RU2287073C2 - Силовая турбина газотурбинного двигателя - Google Patents
Силовая турбина газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2287073C2 RU2287073C2 RU2004136411/06A RU2004136411A RU2287073C2 RU 2287073 C2 RU2287073 C2 RU 2287073C2 RU 2004136411/06 A RU2004136411/06 A RU 2004136411/06A RU 2004136411 A RU2004136411 A RU 2004136411A RU 2287073 C2 RU2287073 C2 RU 2287073C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- pipe
- cooling air
- gas
- pipes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к силовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Силовая турбина газотурбинного двигателя содержит трубы подвода охлаждающего воздуха, жестко закрепленные на наружном корпусе периферийными хвостовиками и телескопически связанные внутренними хвостовиками с внутренним корпусом. Трубы размещены в полых стойках, установленных перед сопловыми лопатками по потоку газа в проточной части турбины. Периферийный хвостовик трубы выполнен сферическим по наружной поверхности и зафиксирован передним и задним кольцами, выполненными сферическими по внутренним поверхностям. Внутренний цилиндрический хвостовик трубы телескопически установлен в сферической по наружному диаметру втулке. В воздушной полости внутреннего корпуса установлен, по меньшей мере, один датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников датчика через трубу. Изобретение позволяет повысить надежность и коэффициент полезного действия турбины путем исключения перегрева диска турбины, снижения напряжения изгиба в трубах подвода охлаждающего воздуха, а также снижения гидравлических потерь. 3 ил.
Description
Изобретение относится к силовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна силовая турбина газотурбинного двигателя, в которой для подвода охлаждающего воздуха на охлаждение дисков ротора турбины ступицы дисков выполнены с центральными отверстиями.
Недостатком такой конструкции является низкая ее надежность, так как отверстия в ступицах дисков являются концентраторами напряжений.
Наиболее близкой к заявляемой является силовая турбина газотурбинного двигателя, в которой воздух на охлаждение дисков турбины подводится через трубы (воздуховоды), проходящие через сопловые лопатки и жестко закрепленные в наружном корпусе и телескопически связанные с внутренним корпусом (RU 2196896 С1, МПК F 01 D 5/08, опубл. 20.01.2003).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность и пониженный к.п.д. вследствие повышенных изгибных напряжений в трубах при взаимном перемещении наружного и внутреннего корпусов, вызванном различным нагревом этих корпусов при работе двигателя. Снижению надежности конструкции способствует также отсутствие датчика контроля поступления охлаждающего воздуха в полости внутреннего корпуса.
Снижение к.п.д. происходит за счет повышенных гидравлических потерь при обтекании газом сопловых лопаток, которые выполняются с увеличенной толщиной профиля пера для размещения в лопатках труб подвода воздуха.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и к.п.д. силовой турбины газотурбинного двигателя путем исключения перегрева диска турбины, снижения напряжений изгиба в трубах подвода охлаждающего воздуха и снижения гидравлических потерь.
Сущность изобретения заключается в том, что в силовой турбине газотурбинного двигателя с трубами подвода охлаждающего воздуха, жестко закрепленными на наружном корпусе периферийными хвостовиками и телескопически связанными внутренними хвостовиками с внутренним корпусом, согласно изобретению трубы размещены в полых стойках, установленных перед сопловыми лопатками по потоку газа в проточной части турбины, периферийный хвостовик трубы выполнен сферическим по наружной поверхности и зафиксирован передним и задним кольцами, выполненными сферическими по внутренним поверхностям, а внутренний цилиндрический хвостовик трубы телескопически установлен в сферической по наружному диаметру втулке, при этом в воздушной полости внутреннего корпуса установлен по меньшей мере один датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников датчика через трубу.
Выполнение периферийного хвостовика трубы сферическим по наружной поверхности с его фиксацией в осевом и в радиальном направлении передним и задним сферическими по внутренней поверхности кольцами позволяет выполнить герметичную заделку хвостовика трубы с возможностью поворота трубы относительно центра сферы, что исключает появление в трубе напряжений изгиба в случае взаимных температурных деформаций наружного и внутреннего корпусов. Установка внутреннего хвостовика трубы телескопически в сферической по наружному диаметру втулке также исключает появление в трубе напряжений изгиба при взаимных температурных деформациях наружного и внутреннего корпусов.
