RU2263809C2 - Многоступенчатая газовая турбина - Google Patents
Многоступенчатая газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2263809C2 RU2263809C2 RU2003124327/06A RU2003124327A RU2263809C2 RU 2263809 C2 RU2263809 C2 RU 2263809C2 RU 2003124327/06 A RU2003124327/06 A RU 2003124327/06A RU 2003124327 A RU2003124327 A RU 2003124327A RU 2263809 C2 RU2263809 C2 RU 2263809C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- stage
- rim
- labyrinth seal
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к многоступенчатым газовым турбинам авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности многоступенчатой газовой турбины путем организации эффективного охлаждения обода диска последней ступени и замкового соединения этого диска с рабочей лопаткой. Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой турбине с разгрузочной полостью повышенного давления на выходе, ограниченной по периферии лабиринтным уплотнением, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено многоступенчатым, воздушная полость между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения соединена с газовой полостью перед последним диском турбины каналами, выполненными под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом диска со стороны входа по потоку газа, при этом F1/F2=3...10, где F1 - проходная площадь первой ступени лабиринтного уплотнения, F2 - площадь щелевых полостей. 2 ил.
Description
Изобретение относится к многоступенчатым газовым турбинам авиационного и наземного применения.
Известна многоступенчатая силовая газовая турбина с консольным расположением рабочих колес на роторе [1].
Недостатком такой конструкции является низкая надежность из-за повышенных температур диска последней ступени турбины и увеличенной нагрузки на радиально-упорный подшипник турбины.
Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является многоступенчатая силовая газовая турбина, на выходе из которой выполнена разгрузочная полость, ограниченная по периферии лабиринтным уплотнением [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность из-за повышенной температуры обода диска и замкового соединения диска с рабочей лопаткой последней ступени.
Техническая задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности многоступенчатой газовой турбины путем организации эффективного охлаждения обода диска последней ступени и замкового соединения этого диска с рабочей лопаткой.
Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой турбине с разгрузочной полостью повышенного давления на выходе, ограниченной по периферии лабиринтным уплотнением, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено многоступенчатым, воздушная полость между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения соединена с газовой полостью перед последним диском турбины каналами, выполненными под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом диска со стороны входа по потоку газа, при этом F1/F2=3...10, где
F1 - проходная площадь первой ступени лабиринтного уплотнения,
F2 - площадь щелевых полостей.
Высокоэкономичные современные газотурбинные двигатели имеют высокую температуру газа перед турбиной, что приводит к повышенной температуре газа на выходе из турбины, перегреву и снижению прочности обода диска последней ступени, а также замкового соединения диска последней ступени с рабочей лопаткой.
Выполнение воздушной полости между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения, соединенной с газовой полостью перед последним диском турбины, выполненным под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени, и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом со стороны входа по потоку газа, позволяет организовать эффективное охлаждение обода и замкового соединения за счет воздушной пленки от натекающего из уплотнения газа.
При таком исполнении воздух частично поступает в газовый тракт турбины, а остальная его часть протекает по зазорам в замковом соединении лопатки с диском, тем самым снижая температуру замкового соединения и обода диска.
Многоступенчатые лабиринтные уплотнения позволяют ограничивать паразитные утечки воздуха из-за промежуточной ступени компрессора.
При соотношении F1/F2<3 будет снижаться надежность многоступенчатой газовой турбины за счет увеличения утечек воздуха из-за лабиринтного уплотнения разгрузочной полости, а при F1/F2>10 - за счет снижения расхода охлаждающего воздуха на охлаждение обода диска последней ступени турбины и повышения температуры этого обода и замкового соединения рабочей лопатки последней ступени турбины с диском.
На фиг.1 показан продольный разрез заявляемой многоступенчатой газовой турбины, на фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Многоступенчатая газовая турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с опорой 3 подшипника 4 и ротора 5 с дисками 6 и рабочими лопатками 7. Между диском 8 последней ступени и опорой 3 для уменьшения газовых сил на подшипники турбины 1 выполнена разгрузочная полость 9, соединенная на входе с промежуточной ступенью компрессора (не показано) и ограниченная по периферии многоступенчатым лабиринтным уплотнением 10.
Воздушная полость 11 между первой 12 и второй 13 от разгрузочной полости 9 ступенями лабиринтного уплотнения 10 через отверстия 14 каналом 15 под подошвой 16 замкового соединения 17 рабочей лопатки 18 последней ступени турбины 1 с диском 8, а также щелевыми полостями 19 между кольцевым фланцем 20 на ободе 21 диска 8 и ободом 21 со стороны входа 22 по потоку газа 23 соединена с газовой полостью 24 турбины 1. Фланец 20 гребешками 25 совместно с сопловой лопаткой 26 последней ступени образует лабиринтное уплотнение 27, препятствующее паразитным утечкам газа 23.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе многоступенчатой газовой турбины 1 в разгрузочную полость 9 поступает воздух 28 повышенного давления из-за промежуточной ступени компрессора (не показано). Паразитные утечки воздуха 28 ограничиваются многоступенчатым лабиринтом 10. Под действием перепада давления часть воздуха 28 из воздушной полости 11, первой от разгрузочной полости 9 ступени 12, через отверстия 14 и каналы 15 под подошвой 16 замкового соединения через щелевые полости 19 поступает на переднюю сторону 22 обода 21 диска последней ступени 8, создавая таким образом защитную воздушную пленку от натекающего из лабиринтного уплотнения 27 газа. Далее воздух 28 частично поступает в газовый тракт 24 турбины 1, совершая работу на рабочей лопатке последней ступени 18, а частично протекает по зазорам в замковом соединении 17 лопатки 18 с диском 8, уменьшая температуру замкового соединения 17 и обода 21 диска 8.
Источники информации
1. Ревзин Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты. Москва, «Недра», 1986, с.138, рис.72.
2. С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Москва, «Машиностроение», 1981, с.137, рис.4.5е.
Claims (1)
- Многоступенчатая газовая турбина с разгрузочной полостью повышенного давления на выходе, ограниченной на периферии лабиринтным уплотнением, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение выполнено многоступенчатым, воздушная полость между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения соединена с газовой полостью перед последним диском турбины каналами, выполненными под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени, и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом диска со стороны входа по потоку газа, при этом F1/F2=3...10, где F1 - проходная площадь первой ступени лабиринтного уплотнения, F2 - площадь щелевых полостей.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003124327/06A RU2263809C2 (ru) | 2003-08-04 | 2003-08-04 | Многоступенчатая газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003124327/06A RU2263809C2 (ru) | 2003-08-04 | 2003-08-04 | Многоступенчатая газовая турбина |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003124327A RU2003124327A (ru) | 2005-02-27 |
| RU2263809C2 true RU2263809C2 (ru) | 2005-11-10 |
Family
ID=35285911
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003124327/06A RU2263809C2 (ru) | 2003-08-04 | 2003-08-04 | Многоступенчатая газовая турбина |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2263809C2 (ru) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2480590C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
| RU2493371C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины турбореактивного двигателя |
| RU2506428C1 (ru) * | 2012-10-15 | 2014-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
| RU2507401C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя |
| CN103628930A (zh) * | 2013-12-19 | 2014-03-12 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机轮盘端面齿的动密封结构 |
| RU2516983C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-05-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбомашины |
| RU2536652C1 (ru) * | 2013-10-04 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины низкого давления |
| RU2671668C2 (ru) * | 2012-12-21 | 2018-11-06 | Турбомека | Уплотнительное соединение для газотурбинной установки |
| RU195191U1 (ru) * | 2019-09-13 | 2020-01-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Масляный картер газотурбинного двигателя |
-
2003
- 2003-08-04 RU RU2003124327/06A patent/RU2263809C2/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, Машиностроение,1981, с.137, рис.4.5е. РЕВЗИН Б.С. Газотурбинные газоперекачивающие агрегаты, Москва, Недра, 1986, с.138, рис.72. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2480590C1 (ru) * | 2011-12-14 | 2013-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
| RU2493371C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-09-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины турбореактивного двигателя |
| RU2506428C1 (ru) * | 2012-10-15 | 2014-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
| RU2507401C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя |
| RU2671668C2 (ru) * | 2012-12-21 | 2018-11-06 | Турбомека | Уплотнительное соединение для газотурбинной установки |
| RU2516983C1 (ru) * | 2013-03-01 | 2014-05-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбомашины |
| RU2536652C1 (ru) * | 2013-10-04 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины низкого давления |
| CN103628930A (zh) * | 2013-12-19 | 2014-03-12 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机轮盘端面齿的动密封结构 |
| RU195191U1 (ru) * | 2019-09-13 | 2020-01-17 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Масляный картер газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003124327A (ru) | 2005-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8961132B2 (en) | Secondary flow arrangement for slotted rotor | |
| US9260979B2 (en) | Outer rim seal assembly in a turbine engine | |
| CA2688099C (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
| CA2615930C (en) | Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs | |
| CN110050128B (zh) | 用于离心式压缩机的隔膜 | |
| US10161251B2 (en) | Turbomachine rotors with thermal regulation | |
| US10683758B2 (en) | Inter-stage cooling for a turbomachine | |
| US20190003326A1 (en) | Compliant rotatable inter-stage turbine seal | |
| EP2586968B1 (en) | Secondary flow arrangement for slotted rotor | |
| RU2263809C2 (ru) | Многоступенчатая газовая турбина | |
| CN110388272B (zh) | 燃气轮机系统 | |
| CN108138656B (zh) | 压缩机转子、具备该压缩机转子的燃气轮机转子、以及燃气轮机 | |
| US8210821B2 (en) | Labyrinth seal for turbine dovetail | |
| US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
| JP2013053524A (ja) | 複圧式遠心ターボ機械 | |
| RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2263790C2 (ru) | Многоступенчатая газовая силовая турбина | |
| RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2352788C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
| RU2302558C1 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
| EP3426894B1 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
| RU2256801C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2364727C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
| RU2207438C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2518766C1 (ru) | Высокотемпературная 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 |