RU2226609C2 - Turbine of gas-turbine engine - Google Patents
Turbine of gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2226609C2 RU2226609C2 RU2002116340/06A RU2002116340A RU2226609C2 RU 2226609 C2 RU2226609 C2 RU 2226609C2 RU 2002116340/06 A RU2002116340/06 A RU 2002116340/06A RU 2002116340 A RU2002116340 A RU 2002116340A RU 2226609 C2 RU2226609 C2 RU 2226609C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hub
- turbine
- deflector
- disk
- holes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to turbines for gas turbine engines of aviation and ground applications.
Известна турбина газотурбинного двигателя с неохлаждаемыми рабочими лопатками первой ступени [1].A known turbine of a gas turbine engine with uncooled working blades of the first stage [1].
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, так как первая рабочая лопатка турбины выполнена неохлаждаемой, что приводит к снижению надежности лопаток и диска турбины при высоких температурах газа перед турбиной из-за повышенных температур этих деталей.A disadvantage of the known design is its low reliability, since the first working turbine blade is made uncooled, which leads to a decrease in the reliability of the turbine blades and disk at high gas temperatures in front of the turbine due to the elevated temperatures of these parts.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является турбина газотурбинного двигателя, в которой для подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку и для снижения температуры диска первой ступени с помощью радиальных штифтов в ступице установлен дефлектор диска первой ступени, а для прохода охлаждающего воздуха в ступице диска выполнены наклонные каналы [2].Closest to the claimed design is a turbine of a gas turbine engine, in which, for supplying cooling air to the first working blade and to reduce the temperature of the disk of the first stage using radial pins, a disk deflector of the first stage is installed in the hub, and inclined channels are made for the passage of cooling air in the disk hub [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за ослабления ступицы диска каналами подвода охлаждающего воздуха, а также из-за ненадежной работы радиальных штифтов. Кроме того, при разборке ротора турбины радиальные штифты в ступице дефлектора необходимо высверливать, что снижает технологичность ремонта турбины.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its low reliability due to the weakening of the hub of the disk by the channels for supplying cooling air, as well as due to the unreliable operation of the radial pins. In addition, when disassembling the turbine rotor, the radial pins in the hub of the deflector must be drilled, which reduces the manufacturability of the turbine repair.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и ремонтопригодности ротора турбины.The technical problem, which is aimed by the invention, is to increase the reliability and maintainability of the turbine rotor.
Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя, включающей диск с установленным на нем дефлектором со ступицей и полотном, согласно изобретению, дефлектор установлен на диске с помощью болтов через осевые отверстия в ступице, между которыми выполнены осевые пазы, открытые с внутренней стороны ступицы, причем наружная стенка паза расположена на большем радиусе, чем отверстия, а отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5.The essence of the technical solution lies in the fact that in a turbine of a gas turbine engine including a disk with a deflector installed on it with a hub and a blade, according to the invention, the deflector is mounted on the disk with bolts through axial holes in the hub, between which axial grooves are open, open from the inside side of the hub, with the outer wall of the groove located at a larger radius than the holes, and the ratio of the diameter of the hole to the radial distance from the axis of the hole to the outer wall of the groove d / δ = 0.7 ... 1.5.
Выполнение с внутренней стороны ступицы дефлектора осевых пазов между отверстиями выводит отверстия, являющиеся концентраторами, из зоны максимальных напряжений в ступице дефлектора, а также снижает гидравлические потери охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение первой рабочей лопатки турбины.Performing axial grooves between the holes on the inside of the deflector hub hub leads the holes, which are concentrators, out of the zone of maximum stresses in the deflector hub, and also reduces the hydraulic losses of cooling air supplied to the cooling of the first turbine blade.
Отношение диаметра отверстия к радиальному расстоянию от оси отверстия до наружной стенки паза d/δ=0,7…1,5 позволяет повысить надежность ротора турбины. При d/δ<0,7 излишне ослабляется ступица дефлектора диска первой ступени, что приводит к снижению запасов его прочности. При d/δ>1,5 повышаются напряжения в зоне отверстий, что снижает циклическую долговечность дефлектора диска первой ступени, кроме того, снижается прочность лопатки и диска первой ступени из-за снижения расхода охлаждающего воздуха, так как проходная площадь пазов становится недостаточной.The ratio of the diameter of the hole to the radial distance from the axis of the hole to the outer wall of the groove d / δ = 0.7 ... 1.5 allows you to increase the reliability of the turbine rotor. At d / δ <0.7, the hub of the disk deflector of the first stage is excessively weakened, which leads to a decrease in its strength reserves. At d / δ> 1.5, the stresses in the region of the holes increase, which reduces the cyclic durability of the deflector of the first-stage disk, in addition, the strength of the blades and the disk of the first stage decreases due to a decrease in the cooling air flow, since the passage area of the grooves becomes insufficient.
На фиг.1 изображен продольный разрез турбины газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a turbine of a gas turbine engine.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.
На фиг.3 - вид А на фиг.2.Figure 3 is a view A in figure 2.
На фиг.4 - сечение Б-Б на фиг.3.Figure 4 is a section bB in figure 3.
Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, состоящего в свою очередь из вала 4, на котором установлены диски первой и второй ступеней 5 и 6 с рабочими лопатками первой и второй ступеней 7 и 8 соответственно. От воздействия горячих газов диски 5 и 6 спереди и сзади защищены с помощью дефлектора первой ступени 9 и дефлектора второй ступени 10 соответственно, а междисковая полость 11 перекрыта от попадания в нее газа с помощью переднего 12 и заднего 13 промежуточных дисков. Дефлектор первой ступени 9 установлен на диске первой ступени 5 на периферийном диаметре с помощью байонетного соединения 14 и закреплен по своей ступице 15 с помощью болтов 16, которые ввернуты в лапки 17 диска первой ступени 5. Отверстия 18 диаметром d на радиусе r, в которых размещены болты 16, являются концентраторами напряжений, и поэтому между отверстиями 18 в ступице 15 со стороны ее внутреннего диаметра выполнены пазы 19 с наружной поверхностью 20, выполненной по радиусу R, причем радиус R больше радиуса r, на котором расположены отверстия 18. С передней стороны ротора 3 турбины 1 выполнена полость 21 охлаждающего воздуха высокого давления, ограниченная верхним и нижним фланцами лабиринтов 22 и 23 и ответными им верхним и нижним лабиринтами 24 и 25, выполненными на дефлекторе 9 и на двойном лабиринте 26, полость 21 соединена на входе с полостью 27 подвода закомпрессорного воздуха, а на выходе - с пазами 19 в ступице 15 дефлектора 9.The
Пазы 19 на выходе соединены с щелевой полостью 28 между диском первой ступени 5 и полотном 29 дефлектора 9, полость 28 соединена с полостью охлаждения первой рабочей лопатки 7.The
Работает устройство следующим образом. При работе двигателя максимальные напряжения растяжения от действующих на дефлектор 9 центробежных сил реализуются на поверхности 20 пазов 19, в результате чего отверстия 18 диаметром d оказываются вне зоны действия этих максимальных напряжений, что увеличивает долговечность и надежность дефлектора 9. Одновременно пазы 19 служат для прохода охлаждающего воздуха с минимальными гидравлическими потерями из полости 21 высокого давления в полость 28 между полотном 29 дефлектора 9 и диском 5 и далее - на охлаждение первой рабочей лопатки 7, что способствует снижению температуры этой лопатки и повышению ее надежности.The device operates as follows. When the engine is operating, the maximum tensile stresses from the centrifugal forces acting on the
Источники информацииSources of information
1. С.А. Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных ГТД. М.: Машиностроение, стр.205, рис.4.52.1. S.A. Loaches. Design and engineering of aircraft gas turbine engines. M.: Engineering, p. 205, Fig. 4.52.
2. С.А. Вьюнов, стр.222, рис.4.63 - прототип.2. S.A. Vyunov, p. 222, Fig. 4.63 - prototype.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002116340/06A RU2226609C2 (en) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Turbine of gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002116340/06A RU2226609C2 (en) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Turbine of gas-turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002116340A RU2002116340A (en) | 2004-01-10 |
RU2226609C2 true RU2226609C2 (en) | 2004-04-10 |
Family
ID=32465173
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002116340/06A RU2226609C2 (en) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Turbine of gas-turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2226609C2 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2470170C1 (en) * | 2011-06-06 | 2012-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine rotor |
RU2498080C2 (en) * | 2008-05-29 | 2013-11-10 | Снекма | Radial ring flange, connection of rotor wheel or stator elements and gas-turbine engine |
RU2504662C2 (en) * | 2008-10-20 | 2014-01-20 | Снекма | Gas turbine engine high-pressure turbine ventilation |
RU2514462C2 (en) * | 2008-11-07 | 2014-04-27 | Снекма | Radial ring flange, low-pressure turbine for gas turbine engine and gas turbine engine |
RU2705319C2 (en) * | 2014-12-17 | 2019-11-06 | Сафран Эркрафт Энджинз | Turbine assembly of aircraft gas turbine engine |
-
2002
- 2002-06-17 RU RU2002116340/06A patent/RU2226609C2/en active
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2498080C2 (en) * | 2008-05-29 | 2013-11-10 | Снекма | Radial ring flange, connection of rotor wheel or stator elements and gas-turbine engine |
RU2504662C2 (en) * | 2008-10-20 | 2014-01-20 | Снекма | Gas turbine engine high-pressure turbine ventilation |
RU2514462C2 (en) * | 2008-11-07 | 2014-04-27 | Снекма | Radial ring flange, low-pressure turbine for gas turbine engine and gas turbine engine |
RU2470170C1 (en) * | 2011-06-06 | 2012-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine rotor |
RU2705319C2 (en) * | 2014-12-17 | 2019-11-06 | Сафран Эркрафт Энджинз | Turbine assembly of aircraft gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2002116340A (en) | 2004-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
JP5181114B2 (en) | High pressure ratio rear fan assembly and gas turbine engine | |
US8147178B2 (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
US4674955A (en) | Radial inboard preswirl system | |
EP2365235B1 (en) | Cooled turbine rim seal | |
CA2567940C (en) | Methods and apparatuses for gas turbine engines | |
US7269955B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
CN107448300A (en) | Airfoil for turbogenerator | |
US8408868B2 (en) | Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines | |
US20100275612A1 (en) | Direct transfer axial tangential onboard injector system (tobi) with self-supporting seal plate | |
US20080056892A1 (en) | Radial vaned diffusion system with integral service routings | |
JP6432110B2 (en) | gas turbine | |
CN101178029A (en) | Interstage cooled turbine engine | |
US20070258813A1 (en) | Rotor for a Power Plant | |
US4923370A (en) | Radial turbine wheel | |
JP2009144724A (en) | Divergent turbine nozzle | |
RU2226609C2 (en) | Turbine of gas-turbine engine | |
US20180328207A1 (en) | Gas turbine engine component having tip vortex creation feature | |
JP2005240573A (en) | Two-shaft gas turbine and its cooling air admission method | |
CN110242617A (en) | Compressor drum cools down equipment | |
US10508548B2 (en) | Turbine engine with a platform cooling circuit | |
US11788424B2 (en) | Sealing ring for a wheel of a turbomachine turbine | |
EP4136324B1 (en) | Turbine blade | |
EP3426894B1 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
WO2020149854A1 (en) | Pre-swirler with pre-swirler plug for gas turbine engine |
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 |