RU2171381C2 - Nozzle block of turbomachine - Google Patents
Nozzle block of turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2171381C2 RU2171381C2 RU99110761/06A RU99110761A RU2171381C2 RU 2171381 C2 RU2171381 C2 RU 2171381C2 RU 99110761/06 A RU99110761/06 A RU 99110761/06A RU 99110761 A RU99110761 A RU 99110761A RU 2171381 C2 RU2171381 C2 RU 2171381C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- blade
- tape
- outer ring
- blades
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing.
Известен сопловой аппарат турбины с охлаждаемыми сопловыми лопатками, установленными в наружном корпусе по цилиндрическим пояскам (1). Known nozzle apparatus of a turbine with cooled nozzle blades mounted in an outer casing along cylindrical belts (1).
Такая конструкция обеспечивает надежное крепление сопловых лопаток в силовом кольце, однако требует повышенного расхода охлаждающего воздуха, т. к. воздух "утекает" в стыки между верхними полками лопаток или в стыки между верхними полками блоков лопаток. This design provides reliable fastening of the nozzle blades in the power ring, however, requires an increased flow of cooling air, because the air "flows" into the joints between the upper shelves of the blades or in the joints between the upper shelves of the blades.
Известен также сопловой аппарат турбины с охлаждаемыми сопловыми лопатками, установленными наружном силовом кольце (2). Между наружным кольцом и верхними полками лопаток по всей длине полок установлена кольцевая уплотнительная лента, через отверстия в которой дозируется охлаждающий воздух, поступающий на каждую из лопаток. Уплотнительная лента прикрывает стыки между полками лопаток и предохраняет наружное кольцо от контакта с газовым потоком со стороны проточной части турбомашины. Also known is a nozzle apparatus of a turbine with cooled nozzle blades mounted on an external power ring (2). Between the outer ring and the upper shelves of the blades, an annular sealing tape is installed along the entire length of the shelves, through the openings in which cooling air is supplied to each of the blades. The sealing tape covers the joints between the shelves of the blades and protects the outer ring from contact with the gas flow from the flow part of the turbomachine.
Однако уплотняющая лента, изготовленная прокаткой, имеет большой допуск на толщину, поэтому в случае, когда толщина ленты будет меньше на величину допуска, часть сопловых лопаток получит возможность разворачиваться в окружном направлении, также вибрировать и перерезать уплотняющую ленту. However, the sealing tape made by rolling has a large tolerance on the thickness, therefore, in the case when the thickness of the tape is less by the amount of tolerance, part of the nozzle blades will be able to unfold in the circumferential direction, also vibrate and cut the sealing tape.
Разворачивание лопаток приведет к изменению площади соплового аппарата и увеличению утечек охлаждающего воздуха под лентой по стыкам верхних полок лопаток, а следовательно, к снижению КПД турбины и к прогару сопловых лопаток. The expansion of the blades will lead to a change in the area of the nozzle apparatus and an increase in the leakage of cooling air under the tape at the joints of the upper shelves of the blades, and consequently, to a decrease in the turbine efficiency and burnout of the nozzle blades.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и КПД соплового аппарата за счет исключения возможности разворачивания лопаток в окружном направлении, их вибрации и перерезания ленты, а также путем снижения утечек охлаждающего воздуха по стыкам верхних полок лопаток. The technical problem solved by the invention is to increase the reliability and efficiency of the nozzle apparatus by eliminating the possibility of expansion of the blades in the circumferential direction, their vibration and cutting the tape, as well as by reducing leakage of cooling air at the joints of the upper shelves of the blades.
Сущность изобретения заключается в том, что в сопловом аппарате турбомашины, включающем наружное кольцо, сопловую лопатку с цилиндрическими осевыми выступами и верхней полкой, а также размещенную между ними уплотнительную кольцевую ленту, согласно изобретению, цилиндрические осевые выступы сопловой лопатки жестко зафиксированы кольцевым соединением выступ-паз в наружном кольце, а уплотнительная лента установлена за кольцевым соединением в сторону выходной кромки лопатки. The essence of the invention lies in the fact that in a nozzle apparatus of a turbomachine including an outer ring, a nozzle blade with cylindrical axial protrusions and an upper shelf, as well as a sealing ring tape placed between them, according to the invention, the cylindrical axial protrusions of the nozzle blade are rigidly fixed by an annular protrusion-groove connection in the outer ring, and the sealing tape is installed behind the annular connection towards the outlet edge of the blade.
Кроме того, лента установлена в проточку, выполненную в наружном кольце и/или в верхних полках сопловых лопаток. In addition, the tape is installed in a groove made in the outer ring and / or in the upper shelves of the nozzle blades.
Жесткая фиксация цилиндрического осевого выступа лопатки в наружном кольце кольцевым соединением выступ-паз, в который не входит уплотнительная лента, позволяет предотвратить разворачивание и вибрацию лопаток. А размещение ленты за кольцевым соединением в сторону выходной кромки лопатки ведет к прижатию ленты и лопатки друг к другу за счет действия газовых сил, и поэтому допуск на толщину ленты при ее изготовлении не влияет на уплотняющие свойства заявляемого устройства, что позволяет исключить утечки охлаждающего воздуха в зазоры между щечками сопловых лопаток. Rigid fixation of the cylindrical axial protrusion of the blade in the outer ring by an annular connection of the protrusion-groove, which does not include a sealing tape, helps to prevent the blade from expanding and vibrating. And the placement of the tape behind the ring connection in the direction of the outlet edge of the blade leads to the pressing of the tape and the blade to each other due to the action of gas forces, and therefore the tolerance on the thickness of the tape during its manufacture does not affect the sealing properties of the inventive device, which eliminates the leakage of cooling air in gaps between the cheeks of the nozzle blades.
Причем ленту вставляют в проточку, которая может быть выполнена в наружном кольце, либо в верхней полке сопловой лопатки, либо в проточку, частично выполненную в наружном кольце, а частично - в верхней полке лопатки. Moreover, the tape is inserted into the groove, which can be made in the outer ring, or in the upper shelf of the nozzle blade, or in the groove, partially made in the outer ring, and partially in the upper shelf of the blade.
Изобретение иллюстрируется фигурами, где изображены варианты заявляемого устройства, отличающиеся выполнением проточки под уплотняющую ленту. На фиг. 1 изображен сопловой аппарат, в котором лента размещена в проточке наружного кольца. На фиг. 2 изображен сопловой аппарат, в котором лента размещена в проточке верхних полок сопловых лопаток. Фиг. 3 иллюстрирует вариант заявляемой конструкции, в которой лента размещена в проточке, частично выполненной в наружном кольце, а частично - в полках лопаток. The invention is illustrated by figures, which depict variants of the inventive device, characterized by the execution of a groove under the sealing tape. In FIG. 1 shows a nozzle apparatus in which the tape is located in the groove of the outer ring. In FIG. 2 shows a nozzle apparatus in which a tape is placed in a groove of the upper shelves of nozzle blades. FIG. 3 illustrates a variant of the claimed design, in which the tape is placed in a groove, partially made in the outer ring, and partially in the shelves of the blades.
Сопловой аппарат 1 состоит из наружного кольца 2, в котором жестко зафиксирован цилиндрический осевой выступ 3 сопловой лопатки 4. Выступ 3 выполнен на верхней полке 5 лопатки 4 со стороны входной кромки 6. Выступ 3 входит в ответный паз 7 наружного кольца 2, образуя кольцевое соединение выступ-паз. За кольцевым соединением в сторону выходной кромки лопатки 4 в проточках 8 или 9 за выступом 3 размещена кольцевая уплотняющая лента 10. Между кольцом 2 и лентой 10 размещена распределительная полость 11, в которую через отверстия 12 в кольце 2 подается охлаждающий воздух, идущий в сопловую лопатку через отверстия 13 в ленте 10. Перепад давления ΔP охлаждающего воздуха прижимает ленту 10 к периферийным торцам 14 боковых щечек 15 верхней полки 5, таким образом уплотняя стыки между щечками 15 отдельных лопаток 4. От осевого и окружного смещения с помощью штифтов 16 зафиксированы лопатки 4 с выходной кромкой 17. The nozzle apparatus 1 consists of an outer ring 2, in which a cylindrical axial protrusion 3 of the nozzle blade 4 is rigidly fixed. The protrusion 3 is made on the upper shelf 5 of the blade 4 from the input edge 6. The protrusion 3 enters the
Заявляемое устройство работает следующим образом. The inventive device operates as follows.
В процессе работы двигателя охлаждающий воздух поступает в распределительную полость 11 и перепадом давления ΔP прижимает уплотняющую ленту 10 к торцам 14 верхних полок 5 сопловых лопаток 4. In the process of engine operation, cooling air enters the distribution cavity 11 and the differential pressure ΔP presses the sealing tape 10 against the
Лопатки 4, зафиксированные с большей точностью в радиальном направлении с помощью цилиндрических выступов 3, входящих в цилиндрический паз 7 (под действием крутящего момента Мкр от осевой составляющей газовых сил, поворачиваются против часовой стрелки относительно выступа 3, прижимаясь к ленте 10 и к внутренней поверхности наружного кольца 2.The blades 4, fixed with greater accuracy in the radial direction with the help of cylindrical protrusions 3 included in the cylindrical groove 7 (under the action of a torque M cr from the axial component of the gas forces, rotate counterclockwise relative to the protrusion 3, pressing against the tape 10 and to the inner surface outer ring 2.
Выступы 3 расположены со стороны входной кромки 6 лопатки 4. Крутящий момент Мкр = Fгаз х L, где Fгаз - осевая составляющая газовых сил, действующая на сопловую лопатку, L - плечо действия газовых сил, способствует прижатию лопатки 4 к ленте 10 за счет действия газовых сил.The protrusions 3 are located on the side of the inlet edge 6 of the blade 4. Torque M cr = F gas x L, where F gas is the axial component of the gas forces acting on the nozzle blade, L is the shoulder of the gas forces, contributes to the pressing of the blade 4 to the tape 10 for account of the action of gas forces.
Разворот лопатки 4 в окружном направлении от действия окружной составляющей газовых сил является минимальным и не приводит к появлению зазоров между лентой 10 и поверхностями 14 верхних полок лопаток 4, и к перерезанию уплотнительной ленты 10. Тем самым исключаются "паразитные" утечки охлаждающего воздуха в зазоры между щечками 15 лопаток 4. The rotation of the blades 4 in the circumferential direction from the action of the circumferential component of gas forces is minimal and does not lead to the appearance of gaps between the tape 10 and the
Источники информации
1. Вьюнов С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение, 1989, стр. 183, рис. 4.41.Sources of information
1. Vyunov S.A. and other Design and engineering of aircraft gas turbine engines, Moscow, Engineering, 1989, p. 183, Fig. 4.41.
2. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30 КУ, стр. 165, рис. 228у 2. Aircraft dual-circuit turbojet engine D-30 KU, p. 165, Fig. 228y
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99110761/06A RU2171381C2 (en) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Nozzle block of turbomachine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99110761/06A RU2171381C2 (en) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Nozzle block of turbomachine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU99110761A RU99110761A (en) | 2001-03-20 |
| RU2171381C2 true RU2171381C2 (en) | 2001-07-27 |
Family
ID=20220203
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99110761/06A RU2171381C2 (en) | 1999-05-25 | 1999-05-25 | Nozzle block of turbomachine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2171381C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2506432C2 (en) * | 2008-11-26 | 2014-02-10 | Снекма | Wearproof device for aircraft gas turbine guide vanes |
| RU2511935C2 (en) * | 2009-09-28 | 2014-04-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Sealing element, gas turbine nozzle device and gas turbine |
| US9238969B2 (en) | 2010-09-29 | 2016-01-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine assembly and gas turbine engine |
-
1999
- 1999-05-25 RU RU99110761/06A patent/RU2171381C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30 КУ. - М.: Машиностроение, 1975, с.183, рис.4.41. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2506432C2 (en) * | 2008-11-26 | 2014-02-10 | Снекма | Wearproof device for aircraft gas turbine guide vanes |
| RU2511935C2 (en) * | 2009-09-28 | 2014-04-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Sealing element, gas turbine nozzle device and gas turbine |
| US9238969B2 (en) | 2010-09-29 | 2016-01-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine assembly and gas turbine engine |
| RU2576754C2 (en) * | 2010-09-29 | 2016-03-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Turbine system and gas turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6991427B2 (en) | Casing section | |
| US7980812B2 (en) | Low pressure turbine rotor disk | |
| RU2392447C2 (en) | Turbo machine nozzle block of which is installed on combustion chamber with walls made from composite material | |
| EP0578460B1 (en) | Gas turbine engine | |
| US10753219B2 (en) | Internally cooled seal runner and method of cooling seal runner of a gas turbine engine | |
| EP0297120B1 (en) | Interblade seal for turbomachine rotor | |
| KR102233588B1 (en) | Methods and systems for sealing a rotary machine using a segmented seal ring | |
| US20060082074A1 (en) | Circumferential feather seal | |
| EP2964901B1 (en) | Seal assembly including a notched seal element for arranging between a stator and a rotor | |
| JPH0776536B2 (en) | Gas turbine engine clearance control device | |
| KR19980080552A (en) | Method and apparatus for sealing gas turbine stator vane assemblies | |
| US20190128282A1 (en) | Intermittent spigot joint for gas turbine engine casing connection | |
| US20040219014A1 (en) | Diametrically energized piston ring | |
| US20160177960A1 (en) | Dual thrust bearing for a turbocharger | |
| EP1132576B1 (en) | Turbine shroud comprising an apparatus for minimizing thermal gradients and method for assembling a gas turbine engine including such a shroud | |
| JP2008133829A (en) | Device for facilitating reduction of loss in turbine engine | |
| CA2312949C (en) | Support for a turbine stator assembly | |
| US5746573A (en) | Vane segment compliant seal assembly | |
| RU2171381C2 (en) | Nozzle block of turbomachine | |
| US5823743A (en) | Rotor assembly for use in a turbomachine | |
| US5320484A (en) | Turbomachine stator having a double skin casing including means for preventing gas flow longitudinally therethrough | |
| EP1217231B1 (en) | Bolted joint for rotor disks and method of reducing thermal gradients therein | |
| US10975707B2 (en) | Turbomachine disc cover mounting arrangement | |
| US11008946B2 (en) | Turbomachine component assembly | |
| US20200003067A1 (en) | Segmented ring for installation in a turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
| QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20051206 Effective date: 20111220 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |