RU2196896C1 - Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2196896C1 RU2196896C1 RU2001125073A RU2001125073A RU2196896C1 RU 2196896 C1 RU2196896 C1 RU 2196896C1 RU 2001125073 A RU2001125073 A RU 2001125073A RU 2001125073 A RU2001125073 A RU 2001125073A RU 2196896 C1 RU2196896 C1 RU 2196896C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- housing
- spokes
- blades
- distributing manifold
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит наружный корпус с раздаточным коллектором, диски, сопловой аппарат, внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, связанный с наружным корпусом посредством силовых спиц, проходящих через лопатки соплового аппарата, и образованную дисками и внутренним корпусом междисковую полость. Силовые спицы выполнены с внутренними каналами, сообщенными своими входами с раздаточным коллектором, а выходами - с междисковой полостью турбины. Внутренние каналы оснащены жиклерами. Отношение площади поперечного сечения жиклеров к площади поперечного сечения внутренних каналов силовых спиц лежит в пределах от 0,03 до 0,8. Турбина снабжена воздуховодами, равномерно расположенными по периметру турбины между силовыми спицами, проходящими через лопатки соплового аппарата и сообщенными своими входами с раздаточным коллектором, а выходами - с междисковой полостью турбины. Воздуховоды жестко закреплены на наружном корпусе и телескопически связаны с внутренним корпусом турбины. Изобретение позволяет уменьшить на переменных режимах работы двигателя термические напряжения в элементах опоры турбины и повышает надежность. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно, к конструкции турбин двигателя.
Наиболее близкой к заявленному изобретению является охлаждаемая турбина, содержащая наружный корпус с раздаточным коллектором, диски, сопловой аппарат, внутренний корпус с корпусом подшипника, связанный с наружным корпусом посредством силовых спиц, проходящих через лопатки соплового аппарата, и образованную дисками, внутренним корпусом и корпусом подшипника междисковую полость (1).
Недостатком известной конструкции является то, что на переменных режимах работы двигателя различное температурное состояние основных элементов опоры турбины, которыми являются наружный и внутренний корпуса и связывающие их силовые спицы, приводит к различным линейным перемещениям этих элементов и, как следствие, к возрастанию уровня напряжений в них.
Так, например, при выходе с режима малого газа на номинальный режим работы двигателя внутренний корпус с корпусом подшипника нагревается медленнее наружного корпуса турбины с раздаточным коллектором, но быстрее, чем силовые спицы. Таким образом, среди элементов опоры силовые спицы наиболее продолжительно выходят на новый стационарный режим работы двигателя, в связи с чем они могут испытывать максимальные напряжения растяжения, которые в итоге могут привести к их деформации и даже разрушению, тем самым снижая надежность работы турбины в целом.
Кроме того, в известном устройстве, в процессе эксплуатации двигателя, в случае прогара сопловых лопаток неизбежен перегрев и даже разрушение силовых спиц, размещенных в прогоревших лопатках. В случае прогара сопловых лопаток также нарушается подача воздуха из раздаточного коллектора в междисковую полость, так как воздух, в основном, вытекает в газовоздушный тракт турбины через зоны прогара. Это также снижает надежность работы турбины и двигателя в целом.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы турбины на всех режимах работы двигателя за счет снижения термических напряжений, возникающих в элементах опоры турбины, а также за счет обеспечения постоянного наддува междисковой полости турбины.
Указанный технический результат достигается тем, что в охлаждаемой турбине газотурбинного двигателя, содержащей наружный корпус с раздаточным коллектором, диски, сопловой аппарат, внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, связанный с наружным корпусом посредством силовых спиц, проходящих через охлаждаемые лопатки соплового аппарата, и образованную дисками, внутренним корпусом и корпусом подшипника междисковую полость, силовые спицы выполнены с внутренними каналами, сообщенными своими входами с раздаточным коллектором, а выходами - с междисковой полостью турбины, при этом внутренние каналы оснащены жиклерами, причем отношение площади поперечного сечения жиклеров к площади поперечного сечения внутренних каналов лежит в пределах от 0,03 до 0,8.
Турбина может быть также снабжена воздуховодами, равномерно расположенными по периметру турбины между силовыми спицами, проходящими через внутренние полости лопаток соплового аппарата и сообщенными своими входами с раздаточным коллектором, а выходами - с междисковой полостью турбины, причем воздуховоды жестко закреплены на наружном корпусе и телескопически связаны с внутренним корпусом турбины.
Кроме того, внутренние полости лопаток соплового аппарата сообщены с раздаточным коллектором посредством жиклеров.
Наличие внутренних каналов, выполненных в силовых спицах, и сообщение их входов с раздаточным коллектором, а выхода - с междисковой полостью турбины позволяет пропустить через них воздух, который нагревает спицы в случае выхода двигателя с минимального режима работы на максимальный или охлаждает их при обратном ходе. На стационарном режиме работы двигателя воздух охлаждает силовые спицы, что, в случае прогара сопловых лопаток, позволяет сохранить целостность силовых спиц и турбины в целом.
Жиклеры, размещенные во внутренних полостях сопловых лопаток, обеспечивают необходимый расход воздуха, который нагревает или охлаждает силовую спицу на переменных режимах работы двигателя, согласовывая режимы нагрева и остывания силовых спиц с одним из основных узлов, например наружным корпусом с раздаточным коллектором.
Соблюдение отношения площади поперечного сечения жиклеров к площади поперечного сечения внутренних каналов силовых спиц в пределах от 0,03 до 0,8 позволяет подобрать закон нагрева и остывания силовой спицы под закон нагрева и остывания любого узла и детали опоры турбины. Согласованный нагрев и остывание связанных между собой основных узлов снижает термические напряжения в конструкции, тем самым обеспечивая ее надежность.
Наличие воздуховодов, проходящих через лопатки соплового аппарата, позволяет подвести в необходимом количестве воздух из раздаточного коллектора в междисковую полость турбины.
Равномерное расположение воздуховодов по периметру турбины между силовыми спицами позволяет, с одной стороны, равномерно по периметру подвести воздух в междисковую полость, а с другой - обеспечить равномерную нагрузку на силовые спицы.
Наличие жесткого закрепления воздуховодов на наружном корпусе с раздаточным коллектором позволяет жестко фиксировать их положение относительно внутренних полостей сопловых лопаток, а их телескопическое соединение с внутренним корпусом - обеспечить их взаимную развязку в радиальном направлении при подаче любого количества воздуха в междисковую полость.
Наличие жиклеров между раздаточным коллектором и внутренней полостью лопаток соплового аппарата позволяет в случае прогара лопаток сохранить практически прежним уровень давления в раздаточном коллекторе и тем самым обеспечить стабильность расхода воздуха в междисковую полость.
Предлагаемая турбина иллюстрируется чертежами, представленными на фиг. 1-4.
На фиг. 1 показан продольный разрез турбины через сопловые лопатки, оснащенные силовыми спицами;
на фиг.2 - продольный разрез турбины через сопловые лопатки, оснащенные воздуховодами;
на фиг.3 - взаимное расположение силовых спиц и стоек в сопловых блоках с четным числом лопаток;
на фиг.4 - взаимное расположение силовых спиц и стоек в сопловых блоках с нечетным числом лопаток.
на фиг.2 - продольный разрез турбины через сопловые лопатки, оснащенные воздуховодами;
на фиг.3 - взаимное расположение силовых спиц и стоек в сопловых блоках с четным числом лопаток;
на фиг.4 - взаимное расположение силовых спиц и стоек в сопловых блоках с нечетным числом лопаток.
Турбина содержит наружный корпус 1 с раздаточным коллектором 2, внутренний корпус 3 с корпусом 4 подшипника, диски 5 и 6, образованную дисками 5, 6, внутренним корпусом 3 и корпусом подшипника 4 междисковую полость 7, отделенную от газовоздушного тракта турбины подвижными уплотнениями 8, а от маслосистемы - уплотнениями 9. Корпуса 1 и 3 связаны друг с другом силовыми спицами 10, проходящими через лопатки 11 соплового аппарата. Спицы 10 выполнены с внутренними каналами 12, которые сообщаются своими входами через отверстия 13 с раздаточным коллектором 2, а выходом - через жиклеры 14 с междисковой полостью 7. Возможен и вариант выполнения отверстий 13 на выходе, а жиклеров 14 на входе внутренних каналов 12.
Через часть лопаток 11 соплового аппарата проходят воздуховоды 15, жестко закрепленные на наружном корпусе 1 и телескопически связанные с внутренним корпусом 3.
Воздуховоды 15 равномерно распределены по периметру турбины и расположены между спицами 10. Воздуховоды 15 так же, как и спицы 10, сообщают раздаточный коллектор 2 с междисковой полостью 7 турбины.
Расположение воздуховодов 15 между силовыми элементами обусловлено технологией изготовления сопловых лопаток, которые отливаются в виде блоков, состоящих из нескольких лопаток. Размещение воздуховодов 15 по отношению к силовым спицам 10 может быть чередующимся (фиг.3) через одну, если сопловые блоки содержат четное число лопаток 11, или чередующимися через две (фиг.4), если сопловые блоки содержат нечетное число лопаток. В последнем случае при равном числе сопловых лопаток увеличивается количество силовых спиц и уменьшается число воздуховодов.
Внутренняя полость 16 сопловых лопаток 11 сообщена с раздаточным коллектором 2 посредством жиклеров 17.
Охлаждаемая турбина работает следующим образом.
Воздух от одной из ступеней компрессора газотурбинного двигателя поступает в раздаточный коллектор 2 наружного корпуса 1 (фиг.1).
Из коллектора 2 воздух через отверстия 13 силовых спиц 10 поступает во внутреннюю полость 12, из нее через жиклеры 14 поступает в междисковую полость 7, из которой воздух через подвижные уплотнения 8 поступает в газовоздушный тракт турбины, а через подвижные уплотнения 9 - в маслосистему. Благодаря тому что расход воздуха во внутренней полости 12 силовых спиц 10 дозированный, на переменных режимах происходит нагрев и охлаждение силовых спиц 10 во времени по заданному закону, например закону нагрева и охлаждения во времени наружного корпуса 1 и раздаточного коллектора 2. Это уменьшает термические напряжения, которые возникают из-за различных температурных уровней трех основных элементов опоры турбины: наружного корпуса 1, внутреннего корпуса 3 и силовых спиц 10. Одновременно воздух из раздаточного коллектора 2 через воздуховоды 15 поступает в междисковую полость 7 (фиг.2). Из междисковой полости 7 воздух через подвижные уплотнения 8 поступает в газовоздушный тракт турбины, а через подвижные уплотнения 9 - в маслосистему турбины.
Благодаря телескопической развязке между внутренним корпусом 3 и воздуховодами 15 на переменных режимах не возникает дополнительных напряжений в узлах турбины. В случае прогара отдельных сопловых лопаток 11 воздух по-прежнему продолжает поступать в междисковую полость 7, обеспечивая работоспособность турбины, за счет обеспечения сохранности силовых спиц 10 и воздуховодов 15, ввиду их охлаждения воздухом, поступающим из раздаточного коллектора 2.
Надежность работы турбины еще более возрастает, если между внутренней полостью 16 сопловой лопатки 11 и раздаточным коллектором 2 размещены жиклеры 17. Так, при появлении прогара в сопловых лопатках 11 падает давление во внутренней полости 16, однако при наличии жиклера 17 давление в коллекторе 2 падает незначительно, что практически не отражается на расходах воздуха, проходящих через внутренние полости 12 силовых спиц 10 и воздуховоды 15.
Предлагаемое изобретение позволяет уменьшить на переменных режимах работы двигателя термические напряжения в элементах опоры турбины и обеспечить надежную работу турбины в случае прогара лопаток соплового аппарата, что значительно повышает надежность двигателя в целом при его эксплуатации.
Литература
1. Патент США 5160251, МКИ 6 F 01 D 25/16, 1992 г.
1. Патент США 5160251, МКИ 6 F 01 D 25/16, 1992 г.
Claims (4)
1. Охлаждаемая турбина ГТД, содержащая наружный корпус с раздаточным коллектором, диски, сопловой аппарат, внутренний корпус турбины с корпусом подшипника, связанный с наружным корпусом посредством силовых спиц, проходящих через лопатки соплового аппарата, и образованную дисками и внутренним корпусом междисковую полость, отличающаяся тем, что силовые спицы выполнены с внутренними каналами, сообщенными своими входами с раздаточным коллектором, а выходами - с междисковой полостью турбины, при этом внутренние каналы оснащены жиклерами.
2. Турбина по п. 1, отличающаяся тем, что отношение площади поперечного сечения жиклеров к площади поперечного сечения внутренних каналов силовых спиц лежит в пределах от 0,03 до 0,8.
3. Турбина по пп. 1 и 2, отличающаяся тем, что она снабжена воздуховодами, равномерно расположенными по периметру турбины между силовыми спицами, проходящими через лопатки соплового аппарата и сообщенными своими входами с раздаточным коллектором, а выходами - с междисковой полостью турбины, причем воздуховоды жестко закреплены на наружном корпусе и телескопически связаны с внутренним корпусом турбины.
4. Турбина по п. 3, отличающаяся тем, что внутренние полости лопаток соплового аппарата сообщены с раздаточным коллектором посредством жиклеров.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001125073A RU2196896C1 (ru) | 2001-09-13 | 2001-09-13 | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001125073A RU2196896C1 (ru) | 2001-09-13 | 2001-09-13 | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2196896C1 true RU2196896C1 (ru) | 2003-01-20 |
Family
ID=20253120
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001125073A RU2196896C1 (ru) | 2001-09-13 | 2001-09-13 | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2196896C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2599413C2 (ru) * | 2011-04-28 | 2016-10-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Канал для охлаждения корпуса |
RU2638114C2 (ru) * | 2013-01-22 | 2017-12-11 | Сименс Энерджи, Инк. | Сборка турбины в турбинном двигателе |
-
2001
- 2001-09-13 RU RU2001125073A patent/RU2196896C1/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2599413C2 (ru) * | 2011-04-28 | 2016-10-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Канал для охлаждения корпуса |
US9759092B2 (en) | 2011-04-28 | 2017-09-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Casing cooling duct |
RU2638114C2 (ru) * | 2013-01-22 | 2017-12-11 | Сименс Энерджи, Инк. | Сборка турбины в турбинном двигателе |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7347661B2 (en) | Casing arrangement | |
US20170314414A1 (en) | Annular ring assembly for shroud cooling | |
US9157331B2 (en) | Radial active clearance control for a gas turbine engine | |
US5593277A (en) | Smart turbine shroud | |
RU2290515C2 (ru) | Устройство для регулировки зазора в газовой турбине | |
EP0173774B1 (en) | Gas turbine engine | |
US5142859A (en) | Turbine cooling system | |
JP6223111B2 (ja) | ガスタービン | |
US6089821A (en) | Gas turbine engine cooling apparatus | |
US6370866B2 (en) | Coolant recovery type gas turbine | |
CA2065639A1 (en) | Tapered enlargement metering inlet channel for a shroud cooling assembly of gas turbine engines | |
JP2002155701A (ja) | 時計方向にずらしたタービン翼形部の冷却 | |
JP2858658B2 (ja) | 燃焼タービン部品を冷却するための冷却マニホルドアセンブリ及び燃焼タービン | |
US6672074B2 (en) | Gas turbine | |
CN101539058A (zh) | 闭路冷却叶片涡轮机 | |
US5353586A (en) | Combustion chamber assembly with hollow support strut for carrying cooling air | |
RU2196896C1 (ru) | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя | |
JP5502087B2 (ja) | ガスタービンのためにタービンガイドベーンサポートおよびガスタービンを作動するための方法 | |
EP3144474B1 (en) | Flow delivery system for turbine wheel space cooling | |
JP2002317605A (ja) | ガスタービンにおける案内輪を形成するための成形部材およびガスタービン | |
US4900220A (en) | Turbo-engine exhaust gas housing with temperature control device | |
RU2253046C2 (ru) | Статор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2346166C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2213875C1 (ru) | Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя | |
RU2180045C2 (ru) | Газотурбинный двигатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20080507 |
|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130729 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |