) | Турбороторный двигатель юги | |
JP3858436B2 (ja) | 多段圧縮機構造 | |
EP3426894B1 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
WO2021039531A1 (ja) | 圧縮機、ガスタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |