RU2439348C1 - Gas turbine engine - Google Patents
Gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2439348C1 RU2439348C1 RU2010118050/06A RU2010118050A RU2439348C1 RU 2439348 C1 RU2439348 C1 RU 2439348C1 RU 2010118050/06 A RU2010118050/06 A RU 2010118050/06A RU 2010118050 A RU2010118050 A RU 2010118050A RU 2439348 C1 RU2439348 C1 RU 2439348C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- nozzle
- cooling air
- air flow
- nozzle vane
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.The invention relates to gas turbine engines for aviation and ground applications.
Известен газотурбинный двигатель с охлаждаемой второй сопловой лопаткой, внутренняя полка которой выполнена в виде четырехстенной коробки (патент RU №2151884).Known gas turbine engine with a cooled second nozzle blade, the inner shelf of which is made in the form of a four-walled box (patent RU No. 2151884).
Недостатком известной конструкции является ее низкая экономичность, так как расход воздуха на охлаждение второй сопловой лопатки выбирается из условий взлетного режима работы газотурбинного двигателя, тогда как на режиме максимальной длительности работы турбины (например, на крейсерском режиме) такой расход охлаждающего воздуха избыточен, что и приводит к ухудшению экономичности газотурбинного двигателя на крейсерском режиме.A disadvantage of the known design is its low efficiency, since the air flow for cooling the second nozzle blade is selected from the conditions of the take-off operation of the gas turbine engine, while at maximum turbine operation time (for example, in cruising mode) such a flow of cooling air is excessive, which leads to a deterioration in the efficiency of the gas turbine engine in cruising mode.
Наиболее близкой к заявляемой является конструкция газотурбинного двигателя, в которой сопловая лопатка второй ступени выполнена двуполостной, причем задняя полость лопатки на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с газовым трактом двигателя (патент RU №2073103).Closest to the claimed one is the design of a gas turbine engine, in which the nozzle blade of the second stage is made two-cavity, and the rear cavity of the blade at the inlet is connected to the compressor discharge cavity, and at the outlet it is connected to the gas path of the engine (patent RU No. 2073103).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая экономичность и надежность, так как передняя полость второй сопловой лопатки охлаждается постоянным расходом воздуха, а задняя - переменным расходом охлаждающего воздуха, количество которого зависит от утечек воздуха через закомпрессорный лабиринт и может быть больше или меньше потребного расхода воздуха на данном режиме.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low profitability and reliability, since the front cavity of the second nozzle blade is cooled by a constant air flow rate, and the rear cavity by a variable flow rate of cooling air, the amount of which depends on air leaks through the compressor maze and can be more or less required air flow in this mode.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности газотурбинного двигателя путем подачи оптимального расхода охлаждающего воздуха на охлаждение сопловой лопатки второй ступени турбины в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя.The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency and reliability of a gas turbine engine by supplying an optimal flow of cooling air to cool the nozzle blade of the second stage of the turbine, depending on the operating mode of the gas turbine engine.
Сущность технического решения заключается в том, что в газотурбинном двигателе, в котором сопловая лопатка второй ступени турбины выполнена охлаждаемой с внутренней полостью, согласно изобретению внутренняя полость лопатки на входе соединена с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, а на выходе - с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины, причем Fзасл.взл./Fзасл.кр.=3…5, Fлаб./Fжик.=3…5,The essence of the technical solution lies in the fact that in a gas turbine engine, in which the nozzle blade of the second stage of the turbine is made cooled with an internal cavity, according to the invention, the internal cavity of the blade at the inlet is connected to the intermediate stage of the compressor through the cooling air flow control damper, and at the outlet, to the flow part of the turbine in front of the working blade of the second stage through the exit slit of the nozzle blade of the second stage, as well as through the nozzle channel in the inner shelf of the nozzle blade and labyrinth seal between the inner flange and the intermediate disk of the turbine rotor, with Fspl.adcl. / Fslack.R = 3 ... 5, Flab. / Fzhik. = 3 ... 5,
где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме,where F - the passage area of the cooling air flow control damper during take-off mode,
Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме,Redundant Red - the passage area of the cooling air flow control damper in cruise mode,
Fлаб. - проходная площадь лабиринтного уплотнения между внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени и промежуточным диском ротора,Flab. - the passage area of the labyrinth seal between the inner shelf of the nozzle vanes of the second stage and the intermediate disk of the rotor,
Fжик. - проходная площадь жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени.Fzhik. - the passage area of the nozzle channels in the inner shelves of the nozzle blades of the second stage.
Соединение внутренней полости сопловой лопатки на входе с промежуточной ступенью компрессора через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха позволяет подавать на охлаждение лопатки оптимальный расход охлаждающего воздуха в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя, т.е. в зависимости от температуры газа перед сопловой лопаткой, что повышает надежность и улучшает экономичность газотурбинного двигателя.The connection of the internal cavity of the nozzle blade at the inlet with the intermediate stage of the compressor through the cooling air flow control damper allows the blade to be supplied with the optimal cooling air flow depending on the operating mode of the gas turbine engine, i.e. depending on the gas temperature in front of the nozzle blade, which increases reliability and improves the efficiency of the gas turbine engine.
Соединение внутренней полости сопловой лопатки на выходе с проточной частью турбины перед рабочей лопаткой второй ступени через выходную щель сопловой лопатки второй ступени, а также через жиклерный канал во внутренней полке сопловой лопатки и лабиринтное уплотнение между внутренней полкой и промежуточным диском ротора турбины позволяет исключить перетекание газа через лабиринтное уплотнение на взлетном, наиболее напряженном по температуре газа режиме, за счет дозированной подачи холодного воздуха через жиклерный канал, что повышает надежность промежуточного диска. Одновременно через выходную щель осуществляется интенсивное охлаждение выходной кромки сопловой лопатки второй ступени, а выходящий в проточную часть турбины охлаждающий воздух поступает на охлаждение рабочей лопатки второй ступени турбины.The connection of the internal cavity of the nozzle blade at the outlet with the turbine flow part in front of the second stage working blade through the exit slot of the second stage nozzle blade, as well as through the nozzle channel in the inner shelf of the nozzle blade and the labyrinth seal between the inner shelf and the intermediate disk of the turbine rotor, allows gas to escape through labyrinth seal on the take-off, most intense gas temperature mode, due to the dosed supply of cold air through the nozzle channel, which increases t reliability intermediate disk. At the same time, through the exit slit, intensive cooling of the exit edge of the nozzle vane of the second stage is carried out, and the cooling air exiting the flow part of the turbine enters the cooling of the working blade of the second stage of the turbine.
На крейсерском режиме работы газотурбинного двигателя расход охлаждающего воздуха, поступающего во внутреннюю полость сопловой лопатки второй ступени, снижается одновременно со снижением температуры газа перед сопловой лопаткой, что позволяет сохранить температуру выходной кромки сопловой лопатки на необходимом для получения заявленного ресурса уровне.In the cruise mode of operation of the gas turbine engine, the flow rate of cooling air entering the internal cavity of the second stage nozzle blade decreases simultaneously with a decrease in the gas temperature in front of the nozzle blade, which allows maintaining the temperature of the outlet edge of the nozzle blade at the level necessary to obtain the declared resource.
При Fзасл.взл./Fзасл.кр.<3 ухудшается экономичность газотурбинного двигателя.When Fspl.excl./Fslack red <3, the efficiency of a gas turbine engine deteriorates.
При Fзасл.взл./Fзасл.кр.>5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за перегрева сопловой лопатки второй ступени.When Fspl.ozl. / Fsl.skr> 5 decreases the reliability of the gas turbine engine due to overheating of the nozzle blades of the second stage.
При Fлаб./Fжик.<3 ухудшается экономичность газотурбинного двигателя из-за увеличенного расхода охлаждающего воздуха, поступающего на лабиринтное уплотнение.At Flab./Fjic. <3, the efficiency of the gas turbine engine deteriorates due to the increased flow rate of cooling air entering the labyrinth seal.
При Fлаб./Fжик.>5 снижается надежность газотурбинного двигателя из-за перегрева промежуточного диска.At Flab. / Fjic.> 5, the reliability of the gas turbine engine decreases due to overheating of the intermediate disk.
На фиг.1 изображен продольный разрез газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine engine.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.
Газотурбинный двигатель 1 состоит из компрессора 2, камеры сгорания 3 и двухступенчатой турбины 4 с сопловыми лопатками первой ступени 5, рабочими лопатками первой ступени 6 на первом рабочем колесе 7, сопловыми лопатками второй ступени 8 и рабочими лопатками второй ступени 9 на втором рабочем колесе 10. Сопловая лопатка второй ступени 8 выполнена с внутренней полкой 11, которая совместно с лабиринтом 12 на промежуточном диске 13, установленном между первым 7 и вторым 10 рабочими колесами, образует лабиринтное уплотнение 14, препятствующее перетеканию газового потока 15 помимо проточной части 16 турбины 4. Лопатка 8 выполнена охлаждаемой, и для снижения ее температуры внутренняя полость 17 на входе соединена трубопроводами 18 с промежуточной ступенью 19 компрессора 2 через заслонку 20 регулирования расхода охлаждающего воздуха 21, а на выходе - через выходную щель 22, а также через жиклерный канал 23 внутренней полки 11 и лабиринтное уплотнение 14 - с проточной частью 16 турбины 4 перед рабочей лопаткой второй ступени 9.The gas turbine engine 1 consists of a compressor 2, a combustion chamber 3 and a two-
Работает устройство следующим образом. При работе газотурбинного двигателя 1 на крейсерском режиме проходная площадь заслонки 20 регулирования расхода охлаждающего воздуха уменьшается, что способствует повышению экономичности газотурбинного двигателя 1 вследствие уменьшения отбора воздуха из-за промежуточной ступени 19 компрессора 2. При этом, вследствие уменьшения расхода охлаждающего воздуха 21 через жиклерный канал 23, через лабиринтное уплотнение 14 между промежуточным диском 13 и нижней полкой 11 сопловой лопатки второй ступени 8 начинает перетекать также и газ 15, что могло бы привести к перегреву и поломке промежуточного диска 13. Однако этого не происходит, так как вследствие снижения режима работы газотурбинного двигателя 1, температуры охлаждающего воздуха 21 газа 15 перед сопловой лопаткой 8 снижаются по сравнению со взлетным режимом, а оптимально подобранные проходные сечения жиклерного канала 23 и лабиринта 14 обеспечивают такую температуру воздушно-газовой смеси, протекающей через лабиринт 14, при которой обеспечивается заданный ресурс промежуточного диска 13.The device operates as follows. When the gas turbine engine 1 is operating in cruise mode, the passage area of the cooling air flow control damper 20 is reduced, which increases the efficiency of the gas turbine engine 1 due to a decrease in air intake due to the intermediate stage 19 of the compressor 2. Moreover, due to a decrease in the flow of cooling
