RU2263790C2 - Multistage gas power turbine - Google Patents
Multistage gas power turbine Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
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,
Разгрузочная полость 11 соединена на входе с промежуточной ступенью компрессора газотурбинного двигателя (не показано).The
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
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
На наружной поверхности 29 фланцев 14 и 15 выполнены уплотнительные гребешки 30, образующие лабиринтные уплотнения 31 с сопловыми лопатками 32 турбины 1.On the
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
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
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
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)
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)
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 |
-
2004
- 2004-01-05 RU RU2004100623/06A patent/RU2263790C2/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
РЕВЗИН Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, Москва, «Недра», 1986, с. 138, рис. 72. * |
Cited By (2)
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 |