RU2038487C1 - Статор многоступенчатой турбины - Google Patents
Статор многоступенчатой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2038487C1 RU2038487C1 SU5047602A RU2038487C1 RU 2038487 C1 RU2038487 C1 RU 2038487C1 SU 5047602 A SU5047602 A SU 5047602A RU 2038487 C1 RU2038487 C1 RU 2038487C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- rings
- blades
- nozzle
- stator
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2200/00—Mathematical features
- F05B2200/30—Mathematical features miscellaneous
- F05B2200/31—Mathematical features miscellaneous odd
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Область использования: турбостроение, конкретно статоры многоступенчатых турбин. Сущность изобретения: статор 2 состоит из трех корпусов 9, 10 и 11, каждый из которых объединяет две ступени сопловых аппаратов. Стыки между наружными кольцами 12, 17 и 21 расположены за сопловыми лопатками 14, 19 каждой нечетной ступени турбины. Четные ступени сопловых лопаток и разрезных колец имеют неразъемные соединения с наружным кольцом или выполнены с ним за одно целое. Вставка 20 разрезных колец нечетных ступеней (1,3) снабжена торцевыми выступами, входящими в зацепление с радиальными пазами наружного кольца, а сопловые лопатки нечетных ступеней снабжены на наружной полке радиальными пазами, входящими в зацепление с торцевыми выступами наружного кольца. 4 ил.
Description
Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в газотурбинных авиационных двигателях.
Известен статор многоступенчатой турбины двигателя Д-30КУ, состоящий из отдельных сопловых аппаратов (с первой по шестую ступени) [1] Однако данная конструкция имеет ряд существенных недостатков, которые заключаются в возможности утечки газа через многочисленные стыки между сопловыми аппаратами турбины в осевом направлении, в повышении вероятности корпусов турбины в случае обрыва лопаток в результате расположения стыков за рабочими лопатками соответствующей ступени турбины по направлению газового потока, в большой трудоемкости изготовления наружных колец сопловых аппаратов и их сборки, большой трудоемкости ремонта сопловых аппаратов.
Известна также конструкция статора многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя, состоящего из отдельных сопловых аппаратов, каждый из которых включает наружное кольцо, комплект сопловых лопаток и комплект вставок разрезного кольца [2]
Однако данная конструкция статора не обладает достаточной надежностью из-за возможности нарушения условий непробиваемости корпуса турбины. Кроме того, данная конструкция имеет низкую технологичность изготовления и сборки турбины, так как все сопловые лопатки и вставки заштифтованы. Для их извлечения в случае дефектов необходимо высверливать штифты, а затем ставить штифты новой ступени, большие по диаметру.
Однако данная конструкция статора не обладает достаточной надежностью из-за возможности нарушения условий непробиваемости корпуса турбины. Кроме того, данная конструкция имеет низкую технологичность изготовления и сборки турбины, так как все сопловые лопатки и вставки заштифтованы. Для их извлечения в случае дефектов необходимо высверливать штифты, а затем ставить штифты новой ступени, большие по диаметру.
Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в уменьшении числа стыков между сопловыми аппаратами и наиболее благоприятном их расположении, а также удобстве крепления элементов аппаратов. Выполнение такой задачи позволяет повысить надежность двигателя, технологичность изготовления и сборки турбины.
На фиг. 1 представлена общая схема статора предлагаемой конструкции; на фиг.2 показан средний сопловой аппарат в укрупненном масштабе; на фиг.3 показаны элементы фиксации промежуточных колец нечетных ступеней от проворачивания; на фиг.4 показаны элементы фиксации сопловых лопаток нечетных ступеней от проворачивания.
Турбина двигателя состоит из ротора 1 и статора 2. Ротор 1 включает в себя рабочие колеса I ступени 3, II ступени 4, III ступени 5, IV ступени 6, V ступени 7 и VI ступени 8.
Статор 2 состоит из трех корпусов: переднего 9, среднего 10 и заднего 11, каждый из которых объединяет две ступени сопловых аппаратов. Передний корпус 9 состоит из наружного кольца 12, сопловых лопаток II ступени 13, III ступени 14 и промежуточных колец I ступени 15 и II ступени 16.
Средний корпус 10 состоит из наружного кольца 17 сопловых лопаток IV ступени 18 и V ступени 19, промежуточного кольца III ступени 20.
Задний корпус 11 состоит из наружного кольца 21, сопловых лопаток VI ступени 22.
С целью упрощения конструкции статора в зонах последних ступеней над рабочими лопатками отдельные промежуточные кольца отсутствуют. Однако конструкция последних ступеней может быть выполнена аналогичной первым ступеням, т.е. с отдельными промежуточными кольцами.
Сопловые лопатки II ступени 13, IV ступени 18 и VI ступени 22 и промежуточные кольца II ступени 16 зафиксированы от осевого и окружного перемещений относительно наружных колец штифтами 23.
Конструктивные элементы крепления промежуточных колец I ступени 15 и III ступени 20 и сопловых лопаток III и V ступеней 14 и 19 принципиально одинаковы и могут быть рассмотрены на примеpе конструкции среднего корпуса 10 статора 2.
Кольца ступени 20 снабжены торцовыми выступами 24, а в кольце 17 выполнены радиальные пазы 25, которые при сборке охватываются выступами 24 и фиксируют кольца ступени 20 от проворачивания в окружном направлении. Аналогичную фиксацию от окружного перемещения имеют промежуточные кольца ступени 15.
Сопловые лопатки V ступени 19 снабжены радиальными пазами 26, расположенными на буртике наружной полки лопатки 19. Наружное кольцо 17 имеет торцовые выступы 27, которые при сборке охватываются радиальными пазами 26 и фиксируют сопловые лопатки V ступени 19 от окружного перемещения. Аналогичную фиксацию от окружного перемещения имеют сопловые лопатки I и III ступеней.
Осуществление сборки и ремонта устройства показаны на примере статора двухвальной турбины, где первые две ступени являются турбиной высокого давления (ТВД), а четыре последующие ступени турбиной низкого давления (ТНД). ТВД и ТНД собирают отдельными модулями и заменяют на двигателе независимо друг от друга.
Модуль ТВД собирают в следующей последовательности: в передний корпус 9 статора 2, предварительно собранный без промежуточных колец I ступени 15 и сопловых лопаток III ступени 14, устанавливают ротор 1, предварительно собранный с рабочим колесом I ступени 3, затем устанавливают промежуточные кольца I ступени 15, рабочее колесо II ступени 44 и сопловые лопатки III ступени 14.
Модуль ТНД собирают в следующем порядке.
В средний корпус 10 статора 2, предварительно собранный без промежуточных колец 20 и сопловых лопаток 19, устанавливают ротор ТНД с рабочим колесом III ступени 5, затем устанавливают промежуточные кольца 20 с торцовыми выступами 24, входящими в зацепление с радиальными пазами 25 наружного кольца 17, рабочее колесо 6, сопловые лопатки 19 с радиальными пазами 26, входящими в зацепление с торцовыми выступами 27 наружного кольца 17, рабочее колесо 7, корпус соплового аппарата 11 и рабочее колесо 8.
Модули ТВД и ТНД устанавливают на двигатель последовательно.
Разбоpку осуществляют в обратном порядке.
Кроме перечисленных выше преимуществ предлагаемая конструкция статора турбины не требует разборки всей турбины при ремонте и позволяет снимать и ремонтировать только дефектный модуль.
Claims (1)
- СТАТОР МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ ТУРБИНЫ, содержащий корпус, выполненный в виде наружных колец, соединенных между собой, установленные в корпусе ступени сопловых аппаратов с лопатками, снабженными наружными полками, часть из которых соединена с корпусом при помощи соединения шип паз, размещенные между лопатками промежуточные кольца, зафиксированные от осевого и наружного перемещений относительно наружных колец, отличающийся тем, что в каждом наружном кольце расположены две ступени сопловых аппаратов и кольца соединены друг с другом за выходными кромками лопаток нечетных ступеней, при этом лопатки четных ступеней и четные промежуточные кольца выполнены за одно целое с наружными кольцами либо соединены с последними при помощи разъемного или неразъемного соединения, а лопатки нечетных ступеней и нечетное промежуточные кольца соединены с наружными кольцами при помощи соединения шип паз, причем наружные полки лопаток и участки наружных колец, охватывающих промежуточные кольца, снабжены радиальными пазами, а участки наружных колец над лопатками и промежуточные кольца торцевыми выступами.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5047602 RU2038487C1 (ru) | 1992-06-15 | 1992-06-15 | Статор многоступенчатой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5047602 RU2038487C1 (ru) | 1992-06-15 | 1992-06-15 | Статор многоступенчатой турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2038487C1 true RU2038487C1 (ru) | 1995-06-27 |
Family
ID=21606953
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU5047602 RU2038487C1 (ru) | 1992-06-15 | 1992-06-15 | Статор многоступенчатой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2038487C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1219783A2 (en) | 2000-12-28 | 2002-07-03 | ALSTOM Power N.V. | Stator vane for an axial flow turbine |
-
1992
- 1992-06-15 RU SU5047602 patent/RU2038487C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-ЗОКУ Техническое описание, М.: Машиностроение, 1975, с.165, рис.227. * |
Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / Под ред. Д.В.Хромина. М.: Машиностроение, 1989, с.182-183, рис.4.41. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1219783A2 (en) | 2000-12-28 | 2002-07-03 | ALSTOM Power N.V. | Stator vane for an axial flow turbine |
US6655911B2 (en) | 2000-12-28 | 2003-12-02 | Alstom (Switzerland) Ltd | Stator vane for an axial flow turbine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2295046C2 (ru) | Узел авиационного газотурбинного двигателя | |
US9856746B2 (en) | Heatshield discourager seal for a gas turbine engine | |
US10533425B2 (en) | Doublet vane assembly for a gas turbine engine | |
EP3103972A1 (en) | Inner diameter scallop case flange for a case of a gas turbine engine | |
US4502276A (en) | Casing structure for a gas turbine engine | |
EP3008312A1 (en) | Heat shield assembly with double lap joint for a gas turbine engine | |
JPH0610701A (ja) | 軸流ガスタービンエンジンの分解方法 | |
WO2014011979A1 (en) | Mid-turbine frame with threaded spokes | |
US9863259B2 (en) | Chordal seal | |
RU2377417C2 (ru) | Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок | |
US20160069199A1 (en) | Stator vane platform with flanges | |
US10018061B2 (en) | Vane tip machining fixture assembly | |
US10190441B2 (en) | Triple flange arrangement for a gas turbine engine | |
EP3708772B1 (en) | Tie shaft assembly for a gas turbine engine | |
RU2341669C2 (ru) | Устройство охлаждения дисков турбин | |
US5156525A (en) | Turbine assembly | |
EP2901083B1 (en) | Gas turbine combustor assembly and method of assembling the same | |
US20150260127A1 (en) | Aircraft Turbofan Engine with Multiple High-Pressure Core Modules Not Concentric with the Engine Centerline | |
RU2038487C1 (ru) | Статор многоступенчатой турбины | |
EP3527784B1 (en) | Gas turbine engine with a coolable vane | |
US10337354B2 (en) | Dual anti surge and anti rotation feature on first vane support | |
US5275532A (en) | Axial compressor and method of carrying out maintenance on the axial compressor | |
US9353767B2 (en) | Stator anti-rotation device | |
CA2893752A1 (en) | Gas turbine engine with angularly offset turbine vanes | |
US3307775A (en) | Compressors for gas turbine jet propulsion engines |