RU2211926C2 - Высокотемпературная газовая турбина - Google Patents
Высокотемпературная газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2211926C2 RU2211926C2 RU2001112237/06A RU2001112237A RU2211926C2 RU 2211926 C2 RU2211926 C2 RU 2211926C2 RU 2001112237/06 A RU2001112237/06 A RU 2001112237/06A RU 2001112237 A RU2001112237 A RU 2001112237A RU 2211926 C2 RU2211926 C2 RU 2211926C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle blades
- turbine
- gas turbine
- cavities
- cooling air
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Высокотемпературная газовая турбина содержит сопловые лопатки, перья которых разделены ребрами на радиальные полости, на выходе сообщающиеся с проточной частью турбины. Сопловые лопатки установлены верхними полками в наружном кольце и образуют с ним переднюю и заднюю замкнутые полости, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с радиальными полостями сопловых лопаток, при этом F1:F2=1,1.. .3, где F1 и F2 - площади каналов, соединяющих соответственно переднюю и заднюю замкнутые полости с полостью подвода охлаждающего воздуха. Изобретение повышает надежность высокотемпературной газовой турбины за счет интенсификации конвективного охлаждения сопловых лопаток турбины. 3 ил.
Description
Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам авиационных двигателей, а также наземных газотурбинных установок.
Известна газовая турбина с охлаждаемыми сопловыми лопатками I-й ступени, установленными между внутренним сопловым корпусом и корпусом соплового аппарата наружного корпуса [1].
Недостатком такой конструкции является низкая надежность в результате недостаточного охлаждения пера лопатки и верхней полки, особенно при высоких температурах газа перед турбиной.
Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина с охлаждаемыми сопловыми лопатками I-й ступени, внутренняя полость которых разделена на отдельные радиальные полости радиальными перегородками [2].
Недостатком такой конструкции является недостаточная надежность из-за низкого конвективного охлаждения верхних полок сопловых лопаток, прогар которых может привести к поломке турбины.
Техническая задача, которую решает изобретение, заключается в повышении надежности высокотемпературной газовой турбины за счет интенсификации конвективного охлаждения сопловых лопаток турбины.
Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной газовой турбине, содержащей сопловые лопатки, перья которых разделены ребрами на радиальные полости, на выходе сообщающиеся с проточной частью турбины, согласно изобретению сопловые лопатки установлены верхними полками в наружном кольце и образуют с ним переднюю и заднюю замкнутые полости, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с радиальными полостями сопловых лопаток, при этом F1:F2=1,1... 3, где F1 и F2 - площади каналов, соединяющих соответственно переднюю и заднюю замкнутые полости с полостью подвода охлаждающего воздуха.
Установка сопловых лопаток верхними полками в наружном кольце позволяет исключить паразитные утечки охлаждающего воздуха через окружные зазоры между лопатками.
Образование передней и задней замкнутых полостей, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с радиальными полостями сопловых лопаток, позволяет исключить взаимное влияние передней и задней полостей пера лопаток. В случае прогара одной из полостей, поломки лопатки не произойдет, т. е. дефект останется локализованным, а турбина сохранит свою работоспособность.
При соотношении площадей F1 и F2 каналов, соединяющих соответственно переднюю и заднюю замкнутые полости с полостью подвода охлаждающего воздуха, равном 1,1. . . 3, осуществляется интенсификация охлаждения входной кромки лопатки, т. к. перепад давления воздуха между полостью подвода охлаждающего воздуха и выходной кромкой существенно больше, чем перепад давления между этой полостью и входной кромкой лопатки.
При F1: F2<1,1 существенно увеличивается расход охлаждающего воздуха через выходную щель, что приводит к снижению вибропрочности последующей за сопловой рабочей лопатки турбины.
В случае, когда F1:F2>3, из-за уменьшения расхода охлаждающего воздуха через выходную щель может произойти прогар выходной кромки лопатки.
На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной газовой турбины; на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде; на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.
Высокотемпературная газовая турбина 1 включает ротор 2 и статор 3 с сопловым аппаратом I-й ступени 4, сопловые лопатки I-й ступени 5 которого подвержены воздействию высокотемпературного газа, протекающего по проточной части 6 турбины 1.
Сопловые лопатки I-й ступени 5 своими верхними полками 7 установлены в наружном кольце 8 с образованием между кольцом 8 и полкой 7 передней 9 и задней 10 полостей, которые с помощью каналов 11, 12 и 13 соединены на входе с кольцевой воздушной полостью 14, образованной кольцом 8 и наружным корпусом 15.
Радиальная перегородка 16, разделяющая между собой переднюю 9 и заднюю 10 полости, выполнена за одно целое с сопловой лопаткой 5 и разделяет внутреннюю полость ее пера 17 на две несообщающиеся между собой полости: переднюю 18 и заднюю 19 полости пера 17, которые через перфорированные дефлекторы 20 и 21, а также перфорацию 22 на входной кромке 23 и на пере 17 лопатки 5 и выходную щель 24 выходной кромки 25, соединены на выходе с проточной частью 6 турбины 1, а на входе - с передней 9 и задней 10 полостями.
Охлаждающий воздух 26 поступает в кольцевую воздушную полость 14 из воздушной полости камеры сгорания (не показана).
Сопловые лопатки 5 установлены в наружном кольце 8 с окружными зазорами 27 для компенсации термических расширений верхней полки 7 относительно кольца 8.
Работает заявляемое устройство следующим образом.
При работе двигателя горячий газ из камеры сгорания протекает по проточной части 6 турбины 1, стремясь разогреть сопловую лопатку I-й ступени 5, в том числе ее верхнюю полку 7.
Однако охлаждающий воздух 26 из кольцевой полости 14 через каналы 11, 12, 13 интенсивно натекает на внешнюю поверхность верхней полки 7, осуществляя ее охлаждение. Так как расход воздуха на охлаждение I-й сопловой лопатки составляет 8...15% от величины расхода газа через проточную часть 6 турбины 1, то соответствующим количеством воздуха и охлаждается верхняя полка 7, что существенно снижает ее температуру.
Далее, через полости 9 и 10 охлаждающий воздух поступает в переднюю 18 и заднюю 19 полости пера 17 лопатки 5, где через перфорированные дефлекторы 20 и 21 охлаждает перо 17 лопатки 5 и через перфорацию 22 входной кромки 23 и выходную щель 24 выходной кромки 25 вытекает в проточную часть 6 турбины 1.
Полости 9 и 10 являются замкнутыми и разделенными между собой радиальным ребром 16. Поэтому в случае прогара пера 17 лопатки 5 или верхней полки 7, например, в зоне выходной кромки 25, существенного расхода охлаждающего воздуха 26 через заднюю полость 21 не происходит, т.к. канал 13 будет служить жиклером для такого увеличенного расхода охлаждающего воздуха 26, т.е. при этом не происходит и уменьшения расхода воздуха 26 через переднюю полость 18.
Перепад давления воздуха 26 между кольцевой полостью 14 и выходной кромкой 25 существенно больше, чем перепад давления между полостью 14 и входной кромкой 23.
Работоспособность такой конструкции подтверждена существенной наработкой в эксплуатации. В случае прогара одной из полостей поломки лопатки 5 не происходит, т.е. дефект остается локализованным, не разрастается, а турбина 1 сохраняет свою работоспособность.
Источники информации
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.183, рис.4.41е.
1. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.183, рис.4.41е.
2. С. А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.180, рис.4.38.
Claims (1)
- Высокотемпературная газовая турбина, содержащая сопловые лопатки, перья которых разделены ребрами на радиальные полости, на выходе сообщающиеся с проточной частью турбины, отличающаяся тем, что сопловые лопатки установлены верхними полками в наружном кольце и образуют с ним переднюю и заднюю замкнутые полости, которые на входе через каналы сообщаются с полостью подвода охлаждающего воздуха, а на выходе - с радиальными полостями сопловых лопаток, при этом F1: F2= 1,1. . . 3, где F1 и F2 - площади каналов, соединяющих соответственно переднюю и заднюю замкнутые полости с полостью подвода охлаждающего воздуха.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001112237/06A RU2211926C2 (ru) | 2001-05-04 | 2001-05-04 | Высокотемпературная газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001112237/06A RU2211926C2 (ru) | 2001-05-04 | 2001-05-04 | Высокотемпературная газовая турбина |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001112237A RU2001112237A (ru) | 2003-02-20 |
RU2211926C2 true RU2211926C2 (ru) | 2003-09-10 |
Family
ID=29776692
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001112237/06A RU2211926C2 (ru) | 2001-05-04 | 2001-05-04 | Высокотемпературная газовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2211926C2 (ru) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2447302C2 (ru) * | 2006-11-10 | 2012-04-10 | Дженерал Электрик Компани | Двигатель с компаундным охлаждением турбины |
RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
RU2514818C1 (ru) * | 2013-02-27 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
RU2518768C1 (ru) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
RU2518729C1 (ru) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
RU2518766C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
RU2619955C2 (ru) * | 2012-01-09 | 2017-05-22 | Дженерал Электрик Компани | Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины |
RU2683053C1 (ru) * | 2018-05-24 | 2019-03-26 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Сопловый аппарат турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (варианты), сопловый венец соплового аппарата ТВД и лопатка соплового аппарата ТВД |
-
2001
- 2001-05-04 RU RU2001112237/06A patent/RU2211926C2/ru active
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2447302C2 (ru) * | 2006-11-10 | 2012-04-10 | Дженерал Электрик Компани | Двигатель с компаундным охлаждением турбины |
RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
RU2619955C2 (ru) * | 2012-01-09 | 2017-05-22 | Дженерал Электрик Компани | Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины |
RU2514818C1 (ru) * | 2013-02-27 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
RU2518766C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
RU2518768C1 (ru) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
RU2518729C1 (ru) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
RU2683053C1 (ru) * | 2018-05-24 | 2019-03-26 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Сопловый аппарат турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (варианты), сопловый венец соплового аппарата ТВД и лопатка соплового аппарата ТВД |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8814507B1 (en) | Cooling system for three hook ring segment | |
RU2308601C2 (ru) | Охлаждаемая направляющая лопатка турбины и турбина, снабженная такими лопатками | |
JP3761572B2 (ja) | 翼型のデュアルソース冷却 | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
EP2372105B1 (en) | Rotor blade tip clearance control | |
EP1205636B1 (en) | Turbine blade for a gas turbine and method of cooling said blade | |
RU2332579C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
CA2615930C (en) | Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs | |
US4173120A (en) | Turbine nozzle and rotor cooling systems | |
US20150285096A1 (en) | Enclosed baffle for a turbine engine component | |
US9151164B2 (en) | Dual-use of cooling air for turbine vane and method | |
US10415428B2 (en) | Dual cavity baffle | |
KR960034693A (ko) | 가스 터빈용 압축기 로터 냉각 시스템 | |
JP2004176723A (ja) | 長短の翼弦長と高低の高温性能と有するタービン翼形部列 | |
JPH02218821A (ja) | タービンエンジン及び冷却方法 | |
CN107023503B (zh) | 主动高压压缩机间隙控制 | |
JP4170583B2 (ja) | ガスタービンのタービン段における冷却空気の分配装置 | |
CN108868898A (zh) | 用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法 | |
RU2211926C2 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
JP2004251280A (ja) | 冷却空気の漏れが減少されることで冷却されるタービンベーン | |
US20190301286A1 (en) | Airfoils for gas turbine engines | |
US10352182B2 (en) | Internal cooling of stator vanes | |
EP2196623A1 (en) | Gas Turbine | |
WO2017003455A1 (en) | Turbine stator vane cooling circuit with flow stream separation | |
RU2134808C1 (ru) | Газотурбинный двигатель |
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 |