RU2261350C2 - Турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2261350C2 RU2261350C2 RU2003126163/06A RU2003126163A RU2261350C2 RU 2261350 C2 RU2261350 C2 RU 2261350C2 RU 2003126163/06 A RU2003126163/06 A RU 2003126163/06A RU 2003126163 A RU2003126163 A RU 2003126163A RU 2261350 C2 RU2261350 C2 RU 2261350C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pipes
- turbine
- support
- compressor
- inclined wall
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Турбина газотурбинного двигателя выполнена с опорой роликоподшипника и охлаждаемыми рабочими лопатками первой и второй ступеней, внутренние полости которых через промежуточные полости соединены трубами с выходом компрессора. Опора роликоподшипника выполнена с наклонной стенкой, к которой пристыкован S-образный упругий фланец с цилиндрической и с радиальной стенками с образованием кольцевой замкнутой полости, на входе соединенной трубами с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе - с внутренней полостью второй рабочей лопатки. В кольцевой полости установлены наклонные патрубки, соединяющие внутреннюю полость первой рабочей лопатки трубами с выходом компрессора. Патрубки относительно труб и наклонной стенки опоры установлены телескопически. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность двигателя. 4 ил.
Description
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна турбина газотурбинного двигателя, охлаждающий воздух в которой на охлаждение ротора подается через полости подвода воздуха под жаровыми трубами камеры сгорания [1].
Недостатком известной конструкции является пониженная надежность конструкции из-за отсутствия охлаждения дисков второй и третьей ступени турбины, так как охлаждается только диск первой ступени.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, в которой охлаждающий воздух на охлаждение первой и второй ступеней подается по отдельным трубам, расположенным под камерой сгорания двигателя [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность и экономичность турбины, так как на охлаждение диска турбины второй ступени расходуется тот же охлаждающий воздух, что и на охлаждение диска первой ступени, т.е. "дорогой" воздух повышенного давления с повышенной температурой.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя путем охлаждения в турбине диска первой ступени с рабочими лопатками первой ступени "дорогим" охлаждающим воздухом из-за компрессора, а диска второй ступени с рабочими лопатками второй ступени более "дешевым" и холодным воздухом из-за промежуточной ступени компрессора.
Сущность технического решения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с опорой роликоподшипника и охлаждаемыми рабочими лопатками первой и второй ступеней, внутренние полости которых через промежуточные полости соединены трубами с выходом компрессора, согласно изобретению опора роликоподшипника выполнена с наклонной стенкой, к которой пристыкован S-образный упругий фланец с цилиндрической и с радиальной стенками с образованием кольцевой замкнутой полости, на входе соединенной трубами с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе - с внутренней полостью второй рабочей лопатки, причем в кольцевой полости установлены наклонные патрубки, соединяющие внутреннюю полость первой рабочей лопатки трубами с выходом компрессора, при этом патрубки относительно труб и наклонной стенки опоры установлены телескопически.
Благодаря кольцевой замкнутой полости, образованной наклонной стенкой опоры роликоподшипника, цилиндрической и радиальной стенками S-образного упругого фланца осуществляется охлаждение рабочей лопатки второй ступени с минимальными гидравлическими потерями.
Выполнение упругого фланца в виде S-образного элемента исключает появление дополнительных напряжений из-за разных температурных деформаций фланца и опоры с наклонной стенкой.
Телескопическое соединение патрубков с трубами и с наклонной стенкой исключает возникновение термических напряжений при термических деформациях опоры, фланца и патрубка, что повышает надежность турбины.
На фиг.1 изображен продольный разрез турбины.
На фиг.2 - вид А на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.2.
На фиг.4 - сечение В-В на фиг.2.
Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из ротора 2 с дисками первой и второй ступеней 3 и 4, на которых установлены охлаждаемые рабочие лопатки первой и второй ступеней 5 и 6, а также покрывные дефлекторы 7 и 8 первой и второй ступеней. Междисковая полость 9 уплотнена от попадания в нее газа с помощью промежуточных дисков 10 и 11 первой и второй ступеней. Ротор 2 установлен на радиально-упорном подшипнике 12, опора 13 статора 14 которого выполнена с наклонной стенкой 15, на которой с помощью болтов 16 закреплены трубы 17 подвода охлаждающего воздуха или из-за компрессора (не показано), или из-за промежуточной ступени компрессора (не показано). На опоре 13 также с помощью болтов 18 установлен S-образный упругий фланец 19 с цилиндрической 20 и радиальной 21 стенками, образующий совместно с наклонной стенкой 15 кольцевую замкнутую полость 22, соединенную на входе через отверстия 23 в наклонной стенке 15 с трубами 17, а на выходе - через отверстия 24 в радиальной стенке 21 и промежуточные воздушные полости 25 пониженного давления с междисковой полостью 9 и с внутренней полостью охлаждаемой рабочей лопатки второй ступени 6. В кольцевой полости 22 установлены также наклонные патрубки 26, соединяющие часть труб 17 с отверстиями 27 в цилиндрической стенке 20 и закрепленные на этой стенке болтами 28. Относительно труб 17 и отверстий 23 в стенке 15 своими внутренними хвостовиками 29 патрубки 26 установлены телескопически. Через патрубки 26 и трубы 17 полость высокого давления 30, ограниченная опорой соплового аппарата 31 и диафрагмой 32, через промежуточные каналы 33 соединена с внутренней полостью первой рабочей лопатки 5.
Работает устройство следующим образом. При работе двигателя охлаждающий воздух из-за компрессора (не показано) поступает с минимальными поворотами и гидравлическими потерями по трубам 17, патрубкам 26 через полости высокого давления 30, 33 во внутреннюю полость рабочей лопатки первой ступени 5, осуществляя ее охлаждение. По трубам 17, расположенным в другой радиальной плоскости, низкотемпературный охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора (не показано) через кольцевую полость 22, отверстия 24 в радиальной стенке 21, промежуточные полости пониженного давления 25 и междисковую полость 9 с минимальными гидравлическими потерями поступает во внутреннюю полость рабочей лопатки второй ступени 6, осуществляя ее охлаждение. При доводке системы охлаждения турбины в случае необходимости перераспределения между собой расходов охлаждающего воздуха высокого давления и воздуха пониженного давления заданное перераспределение получается путем уборки или установки патрубков 26. Телескопическое соединение патрубков 26 с трубами 17 и с наклонной стенкой 15 по отверстиям 23 исключает возникновение термических напряжений при термических деформациях опоры 13, фланца 19 и патрубка 26, что повышает надежность турбины. Выполнение фланца 19 в виде S-образного упругого элемента исключает появление дополнительных напряжений из-за разных температурных деформаций фланца 19 и опоры 13 с наклонной стенкой 15.
Источники информации
1. Г.С.Скубачевский, "Авиационные газотурбинные двигатели", М., Машиностроение, 1981 г., стр.162, рис. 5.55.
2. С.А.Вьюнов, "Конструкция и проектирование авиационного ГТД", М. "Машиностроение", стр.205, рис. 4.52 - прототип.
Claims (1)
- Турбина газотурбинного двигателя с опорой роликоподшипника и охлаждаемыми рабочими лопатками первой и второй ступеней, внутренние полости которых через промежуточные полости соединены трубами с выходом компрессора, отличающаяся тем, что опора роликоподшипника выполнена с наклонной стенкой, к которой пристыкован S-образный упругий фланец с цилиндрической и с радиальной стенками с образованием кольцевой замкнутой полости, на входе соединенной трубами с промежуточной ступенью компрессора, а на выходе - с внутренней полостью второй рабочей лопатки, причем в кольцевой полости установлены наклонные патрубки, соединяющие внутреннюю полость первой рабочей лопатки трубами с выходом компрессора, при этом патрубки относительно труб и наклонной стенки опоры установлены телескопически.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003126163/06A RU2261350C2 (ru) | 2003-08-26 | 2003-08-26 | Турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003126163/06A RU2261350C2 (ru) | 2003-08-26 | 2003-08-26 | Турбина газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003126163A RU2003126163A (ru) | 2005-02-20 |
RU2261350C2 true RU2261350C2 (ru) | 2005-09-27 |
Family
ID=35218474
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003126163/06A RU2261350C2 (ru) | 2003-08-26 | 2003-08-26 | Турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2261350C2 (ru) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443882C1 (ru) * | 2010-08-23 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2449145C1 (ru) * | 2010-12-14 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбины |
RU2513466C1 (ru) * | 2013-01-09 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение турбины |
RU2514987C1 (ru) * | 2013-03-04 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор турбины высокого давления |
RU2518766C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
RU2525371C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2525049C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературный газотурбинный двигатель |
-
2003
- 2003-08-26 RU RU2003126163/06A patent/RU2261350C2/ru active
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2443882C1 (ru) * | 2010-08-23 | 2012-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2449145C1 (ru) * | 2010-12-14 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбины |
RU2513466C1 (ru) * | 2013-01-09 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Лабиринтное уплотнение турбины |
RU2518766C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
RU2514987C1 (ru) * | 2013-03-04 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор турбины высокого давления |
RU2525371C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2003126163A (ru) | 2005-02-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2550371C2 (ru) | Способ эксплуатации газовой турбины, система охлаждения газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую систему | |
JP4981970B2 (ja) | ガスタービン | |
US10196975B2 (en) | Turboprop engine with compressor turbine shroud | |
EP1398474A2 (en) | Compressor bleed case | |
CA1119522A (en) | Turbine and method for assembling same | |
US9683488B2 (en) | Gas turbine engine impeller system for an intermediate pressure (IP) compressor | |
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 | |
RU2261350C2 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
EP2519721B1 (en) | Damper seal | |
CN1070986A (zh) | 旋转机械的定子组件 | |
US6647732B2 (en) | Gas turbine engine with compressor and turbine inside a hollow shaft | |
US7669425B2 (en) | Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine | |
RU2347091C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2299993C2 (ru) | Конструкция для отделения друг от друга турбодетандеров высокого и низкого давления в газовой турбине | |
EP1369562B1 (en) | Support device for nozzles of a gas turbine stage | |
RU2323359C1 (ru) | Система охлаждения газовой турбины турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным сжатием воздуха в малогабаритном вентиляторе | |
KR101253786B1 (ko) | 터빈 고정자용 보호 장치 | |
RU2305789C2 (ru) | Газотурбинная установка | |
RU2567892C1 (ru) | Статор компрессора высокого давления | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2396452C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
US8388314B2 (en) | Turbine inlet casing with integral bearing housing | |
RU2352788C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2253046C2 (ru) | Статор компрессора газотурбинного двигателя | |
RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |