RU2355890C1 - Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина - Google Patents
Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2355890C1 RU2355890C1 RU2007144430/06A RU2007144430A RU2355890C1 RU 2355890 C1 RU2355890 C1 RU 2355890C1 RU 2007144430/06 A RU2007144430/06 A RU 2007144430/06A RU 2007144430 A RU2007144430 A RU 2007144430A RU 2355890 C1 RU2355890 C1 RU 2355890C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- uncooled
- root
- channels
- wing
- blade
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина включает охлаждаемую рабочую лопатку и рабочую лопатку с неохлаждаемым пером, расположенную ниже по потоку от охлаждаемой рабочей лопатки. Рабочая лопатка с неохлаждаемым пером выполнена с удлиненным хвостовиком, а также с передним и задним уплотнительными ребрами и замком. На боковых поверхностях хвостовика рабочей лопатки с неохлаждаемым пером выполнены элементы, интенсифицирующие охлаждение, например штырьки. Со стороны входной кромки лопатки с неохлаждаемым пером расположены уплотняющие пластины, выполненные с каналами подвода охлаждающего воздуха, соединенными на входе с воздушной полостью ротора, а на выходе - через каналы в передних по потоку уплотнительных ребрах хвостовика с воздушной полостью, образованной хвостовиками соседних лопаток. Воздушная полость через каналы в задних по потоку уплотнительных ребрах соединена с газовой полостью турбины. Каналы в передних и задних ребрах выполнены касательно к боковой поверхности хвостовика. Изобретение позволяет повысить надежность высокотемпературной газовой турбины за счет снижения температуры хвостовика и корневых сечений пера рабочих лопаток. 3 ил.
Description
Изобретение относится к многоступенчатым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна многоступенчатая газовая турбина, все рабочие лопатки которой выполнены неохлаждаемыми (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.137, рис.4.5 г.).
Недостатком такой конструкции является малая мощность газовой турбины из-за низкой температуры газа на входе в турбину, которая ограничена прочностью материала неохлаждаемых рабочих лопаток.
Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина, в которой рабочие лопатки I и II ступеней выполнены охлаждаемыми, а лопатки III ступени - неохлаждаемыми (Патент РФ №2167309, F01D 5/08, 2001 г.).
Недостатком конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры корневых сечений пера неохлаждаемой рабочей лопатки, что приводит к обрыву этой лопатки с дальнейшим разрушением многоступенчатой турбины.
Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение надежности высокотемпературной многоступенчатой газовой турбины путем интенсификации охлаждения хвостовика и корневых сечений пера неохлаждаемых рабочих лопаток.
Сущность технического решения заключается в том, что в высокотемпературной многоступенчатой газовой турбине, в которой за охлаждаемой рабочей лопаткой ниже по потоку расположена рабочая лопатка с неохлаждаемым пером, удлиненным хвостовиком с передним и задним уплотнительными ребрами и замком, согласно изобретению на боковых поверхностях хвостовика рабочей лопатки с неохлаждаемым пером выполнены элементы, интенсифицирующие охлаждение, например штырьки, а со стороны входной кромки расположены уплотняющие пластины, выполненные с каналами подвода охлаждающего воздуха, соединенными на входе с воздушной полостью ротора, а на выходе - через каналы в передних по потоку уплотнительных ребрах хвостовика с воздушной полостью, образованной хвостовиками соседних лопаток, которая через каналы в задних по потоку уплотнительных ребрах соединена с газовой полостью турбины, причем каналы в передних и задних ребрах выполнены касательно к боковой поверхности хвостовика.
При повышении температуры газа перед турбиной требуется охлаждение не только рабочих лопаток I и II ступени, но и последующей по потоку газа рабочей лопатки, которая вследствие расширения потока газа выполняют с высоким относительным удлинением пера. Выполнение такой лопатки с охлаждаемым пером является проблемным в основном из-за низкой механической прочности и жесткости керамического стержня большого относительного удлинения, который формирует воздушную полость пера лопатки при ее отливке.
Минимальные запасы прочности такой лопатки расположены в корневых сечениях ее пера, так как на них действует максимальная центробежная сила пера лопатки, а температура газа на входе в рабочую лопатку в случаях использования малоэмиссионной гомогенной камеры сгорания постоянна по радиусу.
