RU2387846C1 - Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end - Google Patents
Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2387846C1 RU2387846C1 RU2008142823/06A RU2008142823A RU2387846C1 RU 2387846 C1 RU2387846 C1 RU 2387846C1 RU 2008142823/06 A RU2008142823/06 A RU 2008142823/06A RU 2008142823 A RU2008142823 A RU 2008142823A RU 2387846 C1 RU2387846 C1 RU 2387846C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- cavity
- cooling
- additional
- impeller
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Именно на авиационных двигателях требуется широкий диапазон регулирования по мощности, по оборотам и уровню температуры перед турбиной. Следует иметь в виду и еще одно обстоятельство, что на этих типах двигателей максимальный режим работы двигателя по мощности кратковременный, а крейсерские режимы - долговременные в жизненном цикле двигателя.The invention relates to high temperature turbines of gas turbine engines, and in particular to methods and systems for cooling rotor blades of aircraft engine turbines. It is on aircraft engines that a wide range of regulation is required in terms of power, speed and temperature in front of the turbine. It should be borne in mind one more circumstance that on these types of engines the maximum engine operation mode is short-term in terms of power, and cruising modes are long-term in the engine's life cycle.
Наиболее близким изобретением к предлагаемому является способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации по патенту РФ №2196239, МПК F02C 7/12, опубл. 10.01.2003 г.The closest invention to the proposed is a method of cooling the working blades of a turbine of a double-circuit gas turbine engine and a device for its implementation according to the patent of the Russian Federation No. 2196239, IPC F02C 7/12, publ. 01/10/2003
Способ охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2196239 включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование его расхода.The method of cooling the working blades of a high pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine according to RF patent No. 2196239 includes the selection of cooling air from the air cavity of the combustion chamber, its transportation through an air-air heat exchanger installed in the air path of the second circuit, into the swirling apparatus, and the subsequent supply of cooling air to the internal the cavity of the working blades through the air channels in the impeller of the turbine and the regulation of its flow.
Устройство для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя по патенту РФ №2196239 содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки статора и воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с внутренними полостями рабочих лопаток.A device for cooling a working blade of a turbine of a double-circuit gas turbine engine according to RF patent No. 2196239 contains a sequentially installed air-air heat exchanger located in the second circuit, connected with its inlet to the air cavity of the combustion chamber, and the outlet with an air manifold with control valves in it, a multi-channel duct passing through the internal cavity of the nozzle blades, the stator swirl apparatus and the air channels in the impeller connected to the internal cavities of the working blades OK.
В решении по патенту РФ №2196239 для получения приемлемой экономичности двигателя во всем диапазоне работы максимальный расход воздуха подают на максимальных режимах, а на крейсерских режимах потребный расход охлаждающего воздуха снижают с помощью управляющих клапанов, установленных на коллекторе после теплообменника. При этом наиболее опасной с точки зрения охлаждения рабочей лопатки остается зона ее входной кромки, поэтому расход охлаждающего воздуха уменьшают до гарантированного уровня, обеспечивающего надежное охлаждение входной кромки по всем режимам работы двигателя. При этом более «холодные» зоны поверхности лопатки получают «избыток» охлаждающего воздуха по сравнению с оптимальным расходом охлаждающего воздуха для этих режимов двигателя, что ухудшает экономичность работы газотурбинного двигателя. Поэтому для высокотемпературных турбин на крейсерских режимах приходится мириться с излишним охлаждением средней и выходной частей пера рабочих лопаток, что снижает ее экономичность. С другой стороны, повышение рабочей температуры газа перед турбиной необходимо для получения приличных значений КПД на турбине.In the decision according to the patent of the Russian Federation No. 2196239, in order to obtain acceptable engine efficiency in the entire operating range, the maximum air flow rate is supplied at maximum modes, and in cruising modes, the required cooling air flow rate is reduced by means of control valves installed on the manifold after the heat exchanger. In this case, the zone of its inlet edge remains the most dangerous from the point of view of cooling the working blade, therefore, the flow rate of cooling air is reduced to a guaranteed level, which ensures reliable cooling of the inlet edge in all engine operating modes. Moreover, the “cooler” areas of the blade surface receive an “excess” of cooling air compared to the optimal cooling air flow for these engine modes, which impairs the efficiency of the gas turbine engine. Therefore, for high-temperature turbines in cruise modes, it is necessary to put up with excessive cooling of the middle and output parts of the feather of the working blades, which reduces its efficiency. On the other hand, an increase in the operating temperature of the gas in front of the turbine is necessary to obtain decent values of efficiency on the turbine.
Задачей изобретения является повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации расхода охлаждающего воздуха в разных зонах рабочих лопаток турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя.The objective of the invention is to increase the efficiency of gas turbine engines with high temperature turbines by optimizing the flow of cooling air in different areas of the working blades of high pressure turbines in the entire range of the multimode engine while maintaining a satisfactory temperature state of the cooled blades, that is, while maintaining the reliability and service life of the engine.
Указанная задача достигается тем, что в способе охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающем отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку через воздухо-воздушный теплообменник, установленный в воздушном тракте второго контура, в аппарат закрутки, последующий подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости рабочих лопаток через воздушные каналы в рабочем колесе турбины и регулирование его расхода, внутреннюю полость каждой рабочей лопатки, расположенную у входной кромки, отделяют от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованную полость сообщают перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и подают в нее охлаждающий воздух из воздушной полости камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.This problem is achieved by the fact that in the method of cooling the working blades of a turbine of a double-circuit gas turbine engine, which includes taking cooling air from the air cavity of the combustion chamber, transporting it through an air-air heat exchanger installed in the air path of the second circuit to a swirling apparatus, and then supplying cooling air to the internal cavities of the blades through the air channels in the impeller of the turbine and the regulation of its flow rate, the internal cavity of each blades, located at the inlet edge, is separated from the rest of the cavity by a partition directed along the inlet edge, the formed cavity is informed by perforations in the wall with the turbine flow part and cooling air is supplied to it from the air cavity of the combustion chamber through an additional stator swirl and through additional air channels in the working the wheel.
Кроме того:Besides:
а) подвод охлаждающего воздуха в воздушные каналы рабочего колеса могут осуществлять через безлопаточный диффузор рабочего колеса,a) the supply of cooling air into the air channels of the impeller can be carried out through the bladeless diffuser of the impeller,
б) полость за дополнительным аппаратом закрутки статора могут отделять от полости на входе в безлопаточный диффузор рабочего колеса подвижным уплотнением, например лабиринтным;b) the cavity behind the additional stator spinning device can be separated from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser of the impeller by a movable seal, for example, a labyrinth;
в) полость за дополнительным аппаратом закрутки статора могут отделять от проточной части турбины подвижным уплотнением, например лабиринтным;c) the cavity behind the additional stator spinning apparatus can be separated from the turbine flow part by a movable seal, for example, a labyrinth seal;
г) подвод охлаждающего воздуха в дополнительные воздушные каналы рабочего колеса могут осуществлять через дополнительный безлопаточный диффузор рабочего колеса;d) the supply of cooling air to the additional air channels of the impeller can be carried out through an additional bladeless diffuser of the impeller;
д) расход охлаждающего воздуха в дополнительные воздушные каналы рабочего колеса могут изменять в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя.d) the flow rate of cooling air into the additional air channels of the impeller may vary depending on the operating mode of the gas turbine engine.
Указанная задача достигается и тем, что в устройстве для охлаждения рабочей лопатки турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащем последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, размещенный во втором контуре, соединенный своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом - с воздушным коллектором с управляющими клапанами в нем, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, аппарат закрутки статора и воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с внутренними полостями рабочих лопаток, на рабочем колесе между его воздушными каналами и аппаратом закрутки статора размещен безлопаточный диффузор, внутренняя полость каждой рабочей лопатки, расположенная у входной кромки, отделена от остальной полости перегородкой, направленной вдоль входной кромки, образованная полость сообщена перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и соединена с воздушной полостью камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.This problem is also achieved by the fact that in the device for cooling the turbine blade of a turbofan gas turbine engine containing a sequentially installed air-air heat exchanger located in the second circuit, connected by its inlet to the air cavity of the combustion chamber, and the outlet - with an air manifold with control valves in it, a multi-channel duct passing through the internal cavity of the nozzle blades, the stator swirl apparatus and the air channels in the impeller connected to the internal cavities of the working blades, on the impeller between its air channels and the stator spinning apparatus there is a bezel-less diffuser, the inner cavity of each working blade located at the inlet edge is separated from the rest of the cavity by a partition directed along the inlet edge, the formed cavity is communicated by perforations in the wall with the flow part of the turbine and is connected to the air cavity of the combustion chamber through an additional stator spin device and through additional air channels in the impeller e.
Кроме того, возможно, что:In addition, it is possible that:
а) на рабочем колесе между его воздушными каналами и аппаратом закрутки статора размещен безлопаточный диффузор;a) a bladeless diffuser is placed on the impeller between its air channels and the stator spinning device;
б) на рабочем колесе между его дополнительными воздушными каналами и дополнительным аппаратом закрутки статора размещен дополнительный безлопаточный диффузор;b) on the impeller between its additional air channels and an additional stator spinning device, an additional bezelless diffuser is placed;
в) полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор рабочего колеса подвижным уплотнением;c) the cavity at the outlet of the additional spin apparatus is separated from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser of the impeller by a movable seal;
г) полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки отделена от проточной части турбины лабиринтным уплотнением;d) the cavity at the outlet of the additional spin apparatus is separated from the turbine flow part by a labyrinth seal;
д) перед дополнительным аппаратом закрутки установлен дополнительный управляющий клапан.e) an additional control valve is installed in front of the additional swirling device.
Разделение внутренней полости каждой рабочей лопатки перегородкой, направленной вдоль входной кромки, на полость, расположенную у входной кромки, и на остальную внутреннюю полость рабочей лопатки позволяет гидравлически разделить эти полости между собой, а, подавая в образованную у входной кромки полость охлаждающий воздух напрямую из воздушной полости камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе, получаем возможность дифференцированного зонального независимого друг от друга подвода охлаждающего воздуха с различными входными параметрами по давлению, температуре и расходу к зоне входной кромки и к ее остальной части.Separation of the internal cavity of each working blade by a partition directed along the inlet edge into a cavity located at the inlet edge and into the rest of the internal cavity of the working blade allows these cavities to be hydraulically separated, and, by supplying cooling air directly from the air into the cavity formed at the inlet edge cavity of the combustion chamber through an additional stator spin apparatus and through additional air channels in the impeller, we obtain the possibility of differentiated zonal independence th apart cooling air with different input parameters of pressure, temperature and flow to the area of the leading edge and to its remaining part.
Сообщение образованной у входной кромки полости перфорационными отверстиями в стенке с проточной частью турбины и подачей в нее охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания через дополнительный аппарат закрутки статора и через дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе позволяет работать такой турбине с высокими температурами газа, омывающего рабочую лопатку, то есть быть такой турбине высокотемпературной.The communication of the cavity formed at the entrance edge of the cavity with perforations in the wall with the turbine flow part and supplying cooling air to it from the combustion chamber air cavity through an additional stator swirl and through additional air channels in the impeller allows such a turbine to work with high temperatures of the gas washing the blade , that is, to be such a high-temperature turbine.
Подвод охлаждающего воздуха в воздушные каналы рабочего колеса через безлопаточный диффузор рабочего колеса позволяет повысить давление на входе в среднюю и заднюю части внутренней полости лопатки (остальную часть), что повышает перепад давления между давлением воздуха в этой части полости и проточной частью турбины, за счет этого удается поднять скорость охлаждающего воздуха, а значит, улучшить ее охлаждение.The supply of cooling air to the air channels of the impeller through the bladeless diffuser of the impeller allows increasing the pressure at the inlet to the middle and rear parts of the inner cavity of the blade (the rest), which increases the pressure drop between the air pressure in this part of the cavity and the flow part of the turbine, due to this it is possible to increase the speed of cooling air, which means to improve its cooling.
Изменение расхода охлаждающего воздуха по режимам работы двигателя в полости лопатки у входной кромки предполагается минимальным и определяется это, с одной стороны, высоким уровнем окружающего поверхность лопатки давления и температуры, т.е. высокими тепловыми потоками, а, с другой стороны, невозможным «глубоким» отключением воздуха из-за вероятности подсоса газа внутрь лопатки.The change in the cooling air flow according to the engine operating modes in the blade cavity at the inlet edge is assumed to be minimal and this is determined, on the one hand, by the high level of pressure and temperature surrounding the blade surface, i.e. high heat fluxes, and, on the other hand, the impossible "deep" shutdown of air due to the likelihood of gas leaking into the scapula.
Экономичность турбины обеспечивается изменением расхода охлаждающего воздуха, подаваемого в остальную полость лопатки, в зависимости от режима работы двигателя. При уменьшении оборотов (мощности) двигателя, с одновременным уменьшением температуры перед турбиной, эти участки можно охлаждать значительно меньшим расходом воздуха из-за более низкого давления и температуры газа, окружающего перо лопатки, и более высоким уровнем давления воздуха внутри лопатки. Это экономит охлаждающий воздух. Сэкономленный воздух как бы возвращается в камеру сгорания двигателя, что при постоянной мощности двигателя приводит к снижению потребной температуры газа перед турбиной, улучшая тем самым температурное состояние элементов горячего тракта двигателя - камеры сгорания, сопловых лопаток, корпусов турбины и выхлопной системы. Одновременно это действие приводит к уменьшению удельного расхода топлива.The efficiency of the turbine is provided by changing the flow rate of cooling air supplied to the remaining cavity of the blade, depending on the engine operating mode. With a decrease in engine speed (power), while reducing the temperature in front of the turbine, these sections can be cooled with significantly lower air flow due to lower pressure and temperature of the gas surrounding the blade feather, and a higher level of air pressure inside the blade. This saves cooling air. The saved air, as it were, is returned to the engine’s combustion chamber, which at a constant engine power leads to a decrease in the required gas temperature in front of the turbine, thereby improving the temperature state of the elements of the engine’s hot path - the combustion chamber, nozzle blades, turbine bodies and the exhaust system. At the same time, this action leads to a decrease in specific fuel consumption.
Дифференцированный зональный подвод охлаждающего воздуха к охлаждаемой лопатке позволяет уменьшить количество охлаждающего воздуха, подаваемого на турбину, по сравнению с прототипом при одновременном сохранении или улучшении температурного состояния элементов газового тракта двигателя.Differential zonal supply of cooling air to the cooled blade allows to reduce the amount of cooling air supplied to the turbine, compared with the prototype while maintaining or improving the temperature state of the elements of the gas path of the engine.
Отделение полости за дополнительным аппаратом закрутки статора от полости на входе в безлопаточный диффузор рабочего колеса подвижным уплотнением позволяет более четко разделить подводы охлаждающих воздухов во внутреннюю полость, примыкающую к входной кромке, и в остальную полость каждой лопатки. Это желательно делать, так как параметры охлаждающих воздухов здесь различны.The separation of the cavity behind the additional stator swirling device from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser of the impeller with a movable seal makes it possible to more clearly separate the cooling air inlets into the internal cavity adjacent to the inlet edge and into the remaining cavity of each blade. It is advisable to do this, since the parameters of the cooling air are different here.
Отделение полости за дополнительным аппаратом закрутки статора от проточной части турбины подвижным уплотнением диктуется необходимостью повышения давления охлаждающего воздуха, поступающего в наиболее теплонапряженную зону рабочей лопатки, и уменьшения его утечек.The separation of the cavity behind the additional stator swirling device from the turbine flow part with a movable seal is dictated by the need to increase the pressure of cooling air entering the most heat-stressed zone of the working blade and to reduce its leakage.
Подвод охлаждающего воздуха в дополнительные воздушные каналы рабочего колеса через дополнительный безлопаточный диффузор позволяет поднять давление внутри полости, примыкающей к входной кромке, и использовать его для получения более высоких скоростей в тракте охлаждения лопатки и понизить ее температуру или при той же температуре уменьшить расход охлаждающего воздуха, т.е. дополнительно улучшить экономичность двигателя.The supply of cooling air to the additional air channels of the impeller through an additional bezel-less diffuser allows you to increase the pressure inside the cavity adjacent to the inlet edge and use it to obtain higher speeds in the cooling path of the blade and lower its temperature or reduce the flow of cooling air at the same temperature, those. further improve engine efficiency.
Изменение расхода охлаждающего воздуха в дополнительные воздушные каналы рабочего колеса в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя позволяет улучшить экономичность работы двигателя. Однако для высокотемпературных турбин такое решение ограничено довольно узкими рамками.Changing the flow of cooling air into the additional air channels of the impeller, depending on the operating mode of the gas turbine engine, can improve the efficiency of the engine. However, for high-temperature turbines, such a solution is limited by rather narrow frames.
На чертеже представлен пример конкретного выполнения устройства для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя, позволяющего реализовать предложенный способ.The drawing shows an example of a specific implementation of the device for cooling the working blades of a high pressure turbine of a dual-circuit gas turbine engine, which allows to implement the proposed method.
Устройство охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления двухконтурного газотурбинного двигателя содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник 1, размещенный во втором контуре 2, соединенный своим входом 3 с воздушной полостью 4 камеры сгорания 5 (зона вторичного воздуха камеры сгорания), а выходом 6 - с воздушным коллектором 7 с управляющими клапанами 8 в нем, многоканальный воздуховод 9, проходящий через внутренние полости 10 сопловых лопаток 11, аппарат закрутки 12 статора 13 и воздушные каналы 14 в рабочем колесе 15, соединенные с внутренними полостями 16 рабочих лопаток 17. На рабочем колесе 15 между его воздушными каналами 14 и аппаратом закрутки 12 статора 13 размещен безлопаточный диффузор 18. Внутренняя полость 19 рабочей лопатки 17, расположенная у входной кромки 20, отделена от остальной полости 16 перегородкой 21, направленной вдоль входной кромки 20. Полость 19 сообщена перфорационными отверстиями 22 в стенке 23 с проточной частью турбины 24 и напрямую соединена с воздушной полостью 4 камеры сгорания 5 через дополнительный аппарат закрутки 25 статора 13 и через дополнительные воздушные каналы 26 в рабочем колесе 15.The cooling device for the working blades of a high pressure turbine of a double-circuit gas turbine engine contains a sequentially installed air-air heat exchanger 1 located in the second circuit 2, connected by its inlet 3 to the air cavity 4 of the combustion chamber 5 (zone of the secondary air of the combustion chamber), and the output 6 to air a collector 7 with control valves 8 in it, a multi-channel duct 9 passing through the internal cavities 10 of the nozzle blades 11, a swirling device 12 of the stator 13 and air channels 14 in the working ECE 15 connected to the internal cavities 16 of the working blades 17. On the impeller 15 between its air channels 14 and the spinning device 12 of the stator 13 there is a bezel-less diffuser 18. The internal cavity 19 of the working blades 17 located at the inlet edge 20 is separated from the rest of the cavity 16 a partition 21 directed along the input edge 20. The cavity 19 is communicated by perforations 22 in the wall 23 with the flow part of the turbine 24 and is directly connected to the air cavity 4 of the combustion chamber 5 through an additional twist device 25 of the stator 13 and Erez additional air ducts 26 in the impeller 15.
Между дополнительными воздушными каналами 26 и дополнительным аппаратом закрутки 25 статора 13 размещен дополнительный безлопаточный диффузор 27.Between the additional air channels 26 and the additional spin apparatus 25 of the stator 13, an additional bezelless diffuser 27 is placed.
Полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки 25 отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор 18 рабочего колеса 15 подвижным уплотнением в виде цилиндрического участка 28 на покрывном диске 29 безлопаточного диффузора 18, с которым контактируют зубья 30 и 31 на аппаратах закрутки 12 и 25 статора 13, а с другой стороны эта полость отделена от проточной части турбины 24 лабиринтным уплотнением в виде зуба 32 на дополнительном аппарате закрутки 25, контактирующего с цилиндрическим участком 33 на покрывном диске 34 дополнительного безлопаточных диффузоров 27.The cavity at the outlet of the additional spin device 25 is separated from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser 18 of the impeller 15 by a movable seal in the form of a cylindrical section 28 on the cover disk 29 of the bladeless diffuser 18, with which the teeth 30 and 31 in contact with the spinning devices 12 and 25 of the stator 13 are in contact and, on the other hand, this cavity is separated from the flow part of the turbine 24 by a labyrinth seal in the form of a tooth 32 on an additional spin device 25 in contact with the cylindrical section 33 on the cover disk 34 of the additional accurate diffusers 27.
Перед дополнительным аппаратом закрутки 25 установлен дополнительный управляющий клапан 35.In front of the additional spin device 25, an additional control valve 35 is installed.
Способ осуществляют следующим образом:The method is as follows:
Внутреннюю полость 19 каждой рабочей лопатки 17, расположенную у входной кромки 20, отделяют от остальной полости 16 лопатки 17 перегородкой 21, направленной вдоль входной кромки 20. Подачу охлаждающего воздуха из воздушной полости 4 камеры сгорания 6 на охлаждение рабочих лопаток 17 осуществляют по двум независимым каналам. По первому каналу охлаждающий воздух отбирают из воздушной полости 4 и транспортируют его во внутреннюю полость 16 рабочей лопатки 17 через последовательно размещенные воздухо-воздушный теплообменник 1, установленный в воздушном тракте второго контура 2, воздушный коллектор 7 с управляющими клапанами 8 в нем, аппарат закрутки 12, безлопаточный диффузор 18 и воздушные каналы 14 в рабочем колесе 17.The internal cavity 19 of each working blade 17, located at the input edge 20, is separated from the rest of the cavity 16 of the blade 17 by a partition 21 directed along the input edge 20. The cooling air is supplied from the air cavity 4 of the combustion chamber 6 to cool the working blades 17 through two independent channels . On the first channel, cooling air is taken from the air cavity 4 and transported to the inner cavity 16 of the working blade 17 through sequentially placed air-air heat exchanger 1 installed in the air path of the second circuit 2, an air manifold 7 with control valves 8 in it, a swirl apparatus 12 , bladeless diffuser 18 and air channels 14 in the impeller 17.
По второму каналу охлаждающий воздух отбирают из воздушной полости 4 и транспортируют его во внутреннюю полость 19 рабочей лопатки 17 через последовательно размещенные управляющий клапан 35, дополнительный аппарат закрутки 25, дополнительный безлопаточный диффузор 27 и воздушные каналы 26 в рабочем колесе 17. Из воздушных каналов 19 воздух через перфорационные отверстия 22 в стенке 23 поступает в проточную часть турбины, осуществляя пленочное охлаждение стенки рабочей лопатки 17 в зоне ее входной кромки 20, которое может обеспечить надежную работу этой зоны при очень высоких температурах газа. Для уменьшения потерь давления охлаждающего воздуха в полости за дополнительным аппаратом закрутки 25 ее, с одной стороны, отделяют от полости на входе в безлопаточный диффузор 18 рабочего колеса 15 подвижным уплотнением, например, с помощью цилиндрического участка 28 на покрывном диске 29, с которым контактируют зубья 30 и 31 на аппаратах закрутки 12 и 25 соответственно, а, с другой стороны, отделяют от проточной части турбины 24 с помощью цилиндрического участка 33 на покрывном диске 34, с которым контактируют зубья 32 на аппарате закрутки 25. Расход охлаждающего воздуха, поступающего в полость 16, подвергают глубокому дросселированию по режимам работы двигателя с помощью управляющих клапанов 8. Имеется возможность регулирования расхода охлаждающего воздуха, поступающего и в полость 19 рабочей лопатки 17, но в значительно меньшей степени, связанной с большой теплонапряженностью зоны входной кромки на всех режимах работы двигателя и невозможностью уменьшения расхода охлаждающего воздуха, при котором давление газа станет выше давления охлаждающего воздуха на выходе из перфорационных каналов.On the second channel, cooling air is taken from the air cavity 4 and transported to the inner cavity 19 of the working blade 17 through sequentially placed control valve 35, an additional swirl apparatus 25, an additional bezelless diffuser 27 and air channels 26 in the impeller 17. From the air channels 19, air through the perforations 22 in the wall 23, it enters the flow part of the turbine, performing film cooling of the wall of the working blade 17 in the area of its inlet edge 20, which can ensure reliable operation this zone at very high gas temperatures. To reduce the pressure loss of the cooling air in the cavity behind the additional spin device 25, it is, on the one hand, separated from the cavity at the inlet of the bladeless diffuser 18 of the impeller 15 by a movable seal, for example, by means of a cylindrical section 28 on the cover disk 29, with which the teeth are in contact 30 and 31 on the swirling apparatuses 12 and 25, respectively, and, on the other hand, are separated from the flowing part of the turbine 24 by means of a cylindrical section 33 on the cover disk 34, with which the teeth 32 are in contact with the swirling apparatus 25. Consumption the cooling air entering the cavity 16 is subjected to deep throttling according to the engine operating modes using the control valves 8. It is possible to control the flow of cooling air entering the cavity 19 of the working blade 17, but to a much lesser extent associated with a large heat stress of the input edge zone at all engine operating modes and the inability to reduce the flow of cooling air, in which the gas pressure becomes higher than the cooling air pressure at the outlet of the perforation catch.
На максимальных режимах работы двигателя площади проходного сечения управляющих клапанов 8 открыты полностью. При снижении оборотов двигателя и температуры газа перед турбиной уменьшают расход охлаждающего воздуха путем уменьшения площади проходного сечения управляющих клапанов 8. Таким образом, расход охлаждающего воздуха во внутренние полости 16 лопаток 17 падает, а увеличивается в тракте камеры сгорания 5, тем самым, увеличивая массу рабочего тела в турбине. Для сохранения режима работы двигателя снижают подачу топлива в камеру сгорания 5, что снижает температуру газа перед турбиной и уменьшает удельный расход топлива двигателя, т.е. улучшает экономичность. Безлопаточный диффузор 18 и дополнительный безлопаточный диффузор 27 позволяют повысить давление охлаждающего воздуха, поступающего во внутренние полости 19 и 16 рабочей лопатки 17, а значит улучшить охлаждение рабочих лопаток.At maximum engine operating conditions, the passage area of the control valves 8 is fully open. With a decrease in engine speed and gas temperature in front of the turbine, the flow rate of cooling air is reduced by reducing the passage area of the control valves 8. Thus, the flow rate of cooling air into the internal cavities 16 of the blades 17 decreases and increases in the path of the combustion chamber 5, thereby increasing the mass of the working bodies in a turbine. To maintain the engine operating mode, the fuel supply to the combustion chamber 5 is reduced, which reduces the gas temperature in front of the turbine and reduces the specific fuel consumption of the engine, i.e. improves profitability. The bladeless diffuser 18 and the additional bladeless diffuser 27 can increase the pressure of the cooling air entering the internal cavities 19 and 16 of the working blade 17, and therefore improve cooling of the working blades.
Таким образом, изобретение позволяет, с одной стороны, обеспечить надежность и заданный ресурс работы двигателя, а, с другой стороны, высокую экономичность в конструкциях высокотемпературных турбин в широком диапазоне регулирования по мощности (оборотам) газотурбинного двигателя. Особенно это актуально для судовых и авиационных двигателей.Thus, the invention allows, on the one hand, to ensure reliability and a given service life of the engine, and, on the other hand, high efficiency in the design of high-temperature turbines in a wide range of regulation of power (speed) of a gas turbine engine. This is especially true for ship and aircraft engines.
Claims (12)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008142823/06A RU2387846C1 (en) | 2008-10-29 | 2008-10-29 | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008142823/06A RU2387846C1 (en) | 2008-10-29 | 2008-10-29 | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2387846C1 true RU2387846C1 (en) | 2010-04-27 |
Family
ID=42672687
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008142823/06A RU2387846C1 (en) | 2008-10-29 | 2008-10-29 | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2387846C1 (en) |
Cited By (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2490490C1 (en) * | 2011-12-14 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas-turbine engine |
| RU2499894C1 (en) * | 2012-05-11 | 2013-11-27 | Николай Борисович Болотин | Bypass gas turbine engine |
| RU2500895C1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-12-10 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine turbine |
| RU2501956C1 (en) * | 2012-07-31 | 2013-12-20 | Николай Борисович Болотин | Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine |
| RU2506435C2 (en) * | 2012-05-11 | 2014-02-10 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine |
| RU2518729C1 (en) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled turbine |
| RU2518768C1 (en) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled turbine |
| RU2525379C1 (en) * | 2013-05-15 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation |
| RU2546371C1 (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Cooled turbine |
| RU2553919C2 (en) * | 2013-05-27 | 2015-06-20 | Николай Борисович Болотин | Gas-turbine engine |
| RU2562361C1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
| RU2615091C2 (en) * | 2012-02-14 | 2017-04-03 | Сименс Акциенгезелльшафт | Turbine guide vane equipped with throttle element |
| RU2615391C1 (en) * | 2016-03-11 | 2017-04-04 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
| RU2616089C1 (en) * | 2016-02-24 | 2017-04-12 | Владимир Леонидович Письменный | Aircraft power plant and its regulation method |
| US9670785B2 (en) | 2012-04-19 | 2017-06-06 | General Electric Company | Cooling assembly for a gas turbine system |
| RU2627490C1 (en) * | 2016-11-15 | 2017-08-08 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
| RU2627748C1 (en) * | 2016-06-01 | 2017-08-11 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Bypass gas turbine engine cooled turbine |
| RU2634981C2 (en) * | 2016-04-20 | 2017-11-08 | Акционерное общество "Климов" | Gas turbine engine gas generator |
| RU2639443C1 (en) * | 2017-01-24 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled turbine of bypass gas turbine engine |
| RU2668590C1 (en) * | 2017-11-02 | 2018-10-02 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method to increase the resource of a gas turbine engine according to the number of launches |
| RU2716648C1 (en) * | 2019-07-16 | 2020-03-13 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" | Cooled blade of gas turbine |
| RU2738523C1 (en) * | 2020-03-24 | 2020-12-14 | Николай Борисович Болотин | Control method of radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof |
| CN112459850A (en) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | Gas turbine active control pneumatic cooling system |
| US11415007B2 (en) | 2020-01-24 | 2022-08-16 | Rolls-Royce Plc | Turbine engine with reused secondary cooling flow |
| RU2813778C1 (en) * | 2023-09-28 | 2024-02-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine |
-
2008
- 2008-10-29 RU RU2008142823/06A patent/RU2387846C1/en active
Cited By (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2490490C1 (en) * | 2011-12-14 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas-turbine engine |
| RU2615091C2 (en) * | 2012-02-14 | 2017-04-03 | Сименс Акциенгезелльшафт | Turbine guide vane equipped with throttle element |
| US9856738B2 (en) | 2012-02-14 | 2018-01-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine guide vane with a throttle element |
| US9670785B2 (en) | 2012-04-19 | 2017-06-06 | General Electric Company | Cooling assembly for a gas turbine system |
| RU2500895C1 (en) * | 2012-04-24 | 2013-12-10 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine turbine |
| RU2499894C1 (en) * | 2012-05-11 | 2013-11-27 | Николай Борисович Болотин | Bypass gas turbine engine |
| RU2506435C2 (en) * | 2012-05-11 | 2014-02-10 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine |
| RU2501956C1 (en) * | 2012-07-31 | 2013-12-20 | Николай Борисович Болотин | Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine |
| RU2518768C1 (en) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled turbine |
| RU2518729C1 (en) * | 2013-04-04 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Cooled turbine |
| RU2525379C1 (en) * | 2013-05-15 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation |
| RU2553919C2 (en) * | 2013-05-27 | 2015-06-20 | Николай Борисович Болотин | Gas-turbine engine |
| RU2546371C1 (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Cooled turbine |
| RU2562361C1 (en) * | 2014-04-14 | 2015-09-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooling method of turbine work blade of gas-turbine engine |
| RU2616089C1 (en) * | 2016-02-24 | 2017-04-12 | Владимир Леонидович Письменный | Aircraft power plant and its regulation method |
| RU2615391C1 (en) * | 2016-03-11 | 2017-04-04 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
| RU2634981C2 (en) * | 2016-04-20 | 2017-11-08 | Акционерное общество "Климов" | Gas turbine engine gas generator |
| RU2627748C1 (en) * | 2016-06-01 | 2017-08-11 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Bypass gas turbine engine cooled turbine |
| RU2627490C1 (en) * | 2016-11-15 | 2017-08-08 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method for increasing gas turbine engine life by start number |
| RU2639443C1 (en) * | 2017-01-24 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled turbine of bypass gas turbine engine |
| RU2668590C1 (en) * | 2017-11-02 | 2018-10-02 | Ильдар Хайдарович Бадамшин | Method to increase the resource of a gas turbine engine according to the number of launches |
| RU2716648C1 (en) * | 2019-07-16 | 2020-03-13 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" | Cooled blade of gas turbine |
| US11415007B2 (en) | 2020-01-24 | 2022-08-16 | Rolls-Royce Plc | Turbine engine with reused secondary cooling flow |
| RU2738523C1 (en) * | 2020-03-24 | 2020-12-14 | Николай Борисович Болотин | Control method of radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for implementation thereof |
| CN112459850A (en) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | Gas turbine active control pneumatic cooling system |
| CN112459850B (en) * | 2020-10-27 | 2023-01-24 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | Gas turbine active control pneumatic cooling system |
| RU2813778C1 (en) * | 2023-09-28 | 2024-02-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2387846C1 (en) | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end | |
| US10196932B2 (en) | OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow | |
| US8181443B2 (en) | Heat exchanger to cool turbine air cooling flow | |
| KR100456491B1 (en) | Fixed vane assembly of a gas turbine engine | |
| EP2615275B1 (en) | Coolant Supply System | |
| US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
| US20170234154A1 (en) | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert | |
| EP2907978B1 (en) | Engine mid-turbine frame having distributive coolant flow | |
| EP2358978B1 (en) | Apparatus and method for cooling a turbine airfoil arrangement in a gas turbine engine | |
| US10494949B2 (en) | Oil cooling systems for a gas turbine engine | |
| US10494939B2 (en) | Air shredder insert | |
| US20070189898A1 (en) | Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades | |
| US10577943B2 (en) | Turbine engine airfoil insert | |
| CA2936582C (en) | Turbine vane rear insert scheme | |
| CA2913724C (en) | Modulated cooled p3 air for impeller | |
| RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| US10563518B2 (en) | Gas turbine engine trailing edge ejection holes | |
| RU2159335C1 (en) | Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine | |
| JP3213107U (en) | Collision system for airfoils | |
| US10718217B2 (en) | Engine component with cooling passages | |
| RU2347091C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2615391C1 (en) | Gas turbine engine cooled turbine | |
| US10947859B2 (en) | Clearance control arrangement | |
| RU2525379C1 (en) | Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation | |
| RU2546371C1 (en) | Cooled turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |