RU2352791C1 - Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина - Google Patents
Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2352791C1 RU2352791C1 RU2007141672/06A RU2007141672A RU2352791C1 RU 2352791 C1 RU2352791 C1 RU 2352791C1 RU 2007141672/06 A RU2007141672/06 A RU 2007141672/06A RU 2007141672 A RU2007141672 A RU 2007141672A RU 2352791 C1 RU2352791 C1 RU 2352791C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- stage
- labyrinth
- gas turbine
- temperature gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина содержит охлаждаемые сопловые лопатки второй ступени, передний и задний промежуточные диски, расположенные в междисковой полости и образующие лабиринтное уплотнение с нижней полкой сопловой лопатки второй ступени. На входе сопловая лопатка второй ступени соединена с полостью высокого давления и включает сопло, которое выполнено на фланце лабиринта за одно целое с нижней полкой указанной лопатки, связано с внутренней полостью ее пера и расположено на входе в лабиринтное уплотнение. Отношение расстояния от среза сопла до наружной поверхности обода переднего промежуточного диска к диаметру сопла равно 0,5…3. Изобретение позволяет повысить надежность двухступенчатой высокотемпературной газовой турбины путем организации охлаждения ободов первого и второго промежуточных дисков. 2 ил.
Description
Изобретение относится к двухступенчатым высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена закрепленным на дисках первой и второй ступеней кольцом (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. М.: «Машиностроение», 1981 г., стр.137, рис.4.5).
Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за высокой температуры кольца, омываемого газовым потоком.
Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена передним и задним по потоку промежуточными дисками, лабиринтные гребешки на наружной поверхности обода которых образуют совместно с внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени лабиринтное уплотнение (Патент РФ №2151884, F01D 9/02, 2000 г.).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры промежуточных дисков, особенно обода переднего по потоку газа промежуточного диска, который контактирует с газовым потоком, вытекающим после первой рабочей лопатки.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности двухступенчатой высокотемпературной газовой турбины путем организации охлаждения ободов первого и второго промежуточных дисков.
Сущность изобретения заключается в том, что в двухступенчатой высокотемпературной газовой турбине, включающей охлаждаемые сопловые лопатки второй ступени, передний и задний промежуточные диски, расположенные в междисковой полости и образующие лабиринтное уплотнение с нижней полкой сопловой лопатки второй ступени, согласно изобретению на входе сопловая лопатка второй ступени соединена с полостью высокого давления и включает сопло, которое выполнено на фланце лабиринта за одно целое с нижней полкой указанной лопатки, связано с внутренней полостью ее пера и расположено на входе в лабиринтное уплотнение, причем L /d=0,5…3, где:
L - расстояние от среза сопла до наружной поверхности обода переднего промежуточного диска;
d - диаметр сопла.
Соединение полости высокого давления с сопловой лопаткой второй ступени, выполненной с соплом обдува обода переднего промежуточного диска, позволяет наиболее полно использовать давление и хладоресурс воздуха высокого давления и при минимальном его расходе организовать эффективное конвективное охлаждение пера сопловой лопатки второй ступени и эффективное струйное охлаждение обода переднего промежуточного диска, контактирующего с высокотемпературным газовым потоком.
Установка сопла на фланце лабиринта позволяет максимально приблизить сопло к охлаждаемой поверхности, а также выполнить сопло за одно целое с нижней полкой сопловой лопатки, что повышает ее надежность.
Размещение сопла на входе в лабиринтное уплотнение позволяет охладить не только переднюю часть обода переднего промежуточного диска, но и снизить температуру протекающего через лабиринтное уплотнение газа за счет частичного его смешения с воздухом, что позволяет снизить температуру гребешков лабиринтного уплотнения и обода заднего промежуточного диска.
При L/d<0,5 возможно снижение расхода охлаждающего воздуха через сопло за счет повышенного гидравлического сопротивления на выходе из сопла, а при L/d>3 будет снижаться эффективность охлаждения обода переднего промежуточного диска из-за смешения струи воздуха с потоком газа.
На фиг.1 показан продольный разрез двухступенчатой высокотемпературной газовой турбины; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина 1 включает статор 2 с сопловыми лопатками первой ступени 3 и сопловыми лопатками второй ступени 4, а также ротор 5 с рабочим колесом первой ступени 6 и рабочим колесом второй ступени 7, между которыми в междисковой полости 8 установлены передний по течению газа 9 промежуточный диск 10 и задний промежуточный диск 11.
На внешней поверхности 12 обода 13 переднего промежуточного диска 10 и обода 14 заднего промежуточного диска 11 выполнены лабиринтные гребешки 15, образующие совместно с сотовым фланцем 16 лабиринта, выполненным на нижней полке 17 сопловой лопатки второй ступени 4, лабиринтное уплотнение 18.
Воздушная полость высокого давления 19, расположенная с внешней стороны от сопловых лопаток первой ступени 3, на входе соединена с выходом компрессора (не показано), а на выходе - через полость 20 между корпусом 21 турбины 1 и разрезным кольцом первой ступени 22 и далее - через внутреннюю полость 23 в пере 24 сопловой лопатки второй ступени 4 - с соплом 25 обдува обода 13 переднего промежуточного диска 10. Сопло 25 закреплено на фланце 16 лабиринта, выполненном за одно целое с нижней полкой 17 лопатки 4 и с фланцем 16, и размещено на входе в лабиринтное уплотнение 18.
Междисковая полость 8 уплотнена от попадания в нее газа 9 из проточной части турбины 1 передним и задним по потоку газа 9 промежуточными дисками 10 и 11, на внешней поверхности которых выполнены уплотнительные гребешки 15, образующие совместно с фланцем 16 сопловой лопатки второй ступени 4 лабиринтное уплотнение 18.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе двухступенчатой высокотемпературной турбины 1 охлаждающий воздух из полости высокого давления 19 последовательно осуществляет интенсивное охлаждение внутренней полости 23 пера 24 сопловой лопатки второй ступени 4 и струйное охлаждение через сопло 25 внешней поверхности 12 обода 13 переднего промежуточного диска 10, что повышает надежность диска 10.
Одновременно снижается температура протекающего через лабиринтное уплотнение 18 газового потока 9 из-за смешения его с охлаждающим воздухом на входе в уплотнение 18, что также приводит к снижению температуры лабиринтных гребешков 15, обода 13 и обода 14 переднего 10 и заднего 11 промежуточных дисков, что также повышает надежность турбины 1.
Claims (1)
- Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина, включающая охлаждаемые сопловые лопатки второй ступени, передний и задний промежуточные диски, расположенные в междисковой полости и образующие лабиринтное уплотнение с нижней полкой сопловой лопатки второй ступени, отличающаяся тем, что на входе сопловая лопатка второй ступени соединена с полостью высокого давления и включает сопло, которое выполнено на фланце лабиринта за одно целое с нижней полкой указанной лопатки, связано с внутренней полостью ее пера и расположено на входе в лабиринтное уплотнение, причем L/d=0,5…3,
где L - расстояние от среза сопла до наружной поверхности обода переднего промежуточного диска;
d - диаметр сопла.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007141672/06A RU2352791C1 (ru) | 2007-11-09 | 2007-11-09 | Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007141672/06A RU2352791C1 (ru) | 2007-11-09 | 2007-11-09 | Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2352791C1 true RU2352791C1 (ru) | 2009-04-20 |
Family
ID=41017813
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007141672/06A RU2352791C1 (ru) | 2007-11-09 | 2007-11-09 | Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2352791C1 (ru) |
-
2007
- 2007-11-09 RU RU2007141672/06A patent/RU2352791C1/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
CA2688099C (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
JP4995368B2 (ja) | 内部冷却式動翼先端シュラウド | |
JP5436594B2 (ja) | 中間冷却タービンエンジン | |
US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
US20090324400A1 (en) | Strut for a gas turbine engine | |
JP5856711B2 (ja) | 航空機エンジン駆動軸収容室アセンブリ及び航空機エンジン駆動軸収容室アセンブリを組み付ける方法 | |
US20170298742A1 (en) | Turbine engine airfoil bleed pumping | |
RU2459967C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
JP2019007478A (ja) | ロータブレード先端部 | |
RU2369747C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
RU2465466C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
RU2263809C2 (ru) | Многоступенчатая газовая турбина | |
RU2352791C1 (ru) | Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина | |
RU2323359C1 (ru) | Система охлаждения газовой турбины турбореактивного двухконтурного двигателя с дополнительным сжатием воздуха в малогабаритном вентиляторе | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
US10612389B2 (en) | Engine component with porous section | |
RU2728550C1 (ru) | Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя | |
RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2518766C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2536652C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления | |
RU2347914C1 (ru) | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
CN114607468B (zh) | 冷却气供给结构、冷却方法、涡轮以及燃气涡轮发动机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101110 |