Выполнение рабочей лопатки с неохлаждаемым пером и интенсивно охлаждаемым хвостовиком позволяет снизить температуру корневых сечений пера лопатки за счет отвода теплового потока в хвостовик, что повышает надежность лопатки с неохлаждаемым пером и снижает стоимость изготовления такой лопатки.
Размещение на боковых поверхностях хвостовика рабочей лопатки интенсификаторов охлаждения, например штырьков, позволяет повысить эффективность охлаждения хвостовика и тем самым уменьшить температуру корневых сечений пера лопатки с повышением ее надежности.
Расположение на хвостовике лопатки со стороны ее входной кромки уплотняющих пластин с каналами подвода охлаждающего воздуха, соединенными на входе с воздушной полостью ротора, а на выходе - через каналы в передних по потоку уплотнительных ребрах хвостовика с воздушной полостью, образованной хвостовиками соседних лопаток, позволяет защитить хвостовики лопаток от протекающих по проточной части турбины горячих газов и подвести охлаждающий воздух из воздушной полости ротора турбины в полость между хвостовиками соседних рабочих лопаток.
Соединение воздушной полости между хвостовиками рабочих лопаток каналами в задних по потоку уплотнительных ребрах хвостовика с газовой полостью турбины позволяет организовать выход охлаждающего воздуха с минимальными для газового потока в проточной части турбины гидравлическими потерями с одновременным охлаждением нижних полок расположенных ниже по потоку сопловых лопаток.
Выполнение каналов в передних и задних ребрах касательными к боковой поверхности хвостовика позволяет за счет более эффективного обдува интенсификаторов охлаждения и боковой поверхности хвостовика снизить температуру хвостовика и корневых сечений пера лопатки, что повышает надежность газовой турбины.
Заявляемая конструкция проиллюстрирована следующими чертежами.
На фиг.1 показан продольный разрез турбины заявляемой конструкции, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а фиг.3 представлено сечение А-А на фиг.2.
Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина 1 состоит из статора 2 и ротора 3 с охлаждаемыми рабочими лопатками 4 и 5 I и II ступеней соответственно, а также рабочей лопатки III ступени 6 с неохлаждаемым пером 7, имеющем корневое сечение 8. Лопатка 6 выполнена с елочным замком 9 и удлиненным хвостовиком 10, на боковых поверхностях 11 и 12 которого размещены интенсификаторы охлаждения - штырьки 13.
Со стороны входной кромки 14 лопатки 6 на хвостовике 10 размещены уплотняющие пластины 15, выполненные с каналами 16 подвода охлаждающего воздуха 17, соединенные на входе с воздушной полостью 18 ротора 3 турбины 1, а на выходе - через каналы 19 в передних по потоку газа 20 уплотнительных ребрах 21 хвостовика 10 с воздушной полостью 22, образованной хвостовиками 10 соседних лопаток. Полость 22 на выходе каналами 23 в задних ребрах 24 соединена с газовой полостью 25 перед расположенными ниже по потоку газа 20 нижними полками 26 сопловых лопаток 27. Входные в воздушную полость 22 каналы 20 и выходные каналы 23 в переднем 21 и в заднем 24 уплотнительных ребрах выполнены по касательной к боковым поверхностям 11 и 12 хвостовиков 10.
Устройство работает следующим образом.
При работе высокотемпературной многоступенчатой газовой турбины 1 температура газа 20 перед входной кромкой 14 рабочей лопатки III ступени 6 с неохлаждаемым пером 7 превышает допустимое для заданного ресурса значение, что может привести к поломке лопатки 6 в наиболее напряженном корневом сечении 8 пера 7. Однако этого не происходит, так как охлаждающий воздух 17, поступающий из воздушной полости 18 ротора 3 турбины 1 в воздушную полость 22 между хвостовиками 10 соседних лопаток 6, эффективно охлаждает с помощью штырьков-интенсификаторов 13 и каналов 19, касательных к боковым поверхностям 11 и 12 хвостовиков 10, снижает таким образом температуры хвостовика 10 и корневых сечений 8 пера 7 лопатки 6, что повышает надежность турбины 1.
Claims (1)
- Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина, в которой за охлаждаемой рабочей лопаткой ниже по потоку расположена рабочая лопатка с неохлаждаемым пером, удлиненным хвостовиком с передним и задним уплотнительными ребрами и замком, отличающаяся тем, что на боковых поверхностях хвостовика рабочей лопатки с неохлаждаемым пером выполнены элементы, интенсифицирующие охлаждение, например штырьки, а со стороны входной кромки расположены уплотняющие пластины, выполненные с каналами подвода охлаждающего воздуха, соединенными на входе с воздушной полостью ротора, а на выходе - через каналы в передних по потоку уплотнительных ребрах хвостовика с воздушной полостью, образованной хвостовиками соседних лопаток, которая через каналы в задних по потоку уплотнительных ребрах соединена с газовой полостью турбины, причем каналы в передних и задних ребрах выполнены касательно к боковой поверхности хвостовика.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007144430/06A RU2355890C1 (ru) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007144430/06A RU2355890C1 (ru) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2355890C1 true RU2355890C1 (ru) | 2009-05-20 |
Family
ID=41021764
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007144430/06A RU2355890C1 (ru) | 2007-11-29 | 2007-11-29 | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2355890C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534672C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ротор высокотемпературной турбины |
RU2536652C1 (ru) * | 2013-10-04 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины низкого давления |
RU2547351C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
RU2548226C2 (ru) * | 2010-12-09 | 2015-04-20 | Альстом Текнолоджи Лтд | Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа |
RU2650226C2 (ru) * | 2013-04-04 | 2018-04-11 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство для охлаждения хвостовой стороны полки элемента турбомашины |
-
2007
- 2007-11-29 RU RU2007144430/06A patent/RU2355890C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2547351C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
RU2548226C2 (ru) * | 2010-12-09 | 2015-04-20 | Альстом Текнолоджи Лтд | Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа |
RU2650226C2 (ru) * | 2013-04-04 | 2018-04-11 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство для охлаждения хвостовой стороны полки элемента турбомашины |
US10036255B2 (en) | 2013-04-04 | 2018-07-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Technique for cooling a root side of a platform of a turbomachine part |
RU2536652C1 (ru) * | 2013-10-04 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины низкого давления |
RU2534672C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ротор высокотемпературной турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8011881B1 (en) | Turbine vane with serpentine cooling | |
US8240975B1 (en) | Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling | |
US20140178207A1 (en) | Turbine blade | |
US9388700B2 (en) | Gas turbine engine airfoil cooling circuit | |
US8591190B2 (en) | Blade cooling | |
US8133024B1 (en) | Turbine blade with root corner cooling | |
WO2018182816A1 (en) | Turbine airfoil with thin trailing edge cooling circuit | |
JP2008121673A (ja) | 複合タービン冷却エンジン | |
JP2008121672A (ja) | 二重段間冷却エンジン | |
US8517684B2 (en) | Turbine blade with multiple impingement cooled passages | |
US20170211393A1 (en) | Gas turbine aerofoil trailing edge | |
US9810071B2 (en) | Internally cooled airfoil | |
US10704406B2 (en) | Turbomachine blade cooling structure and related methods | |
RU2355890C1 (ru) | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина | |
US20140193241A1 (en) | Internally coolable component for a gas turbine with at least one cooling duct | |
CA2861171A1 (en) | Internally cooled airfoil | |
EP2692987B1 (en) | Gas turbine | |
US9500093B2 (en) | Internally cooled airfoil | |
US8267658B1 (en) | Low cooling flow turbine rotor blade | |
US10107107B2 (en) | Gas turbine engine component with discharge slot having oval geometry | |
CN108779679B (zh) | 被冷却的涡轮叶片 | |
CA3010385A1 (en) | Shield for a turbine engine airfoil | |
EP2631431B1 (en) | Aerofoil cooling arrangement | |
JP6200160B2 (ja) | 移行ノズル燃焼システム | |
WO2018045033A1 (en) | Air cooled turbine rotor blade |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101130 |