RU2012103817A - Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012103817A RU2012103817A RU2012103817/06A RU2012103817A RU2012103817A RU 2012103817 A RU2012103817 A RU 2012103817A RU 2012103817/06 A RU2012103817/06 A RU 2012103817/06A RU 2012103817 A RU2012103817 A RU 2012103817A RU 2012103817 A RU2012103817 A RU 2012103817A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- casing
- holes
- disk
- stage
- Prior art date
Links
Abstract
1. Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя нагреванием сжатым воздухом, отводимым из компрессора, установленного на валу и содержащего корпус с проточной частью, где сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, а ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске, содержит кожух, размещенный с зазором под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему уплотнений, щелей и отверстий в указанных дисках и кожухе, при этом вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха, а уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного нагретого воздуха в кожухе от входа вдоль полотен дисков к выходу из кожуха в направлении противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы нагреть полотно диска и оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла.2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство для 7-ступенчатого компрессора содержит кожух, размещенный под дисками седьмой, шестой и пятой ступеней, система имеет группу отверстий в полках седьмого последнего, диска, группу отверстий в диске шестой ступени и в кожухе для выпуска, щ
Claims (6)
1. Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя нагреванием сжатым воздухом, отводимым из компрессора, установленного на валу и содержащего корпус с проточной частью, где сжатый воздух последовательно проходит внутренние полости ступеней компрессора, а ротор каждой ступени включает множество радиально расположенных лопаток, закрепленных на диске, содержит кожух, размещенный с зазором под дисками, по меньшей мере, трех последних ступеней компрессора, и систему уплотнений, щелей и отверстий в указанных дисках и кожухе, при этом вход в устройство связан с областью конца компрессора, где циклические нагрузки на авиадвигатель определяют максимальный нагрев воздуха, а уплотнения, щели и отверстия размещены так, что создают петлеобразное течение указанного нагретого воздуха в кожухе от входа вдоль полотен дисков к выходу из кожуха в направлении противоположном направлению воздушного потока в проточной части, чтобы нагреть полотно диска и оптимизировать изменение радиальных зазоров адекватно режиму работы полетного цикла.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что система уплотнений, щелей и отверстий выполнена так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления диска уплотнения компрессора.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство для 7-ступенчатого компрессора содержит кожух, размещенный под дисками седьмой, шестой и пятой ступеней, система имеет группу отверстий в полках седьмого последнего, диска, группу отверстий в диске шестой ступени и в кожухе для выпуска, щели между кожухом и ступицей седьмого диска, и рассчитана так, что совокупное гидравлическое сопротивление указанной системы меньше гидравлического сопротивления в уплотнении диска уплотнения, при этом вход в устройство связан с зазором утечки между ротором и статором за последней седьмой ступенью компрессора.
4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что отверстия каждой группы расположены равномерно по окружности.
5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что отверстия в полках седьмого диска расположены по двум концентрическим окружностям.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что кожух закреплен на валу компрессора, который содержит равномерно расположенные по окружности отверстия, сообщающие внутреннюю полость с полостью пониженного давления воздуха в компрессоре.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012103817/06A RU2506436C2 (ru) | 2012-02-06 | 2012-02-06 | Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012103817/06A RU2506436C2 (ru) | 2012-02-06 | 2012-02-06 | Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012103817A true RU2012103817A (ru) | 2013-08-20 |
RU2506436C2 RU2506436C2 (ru) | 2014-02-10 |
Family
ID=49162312
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012103817/06A RU2506436C2 (ru) | 2012-02-06 | 2012-02-06 | Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2506436C2 (ru) |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3606597C1 (de) * | 1986-02-28 | 1987-02-19 | Mtu Muenchen Gmbh | Schaufel- und Dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer Verdichter von Gasturbinentriebwerken |
FR2695161B1 (fr) * | 1992-08-26 | 1994-11-04 | Snecma | Système de refroidissement d'un compresseur de turbomachine et de contrôle des jeux. |
US7448221B2 (en) * | 2004-12-17 | 2008-11-11 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor stack |
GB0603030D0 (en) * | 2006-02-15 | 2006-03-29 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine rotor ventilation arrangement |
FR2937371B1 (fr) * | 2008-10-20 | 2010-12-10 | Snecma | Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine |
RU87213U1 (ru) * | 2009-05-05 | 2009-09-27 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Система регулирования радиального зазора в проточной части турбомашины |
-
2012
- 2012-02-06 RU RU2012103817/06A patent/RU2506436C2/ru not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2506436C2 (ru) | 2014-02-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10612383B2 (en) | Compressor aft rotor rim cooling for high OPR (T3) engine | |
US10161251B2 (en) | Turbomachine rotors with thermal regulation | |
RU2016141097A (ru) | Снижение нагрузки от осевого усилия в турбокомпрессоре | |
WO2018169578A3 (en) | Interdigitated counter rotating turbine system and method of operation | |
CN106930982B (zh) | 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机 | |
WO2014114662A3 (en) | Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine | |
WO2014014535A8 (en) | Air accelerator on tie rod within turbine disk bore | |
RU2012130351A (ru) | Ступень турбины в турбомашине | |
JP2012127338A5 (ru) | ||
EP3012405A3 (en) | Coolant flow redirection component | |
WO2013180897A3 (en) | Gas turbine engine compressor stator seal | |
JP2013139781A5 (ru) | ||
EP3075986A1 (en) | Heat pipe temperature management system for wheels and buckets in a turbomachine | |
FR2960603B1 (fr) | Diffuseur radial de turbomachine | |
KR20180112050A (ko) | 가스 터빈 엔진에서 압축기 어셈블리로부터 하류에 있는 미드-프레임 토크 디스크들을 위한 압축기 블리드 냉각 시스템 | |
JP2017223218A (ja) | インペラ搭載型渦流スポイラ | |
CN104948300A (zh) | 燃气轮机 | |
US9476310B2 (en) | Systems and methods to axially retain blades | |
RU2534684C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
CN109404049B (zh) | 一种可快速拆装的氦气涡轮连接结构 | |
US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
RU2012103817A (ru) | Устройство оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2614909C1 (ru) | Охлаждаемая турбина высокого давления | |
RU2529271C1 (ru) | Ротор осевой газовой турбины | |
US20170107818A1 (en) | Centrifugal radial turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210207 |