RU2369747C1 - High-temperature two-stage gas turbine - Google Patents
High-temperature two-stage gas turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2369747C1 RU2369747C1 RU2008104761/06A RU2008104761A RU2369747C1 RU 2369747 C1 RU2369747 C1 RU 2369747C1 RU 2008104761/06 A RU2008104761/06 A RU 2008104761/06A RU 2008104761 A RU2008104761 A RU 2008104761A RU 2369747 C1 RU2369747 C1 RU 2369747C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- rear intermediate
- axial channels
- rim
- temperature
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применений.The invention relates to high temperature gas turbines of gas turbine engines for aviation and ground applications.
Известна высокотемпературная газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа с помощью конической диафрагмы, установленной на радиальных штифтах (С.А.Вьюнов. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, Москва, «Машиностроение», 1981, стр.137, рис.4.5а).A high-temperature gas turbine is known, the inter-disk cavity of which is sealed against gas ingress with the help of a conical diaphragm mounted on radial pins (S. A. Vyunov. Design and Design of Aviation Gas-Turbine Engines, Moscow, “Mashinostroyenie”, 1981, p. 137, fig. 4.5a).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры конической диафрагмы.The disadvantage of this design is its low reliability due to the increased temperature of the conical diaphragm.
Наиболее близкой по конструкции к заявляемой является высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина, междисковая полость в которой уплотнена от попадания газа передним и задним по потоку промежуточными дисками, причем в полотне заднего промежуточного диска выполнены отверстия, соединяющие воздушную полость между передним и задним промежуточными дисками с воздушной полостью между задним промежуточным диском и диском второй ступени турбины (Патент РФ №2193091, F01D 5/06, 2002 г.).Closest in design to the claimed one is a high-temperature two-stage gas turbine, the interdisk cavity in which is sealed against gas ingress by the front and rear downstream intermediate disks, and holes are made in the rear intermediate disk web that connect the air cavity between the front and rear intermediate disks with the air cavity between rear intermediate disk and the disk of the second stage of the turbine (RF Patent No. 2193091, F01D 5/06, 2002).
Недостатком известной конструкции является низкая надежность из-за повышенной температуры заднего промежуточного диска как результат недостаточного конвективного охлаждения, а также рабочей лопатки второй ступени турбины как результат малого расхода охлаждающего воздуха вследствие повышенных гидравлических потерь в системе подвода воздуха на ее охлаждение.A disadvantage of the known design is low reliability due to the increased temperature of the rear intermediate disk as a result of insufficient convective cooling, as well as the rotor blades of the second stage of the turbine as a result of low cooling air flow due to increased hydraulic losses in the air supply system for its cooling.
Технической задачей, решаемой изобретением, является повышение надежности турбины за счет интенсификации охлаждения заднего промежуточного диска и рабочей лопатки второй ступени.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the turbine due to the intensification of cooling of the rear intermediate disk and the working blades of the second stage.
Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной двухступенчатой газовой турбине с охлаждаемыми рабочими лопатками второй ступени, в междисковой полости которой размещены передний и задний по потоку промежуточные диски, согласно изобретению в переходной криволинейной части обода заднего промежуточного диска выполнены осевые каналы, соединяющие воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, при этом количество осевых каналов равно двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, a F1/F2=1,5-3, гдеThe essence of the invention lies in the fact that in the high-temperature two-stage gas turbine with cooled working blades of the second stage, in the inter-disk cavity of which the front and rear intermediate disks are located, according to the invention, axial channels are made in the transition curved part of the rim of the rear intermediate disk connecting the air cavity between intermediate disks with a cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage, while the number of axial channels is equal to double the number of working blades of the second stage, a F 1 / F 2 = 1,5-3, where
F1 - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска;F 1 - the passage area of the axial channels of the rim of the rear intermediate disk;
F2 - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени.F 2 - the passage area of the cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage.
Выполнение переходной криволинейной части заднего промежуточного диска с осевыми каналами, соединяющими воздушную полость между промежуточными дисками с полостью подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени, позволяет пропустить основную часть воздуха, поступающего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени, через осевые каналы в ободе заднего промежуточного диска, что позволяет снизить температуру обода за счет интенсивного конвективного охлаждения и повысить надежность турбины.The transition curved part of the rear intermediate disk with axial channels connecting the air cavity between the intermediate disks with the cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage, allows the main part of the air to cool the working blade of the second stage to pass through the axial channels in the rim of the rear intermediate disk , which allows to reduce the temperature of the rim due to intensive convective cooling and increase the reliability of the turbine.
Выполнение осевых каналов в переходной криволинейной части обода позволяет максимально приблизить указанные осевые каналы к внешней поверхности обода, омываемой газом, что улучшает охлаждение обода заднего промежуточного диска.The execution of the axial channels in the transitional curved part of the rim allows you to maximally approximate these axial channels to the outer surface of the rim, washed by gas, which improves cooling of the rim of the rear intermediate disk.
Существенным признаком является равенство числа осевых каналов в ободе заднего промежуточного диска двойному количеству рабочих лопаток второй ступени, что обеспечивает более равномерное по окружности обода охлаждение и повышает надежность турбины. В этом случае все рабочие лопатки второй ступени будут находиться в одинаковых условиях по давлению и температуре охлаждающего воздуха на входе.An essential feature is the equality of the number of axial channels in the rim of the rear intermediate disk to the double number of working blades of the second stage, which provides more uniform cooling around the rim of the rim and increases the reliability of the turbine. In this case, all the working blades of the second stage will be in the same conditions for the pressure and temperature of the cooling air at the inlet.
Охлаждающий воздух, протекающий в воздушной полости между передним и задним промежуточными дисками, имеет значительно более низкую по сравнению с ободом окружную скорость, а для обеспечения минимальных гидравлических потерь охлаждающего воздуха на входе в осевые отверстия проходная площадь должна быть выполнена увеличенной, т.e. F1/F2=1,5-3.The cooling air flowing in the air cavity between the front and rear intermediate disks has a significantly lower peripheral speed compared to the rim, and in order to ensure minimum hydraulic losses of cooling air at the entrance to the axial openings, the passage area must be increased, i.e. F 1 / F 2 = 1.5-3.
При F1/F2<1,5 увеличиваются гидравлические потери охлаждающего воздуха на входе в осевые каналы, что приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха через вторую рабочую лопатку, ее перегреву и поломке.When F 1 / F 2 <1.5, the hydraulic losses of cooling air at the inlet to the axial channels increase, which leads to a decrease in the flow of cooling air through the second working blade, its overheating and breakage.
При F1/F2>3 излишне увеличиваются размеры и вес обода заднего промежуточного диска, в котором размещены осевые каналы.When F 1 / F 2 > 3, the size and weight of the rim of the rear intermediate disk, in which the axial channels are located, unnecessarily increase.
Изобретение проиллюстрировано следующими фигурами.The invention is illustrated by the following figures.
На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной двухступенчатой газовой турбины заявляемой конструкции. На фиг.2 представлен элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 - сечение А-А на фиг.1.Figure 1 shows a longitudinal section of a high-temperature two-stage gas turbine of the claimed design. In Fig.2 presents an element I in Fig.1 in an enlarged view, and in Fig.3 - section aa in Fig.1.
Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина 1 включает ротор 2, на котором установлены диски первой ступени 3 и второй ступени 4 с рабочими лопатками первой ступени 5 и второй ступени 6, соответственно, а также статор 7 с сопловыми лопатками второй ступени 8.The high-temperature two-stage gas turbine 1 includes a rotor 2, on which disks of the first stage 3 and second stage 4 are mounted with working blades of the first stage 5 and second stage 6, respectively, as well as a stator 7 with nozzle blades of the second stage 8.
Междисковая полость 9 ротора 2 уплотнена с помощью переднего 10 и заднего 11 по потоку газа 12 промежуточных дисков, на внешней поверхности 13 которых выполнены уплотнительные гребешки 14, образующие совместно с фланцем 15 сопловой лопатки 8 лабиринтное уплотнение 16.The interdisc space 9 of the rotor 2 is sealed with a front 10 and a rear 11 gas stream 12 intermediate disks, on the
Воздушная полость 17 между диском первой ступени 3 и передним промежуточным диском 10 на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора (не показана), а на выходе - через отверстия 18 в полотне 19 переднего промежуточного диска 10, осевые отверстия 20 в ободе 21 заднего промежуточного диска 11 и полости 22 подвода воздуха на рабочую лопатку второй ступени 6 в диске второй ступени 4 - с воздушной полостью 23 рабочей лопатки второй ступени 6.The air cavity 17 between the disk of the first stage 3 and the front intermediate disk 10 at the inlet is connected to the intermediate stage of the compressor (not shown), and at the exit through the holes 18 in the web 19 of the front intermediate disk 10, the
На входе осевые каналы 20 выполнены в переходной криволинейной части 24 полотна 25 заднего промежуточного диска 11 к его ободу 21, что позволяет максимально приблизить каналы 20 к внешней поверхности 13 и к уплотнительным гребешкам 14, что улучшает их охлаждение.At the entrance, the
Количество каналов 20 в 2 раза больше количества рабочих лопаток второй ступени 6, что позволяет минимизировать шаг в окружном направлении между каналами 20, улучшая охлаждение обода 21 и снижая окружную неравномерность температурного поля обода 21.The number of
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
При работе высокотемпературной двухступенчатой турбины 1 поток газа 12, протекающий через сопловые лопатки второй ступени 8, частично перетекает через лабиринтное уплотнение 16, вызывая интенсивный нагрев уплотнительных гребешков 14 и внешней поверхности 13 заднего промежуточного диска 11, что может привести к его перегреву и поломке. Однако перегрева не происходит, так как основная часть охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение рабочей лопатки второй ступени 6, протекает по осевым каналам 20 в ободе 21 промежуточного диска 11, интенсивно его охлаждая, что ведет к снижению температуры гребешков 14 и внешней поверхности 13 с соответствующим повышением надежности турбины 1.During the operation of a high-temperature two-stage turbine 1, the gas stream 12 flowing through the nozzle blades of the second stage 8 partially flows through the
Claims (1)
где F1 - проходная площадь осевых каналов обода заднего промежуточного диска,
F2 - проходная площадь полости подвода воздуха к охлаждаемой рабочей лопатке второй ступени. A high-temperature two-stage gas turbine with cooled rotor blades of the second stage, in the interdisc space of which the front and rear intermediate disks are located, characterized in that in the transition curved part of the rim of the rear intermediate disk there are axial channels connecting the air cavity between the intermediate disks with the air supply cavity to the cooled working blade of the second stage, while the number of axial channels is equal to twice the number of working blades of the second stage, a F 1 / F 2 = 1.5-3,
where F 1 - the passage area of the axial channels of the rim of the rear intermediate disk,
F 2 - the passage area of the cavity for supplying air to the cooled working blade of the second stage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008104761/06A RU2369747C1 (en) | 2008-02-07 | 2008-02-07 | High-temperature two-stage gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008104761/06A RU2369747C1 (en) | 2008-02-07 | 2008-02-07 | High-temperature two-stage gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2369747C1 true RU2369747C1 (en) | 2009-10-10 |
Family
ID=41260961
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008104761/06A RU2369747C1 (en) | 2008-02-07 | 2008-02-07 | High-temperature two-stage gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2369747C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2525371C1 (en) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High temperature gas turbine |
| RU2575260C2 (en) * | 2010-07-15 | 2016-02-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Nozzle blade with cooled platform for gas turbine |
| RU2605165C2 (en) * | 2011-12-30 | 2016-12-20 | Дженерал Электрик Компани | Turbine blade platform cooling device and method of said cooling device making |
| RU2605866C2 (en) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Platform cooling device and internal combustion turbine engine |
| RU2605791C2 (en) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Platform cooling device intended for turbine rotary blade and its manufacturing method |
| RU2636645C2 (en) * | 2012-03-01 | 2017-11-24 | Дженерал Электрик Компани | Pressure turbine blade (versions) and method of cooling turbine pressure blade platform |
| US9856747B2 (en) | 2010-07-15 | 2018-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Nozzle guide vane with cooled platform for a gas turbine |
-
2008
- 2008-02-07 RU RU2008104761/06A patent/RU2369747C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2575260C2 (en) * | 2010-07-15 | 2016-02-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Nozzle blade with cooled platform for gas turbine |
| US9856747B2 (en) | 2010-07-15 | 2018-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Nozzle guide vane with cooled platform for a gas turbine |
| RU2605165C2 (en) * | 2011-12-30 | 2016-12-20 | Дженерал Электрик Компани | Turbine blade platform cooling device and method of said cooling device making |
| RU2605866C2 (en) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Platform cooling device and internal combustion turbine engine |
| RU2605791C2 (en) * | 2011-12-30 | 2016-12-27 | Дженерал Электрик Компани | Platform cooling device intended for turbine rotary blade and its manufacturing method |
| RU2636645C2 (en) * | 2012-03-01 | 2017-11-24 | Дженерал Электрик Компани | Pressure turbine blade (versions) and method of cooling turbine pressure blade platform |
| RU2525371C1 (en) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High temperature gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2369747C1 (en) | High-temperature two-stage gas turbine | |
| JP5460294B2 (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling system | |
| US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
| JP4929217B2 (en) | Gas turbine, gas turbine intermediate shaft, and gas turbine compressor cooling method | |
| US20070253815A1 (en) | Cooled gas turbine aerofoil | |
| JP2011512479A (en) | Impeller and turbocharger | |
| US9845689B2 (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
| US8573925B2 (en) | Cooled component for a gas turbine engine | |
| US9605551B2 (en) | Axial seal in a casing structure for a fluid flow machine | |
| KR20080057183A (en) | Bullnose seal turbine stage | |
| US10415395B2 (en) | Method for cooling a gas turbine and gas turbine for conducting said method | |
| US20180142564A1 (en) | Combined turbine nozzle and shroud deflection limiter | |
| CN114635796B (en) | Aeroengine bleed air cooling system and aeroengine | |
| RU2355890C1 (en) | High-temperature multi-stage gas turbine | |
| US20030082050A1 (en) | Device for sealing turbomachines | |
| EP3536933B1 (en) | Ring segment and gas turbine | |
| US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
| JP2014066247A (en) | Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in rotary flow machine | |
| US9657592B2 (en) | Cooling device for a jet engine | |
| RU2550224C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2369749C1 (en) | Two-stage turbine of has turbine engine | |
| RU2443882C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2352789C1 (en) | High-temperature turbine of gas turbine engine | |
| CN208486916U (en) | Blade and gas turbine for gas turbines | |
| US10508548B2 (en) | Turbine engine with a platform cooling circuit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110208 |