Размещение труб подвода воздуха в полых стойках, установленных по потоку газа в проточной части турбины перед сопловыми лопатками турбины, позволяет выполнить сопловые лопатки с минимальной толщиной профиля, что приводит к снижению гидравлических потерь при обтекании газом этих лопаток с соответствующим повышением к.п.д. турбины.
Охлаждающий воздух, проходящий по трубам, служит для снижения температуры диска силовой турбины. Поскольку излишнее повышение температуры охлаждающего воздуха или поломка трубы с соответствующим снижением расхода охлаждающего воздуха может привести к перегреву высоконагруженного диска турбины с последующим его разрушением, то в воздушной полости внутреннего корпуса установлен датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников от этого датчика через одну из труб подвода воздуха, что снижает температуру проводников и повышает их надежность, а также турбины в целом.
Изобретение проиллюстрировано следующим образом.
На фиг.1 показан продольный разрез силовой турбины газотурбинного двигателя. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.
Силовая турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, на диске 3 которого установлены рабочие лопатки 4, а также из статора 5 с сопловыми лопатками 6 и входного диффузора 7 с наружным 8 и внутренним 9 корпусами диффузора. На внутренних полках 10 сопловых лопаток 6 телескопически, с возможностью радиального перемещения лопаток 6, установлены внутренний корпус 9 диффузора 7 и конусная диафрагма 11, ограничивающая с передней по потоку газа 12 проточной части 13 диффузора 7 стороны воздушную полость 14, которая с задней стороны ограничена диском 3.
Воздушная полость 14 на выходе через лабиринтное уплотнение 15 между диском 3 и внутренним кольцом 16 на сопловых лопатках 6 соединена с проточной частью 17 турбины 1, а на выходе через трубы подвода воздуха 18 - с промежуточной ступенью компрессора (не показана). Труба 18 размещена в стойке 19, проходящей через проточную часть 13 диффузора 7, и зафиксирована в стойке 19 периферийным сферическим по наружной поверхности 20 хвостовиком 21 с фиксацией в осевом и радиальном направлениях передним 22 и задним 23 сферическими по внутренним поверхностям кольцами, установленными между собой с осевым зазором 24.
В направлении по оси 25 трубы 18 кольца 22 и 23 зафиксированы через упругое кольцо 26 из металлорезины фланцем 27, на которое устанавливается трубопровод 28 подвода охлаждающего воздуха 29 из-за промежуточной ступени компрессора.
Внутренний цилиндрический хвостовик 30 трубы 18 с помощью телескопического соединения 31 размещен в сферической втулке 32 через промежуточную втулку 33, установленную во втулке 34, закрепленной неподвижным соединением 35 (например, сваркой) в диафрагме 11.
Стойки 19 неподвижно установлены в наружном корпусе 8 диффузора 7 и с помощью телескопического соединения 36 - во внутреннем корпусе диффузора 7.
Надежность диска 3 турбины 1 в значительной мере определяется его температурой, которая зависит от температуры охлаждающего воздуха 29 в воздушной полости 14, и для контроля температуры этого воздуха, а также его наличия, в воздушной полости 14 установлен датчик 37 контроля температуры воздуха в полости 14. Электрические проводники 38 от датчика 37 расположены в одной из труб 18, что гарантирует их расчетное температурное состояние и надежную работу.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе турбины 1 ее диск 3, охлаждаемый воздухом 29, имеет высокие запасы прочности и исключает перегрев диска турбины 3, обеспечивая высокую надежность турбины 1.
На конусную диафрагму 11 действует осевая газовая сила, вызванная избыточным давлением охлаждающего воздуха 29 в воздушной полости 14, однако это не приводит к значительным ее осевым перемещениям, так как диафрагма 11 телескопически установлена на множестве сопловых лопаток 6, имеющих значительную суммарную осевую жесткость.
В случае поломки системы подвода воздуха 29 температура в воздушной полости 14 повышается, что фиксируется датчиком 37 контроля температуры воздуха, и при достижении предельного уровня температуры газотурбинный двигатель вместе с турбиной 1 отключается, что предотвращает разрушение диска 3 турбины 1, повышая таким образом ее надежность.
Claims (1)
- Силовая турбина газотурбинного двигателя с трубами подвода охлаждающего воздуха, жестко закрепленными на наружном корпусе периферийными хвостовиками и телескопически связанными внутренними хвостовиками с внутренним корпусом, отличающаяся тем, что трубы размещены в полых стойках, установленных перед сопловыми лопатками по потоку газа в проточной части турбины, периферийный хвостовик трубы выполнен сферическим по наружной поверхности и зафиксирован передним и задним кольцами, выполненными сферическими по внутренним поверхностям, а внутренний цилиндрический хвостовик трубы телескопически установлен в сферической по наружному диаметру втулке, при этом в воздушной полости внутреннего корпуса установлен, по меньшей мере, один датчик контроля температуры охлаждающего воздуха с выводом проводников датчика через трубу.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004136411/06A RU2287073C2 (ru) | 2004-12-14 | 2004-12-14 | Силовая турбина газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004136411/06A RU2287073C2 (ru) | 2004-12-14 | 2004-12-14 | Силовая турбина газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004136411A RU2004136411A (ru) | 2006-05-20 |
RU2287073C2 true RU2287073C2 (ru) | 2006-11-10 |
Family
ID=36658246
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004136411/06A RU2287073C2 (ru) | 2004-12-14 | 2004-12-14 | Силовая турбина газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2287073C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2478801C2 (ru) * | 2007-12-14 | 2013-04-10 | Снекма | Герметизация полости ступицы выпускного картера в газотурбинном двигателе |
RU2638114C2 (ru) * | 2013-01-22 | 2017-12-11 | Сименс Энерджи, Инк. | Сборка турбины в турбинном двигателе |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113669160B (zh) * | 2021-08-06 | 2022-05-20 | 西北工业大学 | 一种水下航行器的涡轮机燃气喷水冷却装置 |
-
2004
- 2004-12-14 RU RU2004136411/06A patent/RU2287073C2/ru active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2478801C2 (ru) * | 2007-12-14 | 2013-04-10 | Снекма | Герметизация полости ступицы выпускного картера в газотурбинном двигателе |
RU2638114C2 (ru) * | 2013-01-22 | 2017-12-11 | Сименс Энерджи, Инк. | Сборка турбины в турбинном двигателе |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004136411A (ru) | 2006-05-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2230386B1 (en) | Compressor diffuser | |
ES2300544T3 (es) | Carcasa de descarga de compresor. | |
EP1574676B1 (en) | Turbine machine | |
US9845689B2 (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
US9810238B2 (en) | Turbocharger with turbine shroud | |
US20130219918A1 (en) | Buffer cooling system providing gas turbine engine architecture cooling | |
US11306658B2 (en) | Cooling system for a turbine engine | |
CN107849932B (zh) | 用于接头组件的顺应性挠曲内部防护罩 | |
JP2017150483A (ja) | アクティブhpc間隙制御 | |
US20170037782A1 (en) | Air mixing systems having mixing chambers for gas turbine engines | |
JP2016211559A (ja) | 取付組立体及び取付組立体を備えたガスタービンエンジン | |
EP2581664A1 (en) | Annular Flow Conditioning Member for Gas Turbomachine Combustor Assembly | |
US11060530B2 (en) | Compressor cooling in a gas turbine engine | |
US20160169002A1 (en) | Airfoil trailing edge tip cooling | |
CN107795342B (zh) | 用于涡轮机涡轮的中间壳体 | |
EP3196422B1 (en) | Exhaust frame | |
US10392965B2 (en) | Splitter nose of a low-pressure compressor of an axial turbomachine with annular deicing conduit | |
US20230220779A1 (en) | Recovered-cycle aircraft turbomachine | |
RU2287073C2 (ru) | Силовая турбина газотурбинного двигателя | |
JP5230590B2 (ja) | 排気タービン過給機の排気入口ケーシング | |
RU2506435C2 (ru) | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2396448C1 (ru) | Газотурбинная установка | |
EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
RU2496991C1 (ru) | Турбина двухконтурного 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 |