RU2263790C2 - Multistage gas power turbine - Google Patents

Multistage gas power turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2263790C2
RU2263790C2 RU2004100623/06A RU2004100623A RU2263790C2 RU 2263790 C2 RU2263790 C2 RU 2263790C2 RU 2004100623/06 A RU2004100623/06 A RU 2004100623/06A RU 2004100623 A RU2004100623 A RU 2004100623A RU 2263790 C2 RU2263790 C2 RU 2263790C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas
disk
flanges
disks
turbine
Prior art date
Application number
RU2004100623/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2004100623A (en
Inventor
В.А. Белканов (RU)
В.А. Белканов
В.М. Язев (RU)
В.М. Язев
В.Г. Латышев (RU)
В.Г. Латышев
С.И. Фадеев (RU)
С.И. Фадеев
В.А. Кузнецов (RU)
В.А. Кузнецов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2004100623/06A priority Critical patent/RU2263790C2/en
Publication of RU2004100623A publication Critical patent/RU2004100623A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2263790C2 publication Critical patent/RU2263790C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft industry; aircraft and ground application gas turbines.
SUBSTANCE: according to invention, relief chamber is made at outlet in multistage gas power turbine with cantilever-mounted disks with blades on turbine rotor. Interdisk spaces at inlet are connected with relief chamber, and at outlet, with gas space through ring closed spaces formed by flanges installed over disk periphery, channels under feet of blade roots and slot spaces between flanges and rims of disks from side of gas flow inlet in disk and between flanges and roots of blades from side of gas flow outlet from disk. Ratio of area of slot spaces between flanges and rims of disks at gas flow inlet in disk to area of slot spaces between flanges and roots of blades from side of gas flow outlet from disk is 2-20.
EFFECT: improved reliability of gas turbine by provision of intensive cooling of power turbine disks and axial relief of turbine rotor.
3 dwg

Description

Изобретение относится к многоступенчатым газовым силовым турбинам авиационного и наземного применения.The invention relates to multistage gas power turbines for aviation and ground applications.

Известна многоступенчатая силовая газовая турбина, ротор которой установлен консольно на подшипниках статора [1].Known multi-stage power gas turbine, the rotor of which is mounted cantilever on the stator bearings [1].

Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность из-за повышенных температур дисков вследствие недостаточного их охлаждения.The disadvantage of this design is its low reliability due to elevated disk temperatures due to insufficient cooling.

Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является многоступенчатая силовая газовая турбина, диски с рабочими лопатками которой расположены на роторе консольно [2].Closest in design to the claimed one is a multi-stage power gas turbine, disks with working blades of which are located on the rotor cantilever [2].

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за повышенных температур дисков и повышенных усилий на подшипники турбины вследствие неудовлетворительного охлаждения дисков и отсутствия разгрузочного устройства от газовых сил, действующих на ротор турбины в осевом направлении.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the increased temperature of the disks and increased forces on the turbine bearings due to poor cooling of the disks and the absence of an unloading device from the gas forces acting on the turbine rotor in the axial direction.

Техническая задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности газовой турбины путем интенсивного охлаждения дисков силовой турбины и осевой разгрузки ротора турбины.The technical problem solved by this invention is to increase the reliability of a gas turbine by intensively cooling the disks of the power turbine and axial unloading of the turbine rotor.

В многоступенчатой силовой турбине с консольным расположением на роторе дисков с рабочими лопатками междисковые полости на входе соединены с разгрузочной полостью, выполненной на выходе из турбины, а на выходе через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, и щелевые полости между фланцами и ободами дисков с передней стороны диска по потоку газа, а также между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток с задней стороны диска по потоку газа - с газовой полостью турбины, причем F1/F2=2...20, гдеIn a multi-stage power turbine with a cantilever arrangement on the rotor of the disks with rotor blades, the interdisk cavities at the inlet are connected to the discharge cavity made at the turbine outlet, and at the outlet, through annular closed cavities formed by flanges mounted on the periphery of the disks and slotted cavities between the flanges and rims disks on the front side of the disk along the gas flow, and also between the flanges and shanks of the blades on the back side of the disk on the gas stream - with the gas cavity of the turbine, and F 1 / F 2 = 2 ... 20, where

F1 - площадь щелевых полостей между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа;F 1 - the area of the slit cavities between the flanges and rims of the disks from the inlet side of the disk along the gas flow;

F2 - площадь щелевых полостей между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа.F 2 - the area of the slit cavities between the flanges and the shanks of the blades on the outlet side of the disk through the gas stream.

Современные газотурбинные двигатели для повышения мощности и экономичности выполняются с высокой температурой газа на выходе из камеры сгорания, что приводит к повышению температуры газа в газовом тракте силовой турбины.Modern gas turbine engines to increase power and efficiency are performed with a high gas temperature at the outlet of the combustion chamber, which leads to an increase in gas temperature in the gas path of the power turbine.

В связи с тем, что ресурс силовой турбины, особенно для газотурбинных двигателей наземного применения, должен составлять ~ 100000 часов, температура ее дисков должна быть минимальной. Ресурс силовой турбины также ограничивается работой радиально-упорного подшипника, воспринимающего нагрузку от осевых газовых сил, действующих на ротор силовой турбины.Due to the fact that the resource of a power turbine, especially for gas turbine engines of land use, should be ~ 100,000 hours, the temperature of its disks should be minimal. The resource of the power turbine is also limited by the operation of the angular contact bearing, which receives the load from the axial gas forces acting on the rotor of the power turbine.

Выполнение на выходе из турбины разгрузочной полости позволяет существенно уменьшить газовые силы, действующие на ротор силовой турбины, и сократить нагрузку на радиально-упорный подшипник турбины, тем самым повышая ее надежность.Performing an unloading cavity at the outlet of the turbine can significantly reduce the gas forces acting on the rotor of the power turbine and reduce the load on the angular contact bearing of the turbine, thereby increasing its reliability.

Соединение разгрузочной полости на выходе с междисковыми воздушными полостями позволяет выполнять эффективное охлаждение ступицы, полотна и обода диска холодным воздухом из-за промежуточной ступени компрессора.The connection of the discharge cavity at the outlet with the inter-disk air cavities allows efficient cooling of the hub, web and rim of the disk with cold air due to the intermediate stage of the compressor.

Междисковые полости на выходе соединены с газовой полостью через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, что позволяет избежать повышенных утечек охлаждающего воздуха из междисковой полости в случае износа или разрушения лабиринтных гребешков, выполненных на наружной поверхности кольцевых фланцев.The interdisc cavities at the outlet are connected to the gas cavity through annular closed cavities formed by flanges mounted on the periphery of the disks, which avoids increased leakage of cooling air from the interdisc cavity in case of wear or destruction of the labyrinth scallops made on the outer surface of the annular flanges.

Пропускание охлаждающего воздуха из кольцевых замкнутых полостей через каналы под подошвами хвостовиков рабочих лопаток и щелевые полости между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа и между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа позволяет организовать дополнительное охлаждение хвостовиков рабочих лопаток и выступов дисков воздухом, протекающим из щелевых полостей под действием перепада давления через замковое соединение лопаток с диском.Passing cooling air from annular closed cavities through channels under the soles of the shanks of the blades and slotted cavities between the flanges and rims of the disks on the gas inlet side of the disk and between the flanges and shafts of the blades on the gas outlet side allows for additional cooling of the shanks working blades and protrusions of the disks with air flowing from the slit cavities under the action of a differential pressure through the castle connection of the blades with the disk.

Соотношение F1/F2<2 снижает надежность многоступенчатой газовой турбины в результате уменьшения расхода охлаждающего воздуха через щелевую полость со стороны входа в диск и через замковое соединение рабочей лопатки с диском.The ratio F 1 / F 2 <2 reduces the reliability of a multi-stage gas turbine as a result of a decrease in the flow of cooling air through the slotted cavity from the side of the entrance to the disk and through the lock connection of the working blade with the disk.

При F1/F2>20 будет снижаться надежность в результате уменьшения расхода охлаждающего воздуха со стороны выхода из диска и повышения температуры обода со стороны выхода из диска.At F 1 / F 2 > 20, reliability will decrease as a result of a decrease in cooling air flow from the exit side of the disk and an increase in the temperature of the rim from the output side of the disk.

Изобретение проиллюстрировано следующим образом.The invention is illustrated as follows.

На фиг.1 показан продольный разрез заявляемой многоступенчатой газовой силовой турбины. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1, на фиг.3 - элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of the inventive multi-stage gas power turbine. Figure 2 presents the element I in figure 1, figure 3 - element II in figure 2 in an enlarged view.

Многоступенчатая газовая силовая турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, диски 4 с рабочими лопатками 5 которого консольно закреплены на валу 6, установленном на радиальном подшипнике 7 и радиально-упорном шариковом подшипнике 8. Междисковые воздушные полости 9 на входе каналами 10 соединены с разгрузочной полостью 11, выполненной на выходе 12 силовой турбины 1.A multi-stage gas power turbine 1 of a gas turbine engine consists of a stator 2 and a rotor 3, disks 4 with rotor blades 5 of which are cantilevered on a shaft 6 mounted on a radial bearing 7 and an angular contact ball bearing 8. The inter-disk air cavities 9 at the inlet of the channels 10 are connected with a discharge cavity 11 made at the outlet 12 of the power turbine 1.

Разгрузочная полость 11 соединена на входе с промежуточной ступенью компрессора газотурбинного двигателя (не показано).The discharge cavity 11 is connected at the inlet to an intermediate stage of a compressor of a gas turbine engine (not shown).

На выходе междисковые полости 9 через кольцевую замкнутую полость 13, образованную кольцевыми фланцами 14 и 15, установленными на ободе 16 диска 4, а также каналы 17 под подошвой 18 хвостовика 19 рабочей лопатки 5 и щелевые полости 20 между фланцем 14 и ободом 16 диска 4 со стороны 21 входа диска 4 по потоку газа 22, а также через щелевые полости 23 между фланцем 15 и хвостовиком 19 рабочей лопатки 5 со стороны выхода 24 диска 4 по потоку газа 22 соединены с газовой полостью 25 турбины 1.At the exit, the interdisc cavities 9 through the annular closed cavity 13 formed by the annular flanges 14 and 15 mounted on the rim 16 of the disk 4, as well as the channels 17 under the sole 18 of the shank 19 of the working blade 5 and the slot cavities 20 between the flange 14 and the rim 16 of the disk 4 with the sides 21 of the inlet of the disk 4 through the gas stream 22, as well as through the slotted cavity 23 between the flange 15 and the shank 19 of the working blade 5 from the outlet 24 of the disk 4 through the gas stream 22 are connected to the gas cavity 25 of the turbine 1.

Охлаждающий воздух 26 из щелевых полостей 20 под действием перепада давления протекает по зазорам 27 в замковом соединении 28 рабочей лопатки 5 с диском 4.Cooling air 26 from the slit cavities 20 under the influence of a pressure differential flows through the gaps 27 in the castle connection 28 of the working blade 5 with the disk 4.

На наружной поверхности 29 фланцев 14 и 15 выполнены уплотнительные гребешки 30, образующие лабиринтные уплотнения 31 с сопловыми лопатками 32 турбины 1.On the outer surface 29 of the flanges 14 and 15, sealing ridges 30 are made, forming labyrinth seals 31 with nozzle blades 32 of the turbine 1.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе многоступенчатой газовой силовой турбины поток газа 22 из газовой полости 25, перетекая через лабиринтное уплотнение 31, нагревает периферийную часть обода 16 диска 4 с передней стороны 21. Охлаждающий воздух 26 из междисковой полости 9, истекая через щелевые полости 20 со стороны входа 21 диска 4, образует заградительную пленку, уменьшая температуру хвостовиков 19 рабочих лопаток 5 и периферийной части обода 16 диска 4. Дополнительно уменьшению температуры хвостовиков 19 рабочих лопаток 5 и обода 16 диска 4 способствует также протекание охлаждающего воздуха 26 в полости 17 под подошвой 18 хвостовика 19 рабочей лопатки 5 и по зазорам 27 в замковом соединении 28 рабочих лопаток 5 с диском 4.During operation of a multi-stage gas power turbine, the gas flow 22 from the gas cavity 25, flowing through the labyrinth seal 31, heats the peripheral part of the rim 16 of the disk 4 from the front side 21. Cooling air 26 from the interdisc cavity 9, flowing out through the slotted cavity 20 from the side of the disk inlet 21 4 forms a barrier film, reducing the temperature of the shanks 19 of the working blades 5 and the peripheral part of the rim 16 of the disk 4. In addition, the cooling rate also contributes to the reduction of the temperature of the shanks 19 of the working blades 5 and the rim 16 of the disk 4 waiting air 26 in the cavity 17 under the sole 18 of the shank 19 of the working blades 5 and the gaps 27 in the castle connection 28 of the working blades 5 with the disk 4.

Износ или разрушение уплотнительных гребешков 30, расположенных на наружной поверхности 29 фланцев 14 и 15, не приводит к повышенным утечкам охлаждающего воздуха 26 из междисковой полости 9, что также повышает надежность турбины 1.The deterioration or destruction of the sealing flanges 30 located on the outer surface 29 of the flanges 14 and 15 does not lead to increased leaks of cooling air 26 from the interdisc cavity 9, which also increases the reliability of the turbine 1.

Воздух повышенного давления из-за промежуточной ступени компрессора, поступающий в разгрузочную полость 11, уменьшает осевую силу от газовых сил, действующую на ротор 3 турбины 1, повышая надежность радиально-упорного подшипника 8.The high pressure air due to the intermediate stage of the compressor entering the discharge cavity 11 reduces the axial force from the gas forces acting on the rotor 3 of the turbine 1, increasing the reliability of the angular contact bearing 8.

Источники информацииSources of information

1. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр. 137, рис. 4.5 г.1. S. A. Vyunov. Design and Design of Aviation Gas Turbine Engines, Moscow, Mashinostroenie, 1981, p. 137, Fig. 4.5 g

2. Ревзин Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, Москва, «Недра», 1986, стр.138, рис.72.2. Revzin B.S. Gas turbine gas pumping units, Moscow, Nedra, 1986, p. 138, Fig. 72.

Claims (1)

Многоступенчатая газовая силовая турбина с консольным расположением на роторе дисков с рабочими лопатками, отличающаяся тем, что на выходе из турбины выполнена разгрузочная полость, междисковые полости на входе соединены с разгрузочной полостью, а на выходе - с газовой полостью через кольцевые замкнутые полости, образованные установленными на периферии дисков фланцами, каналы под подошвами хвостовиков рабочих лопаток и щелевые полости между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа и между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа, при этом F1/F2=2 - 20, где F1 - площадь щелевых полостей между фланцами и ободами дисков со стороны входа в диск по потоку газа; F2 - площадь щелевых полостей между фланцами и хвостовиками рабочих лопаток со стороны выхода из диска по потоку газа.A multistage gas power turbine with a cantilever arrangement on the rotor of the disks with rotor blades, characterized in that a discharge cavity is made at the outlet of the turbine, interdisc cavities at the inlet are connected to the discharge cavity, and at the outlet, with a gas cavity through circular closed cavities formed on the periphery of the disks by flanges, the channels under the soles of the shanks of the blades and the slot cavities between the flanges and the rims of the disks on the gas inlet side of the disk and between the flanges and shanks of rotor blades on the outlet side of the disk by the flow of gas, wherein F 1 / F 2 = 2 - 20, wherein F 1 - area of gap cavities between the flanges and rims of disks at the input side of drive gas flow; F 2 - the area of the slit cavities between the flanges and the shanks of the blades on the outlet side of the disk through the gas stream.
RU2004100623/06A 2004-01-05 2004-01-05 Multistage gas power turbine RU2263790C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004100623/06A RU2263790C2 (en) 2004-01-05 2004-01-05 Multistage gas power turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004100623/06A RU2263790C2 (en) 2004-01-05 2004-01-05 Multistage gas power turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004100623A RU2004100623A (en) 2005-06-10
RU2263790C2 true RU2263790C2 (en) 2005-11-10

Family

ID=35834231

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004100623/06A RU2263790C2 (en) 2004-01-05 2004-01-05 Multistage gas power turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2263790C2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2599454C2 (en) * 2015-01-29 2016-10-10 Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) Free power radial turbine with cylindrical rotor
RU2813648C1 (en) * 2023-09-20 2024-02-14 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Method for regulating axial force on angular contact bearing of power turbine rotor of gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
РЕВЗИН Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, Москва, «Недра», 1986, с. 138, рис. 72. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2599454C2 (en) * 2015-01-29 2016-10-10 Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) Free power radial turbine with cylindrical rotor
RU2813648C1 (en) * 2023-09-20 2024-02-14 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Method for regulating axial force on angular contact bearing of power turbine rotor of gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2004100623A (en) 2005-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9260979B2 (en) Outer rim seal assembly in a turbine engine
CA2496543C (en) Recirculation structure for a turbocompressor
US8961132B2 (en) Secondary flow arrangement for slotted rotor
US8191374B2 (en) Two-shaft gas turbine
EP1731717A2 (en) Seal assembly for sealing space between stator and rotor in a gas turbine
JP2007120501A (en) Interstage seal, turbine blade, and interface seal between cooled rotor and stator of gas turbine engine
CA2687800A1 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US10683758B2 (en) Inter-stage cooling for a turbomachine
US8561997B2 (en) Adverse pressure gradient seal mechanism
US20190003326A1 (en) Compliant rotatable inter-stage turbine seal
US20180340549A1 (en) Variable diffuser with axially translating end wall for a centrifugal compressor
EP2586968A2 (en) Secondary flow arrangement for slotted rotor
GB2531029A (en) Compressor and turbocharger
RU2263809C2 (en) Multistage gas turbine
RU2369747C1 (en) High-temperature two-stage gas turbine
US20060275108A1 (en) Hammerhead fluid seal
RU2263790C2 (en) Multistage gas power turbine
RU2534684C1 (en) Turbine of double-circuit gas turbine engine
RU2443882C1 (en) Gas turbine engine
RU2226609C2 (en) Turbine of gas-turbine engine
RU2369749C1 (en) Two-stage turbine of has turbine engine
RU2250386C2 (en) Two-shaft gas-turbine engine
RU2302558C1 (en) Compressor of gas-turbine engine
RU2647944C1 (en) Gas turbine engine with birotate fan
RU2352789C1 (en) High-temperature turbine of gas turbine engine

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