Claims (1)
где Fзасл.взл. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на взлетном режиме,
Fзасл.кр. - проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха на крейсерском режиме,
Fлаб. - проходная площадь лабиринтного уплотнения между внутренней полкой сопловой лопатки второй ступени и промежуточным диском,
Fжик. - проходная площадь жиклерных каналов во внутренних полках сопловых лопаток второй ступени. A gas turbine engine in which the nozzle blade of the second stage of the turbine is cooled with an internal cavity, characterized in that the internal cavity of the blade at the inlet is connected to the intermediate stage of the compressor through the cooling air flow control damper, and at the outlet with the turbine flow part in front of the working blade of the second stage through the exit slot of the nozzle vane of the second stage, as well as through the nozzle channel in the inner shelf of the nozzle vane and the labyrinth seal between the inner shelf and the daily disk of the turbine rotor, with Fsw.excl./Fsw.cr. = 3 ... 5, Flab. / Fzhik. = 3 ... 5,
where F - the passage area of the cooling air flow control damper during take-off mode,
Redundant Red - the passage area of the cooling air flow control damper in cruise mode,
Flab. - the passage area of the labyrinth seal between the inner shelf of the nozzle vanes of the second stage and the intermediate disk,
Fzhik. - the passage area of the nozzle channels in the inner shelves of the nozzle blades of the second stage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010118050/06A RU2439348C1 (en) | 2010-05-05 | 2010-05-05 | Gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010118050/06A RU2439348C1 (en) | 2010-05-05 | 2010-05-05 | Gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010118050A RU2010118050A (en) | 2011-11-10 |
| RU2439348C1 true RU2439348C1 (en) | 2012-01-10 |
Family
ID=44996911
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010118050/06A RU2439348C1 (en) | 2010-05-05 | 2010-05-05 | Gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2439348C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549397C1 (en) * | 2013-12-30 | 2015-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High temperature gas turbine |
| RU2671668C2 (en) * | 2012-12-21 | 2018-11-06 | Турбомека | Sealing assembly for turbomachine |
| RU2795241C2 (en) * | 2018-12-07 | 2023-05-02 | Ансальдо Энергия С.П.А. | Stator assembly for a gas turbine and a gas turbine containing such stator assembly |
-
2010
- 2010-05-05 RU RU2010118050/06A patent/RU2439348C1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2671668C2 (en) * | 2012-12-21 | 2018-11-06 | Турбомека | Sealing assembly for turbomachine |
| RU2549397C1 (en) * | 2013-12-30 | 2015-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High temperature gas turbine |
| RU2795241C2 (en) * | 2018-12-07 | 2023-05-02 | Ансальдо Энергия С.П.А. | Stator assembly for a gas turbine and a gas turbine containing such stator assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010118050A (en) | 2011-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10808933B2 (en) | Turbine stage cooling | |
| RU2387846C1 (en) | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end | |
| JP2017106462A (en) | Ogv heat exchangers networked in parallel and serial flow | |
| US8257017B2 (en) | Method and device for cooling a component of a turbine | |
| US20100154433A1 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
| CA2762868C (en) | Gas turbine engine with bleed air system | |
| US20140053532A1 (en) | Nacelle scoop inlet | |
| RU2316662C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| CA2688099A1 (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
| JP5496469B2 (en) | Method and system for adjusting cooling fluid in real time in a turbomachine | |
| RU2591751C2 (en) | Method of cooling turbine stage and gas turbine comprising cooled turbine stage | |
| CA2913724C (en) | Modulated cooled p3 air for impeller | |
| US20190390598A1 (en) | Low rotor boost compressor for engine cooling circuit | |
| RU2159335C1 (en) | Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine | |
| JP2017190776A (en) | Turbine engine airfoil bleed pumping | |
| RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| JP2013139783A (en) | Turbine cooling system | |
| JP2008151137A (en) | System of supplying air to vehicle and turbofan engine | |
| RU2439348C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2733681C1 (en) | Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation | |
| US10738703B2 (en) | Intercooled cooling air with combined features | |
| RU2490490C1 (en) | Double-flow gas-turbine engine | |
| RU2733682C1 (en) | Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation | |
| RU2546371C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2443882C1 (en) | Gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |