RU2443882C1 - Газотурбинный двигатель - Google Patents
Газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2443882C1 RU2443882C1 RU2010135142/06A RU2010135142A RU2443882C1 RU 2443882 C1 RU2443882 C1 RU 2443882C1 RU 2010135142/06 A RU2010135142/06 A RU 2010135142/06A RU 2010135142 A RU2010135142 A RU 2010135142A RU 2443882 C1 RU2443882 C1 RU 2443882C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- gas turbine
- turbine
- outlet
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Газотурбинный двигатель выполнен с компрессором, закомпрессорной разгрузочной полостью и сопловыми лопатками газовой турбины. Первая сопловая лопатка выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки. Внутренняя полость радиального ребра на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее выходной кромкой. Каналы перфорации на выходе ориентированы по течению газа в проточной части турбины. Изобретение направлено на повышение надежности газотурбинного двигателя путем охлаждения ненагруженных элементов конструкции газовой турбины воздухом из закомпрессорной полости. 2 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения.
Известен газотурбинный двигатель, первые сопловые лопатки двухступенчатой газовой турбины в котором выполнены с радиальными ребрами, установленными на нижней полке лопатки со стороны выходной кромки (RU 2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры нижних полок первой сопловой и первой рабочей лопаток.
Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, задняя полость двухступенчатой сопловой лопатки в котором на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью компрессора, а на выходе - с газовым трактом двигателя (RU 2073103, F02C 7/12, 1997).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за переменного по режимам работы двигателя расхода охлаждающего воздуха через заднюю полость сопловой лопатки, что может привести к перегреву и поломке нагруженной значительными газовыми силами сопловой лопатки.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем охлаждения ненагруженных элементов конструкции газовой турбины воздухом из закомпрессорной полости.
Сущность изобретения заключается в том, что в газотурбинном двигателе с компрессором, закомпрессорной разгрузочной полостью и сопловыми лопатками газовой турбины, согласно изобретению первая сопловая лопатка выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки, внутренняя полость которого на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее выходной кромкой, причем каналы перфорации на выходе ориентированы по течению газа в проточной части турбины.
Выполнение полым и охлаждаемым радиального ребра на нижней полке сопловой лопатки со стороны выходной кромки позволяет повысить надежность конструкции за счет охлаждения и повышения прочности радиального ребра, воспринимающего значительную часть нагрузки от газовых сил, действующих на сопловую лопатку.
Соединение внутренней части радиального ребра на входе с разгрузочной закомпрессорной полостью и на выходе с проточной частью турбины позволяет выполнить стабильным давление воздуха в разгрузочной закомпрессорной полости по ресурсу двигателя, так как по мере износа закомпрессорного лабиринта на входе в разгрузочную полость избыточный воздух сливается в проточную часть турбины без повышения давления воздуха в разгрузочной полости, что повышает надежность радиально-упорных подшипников газотурбинного двигателя.
Соединение внутренней полости ребра с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее входной кромкой каналами перфорации, расположенными по течению газа в проточной части турбины, позволяет снизить давление воздуха в закомпрессорной разгрузочной полости, снизив таким образом нагрузку на радиально-упорный подшипник двигателя. Одновременно повышается надежность нижней полки первой сопловой и первой рабочей лопаток турбины за счет их заградительного охлаждения вытекающим через перфорацию воздухом при минимальных гидравлических потерях при смешивании охлаждающего воздуха с газом проточной части турбины, так как каналы перфорации расположены по течению газа в проточной части турбины на выходе из сопловой лопатки первой ступени.
Затем охлаждающий воздух «срабатывается» на первой и последующих рабочих лопатках турбины, что повышает экономичность газотурбинного двигателя.
На фиг.1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя; на фиг.2 показан элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Газотурбинный двигатель 1 включает в себя компрессор 2 с закомпрессорным лабиринтом 3 и закомпрессорной разгрузочной полостью 4, а также камеру сгорания 5 и многоступенчатую турбину 6 с первой сопловой лопаткой 7 и с первой рабочей лопаткой 8.
Первая сопловая лопатка 7 выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя 1 радиальным ребром 9, установленным на нижней полке 10 со стороны входной кромки 11.
Внутренняя полость 12 ребра 9 соединена на входе с закомпрессорной разгрузочной полостью 4, а на выходе - с проточной частью турбины 13 через перфорацию 14 в нижней полке 10 лопатки 7 за ее входной кромкой 11.
Каналы 15 перфорации 14 направлены на своем выходе по течению газа 16 в проточной части 13 турбины 6. Нижняя полка 10 первой сопловой лопатки 7 выполнена с выходным крылышком 17, а нижняя полка 18 первой рабочей лопатки 8 выполнена с входным крылышком 19. Между разгрузочной полостью 4 и первой сопловой лопаткой 7 расположен аппарат закрутки 20, который служит для подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку 8 с более низкой температурой, чем температура воздуха на выходе из закомпрессорного лабиринта 3. От разгрузочной полости 4 аппарат закрутки 20 отделен лабиринтным уплотнением 21. Утечки охлаждающего воздуха, поступающего в закомпрессорную полость 4, обозначены поз.22.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе газотурбинного двигателя 1 утечки 22 охлаждающего воздуха из закомпрессорной полости 4 через каналы 15 перфорации 14 вытекают в проточную часть 13 турбины 6, охлаждая радиальное ребро 9, выходное крылышко 17 и нижнюю полку 18 рабочей лопатки 8. Одновременно снижается давление воздуха в разгрузочной полости 4, что минимизирует утечки более горячего воздуха из полости 4 через лабиринтное уплотнение 21 к воздуху после аппарата закрутки 20, идущему на охлаждение первой рабочей лопатки 8, что повышает надежность газотурбинного двигателя 1.
Claims (1)
- Газотурбинный двигатель с компрессором, закомпрессорной разгрузочной полостью и сопловыми лопатками газовой турбины, отличающийся тем, что первая сопловая лопатка выполнена с полым, охлаждаемым и направленным к оси двигателя радиальным ребром на нижней полке со стороны выходной кромки, внутренняя полость которого на входе соединена с закомпрессорной разгрузочной полостью, а на выходе - с проточной частью турбины через перфорацию в нижней полке лопатки за ее выходной кромкой, причем каналы перфорации на выходе ориентированы по течению газа в проточной части турбины.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010135142/06A RU2443882C1 (ru) | 2010-08-23 | 2010-08-23 | Газотурбинный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010135142/06A RU2443882C1 (ru) | 2010-08-23 | 2010-08-23 | Газотурбинный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2443882C1 true RU2443882C1 (ru) | 2012-02-27 |
Family
ID=45852343
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010135142/06A RU2443882C1 (ru) | 2010-08-23 | 2010-08-23 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2443882C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2514987C1 (ru) * | 2013-03-04 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор турбины высокого давления |
RU2525371C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3043561A (en) * | 1958-12-29 | 1962-07-10 | Gen Electric | Turbine rotor ventilation system |
GB1446878A (en) * | 1972-08-31 | 1976-08-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Bearing arrangements in gas turbine engines |
EP0318026A1 (en) * | 1987-11-25 | 1989-05-31 | Hitachi, Ltd. | Warming structure of gas turbine rotor |
RU2073103C1 (ru) * | 1993-11-30 | 1997-02-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2180045C2 (ru) * | 2000-02-16 | 2002-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2261350C2 (ru) * | 2003-08-26 | 2005-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
-
2010
- 2010-08-23 RU RU2010135142/06A patent/RU2443882C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3043561A (en) * | 1958-12-29 | 1962-07-10 | Gen Electric | Turbine rotor ventilation system |
GB1446878A (en) * | 1972-08-31 | 1976-08-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Bearing arrangements in gas turbine engines |
EP0318026A1 (en) * | 1987-11-25 | 1989-05-31 | Hitachi, Ltd. | Warming structure of gas turbine rotor |
RU2073103C1 (ru) * | 1993-11-30 | 1997-02-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2180045C2 (ru) * | 2000-02-16 | 2002-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
RU2261350C2 (ru) * | 2003-08-26 | 2005-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2514987C1 (ru) * | 2013-03-04 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор турбины высокого давления |
RU2525371C1 (ru) * | 2013-06-04 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная газовая турбина |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8147178B2 (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
JP5856711B2 (ja) | 航空機エンジン駆動軸収容室アセンブリ及び航空機エンジン駆動軸収容室アセンブリを組み付ける方法 | |
RU2459967C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2369747C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
RU2355890C1 (ru) | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина | |
RU2263809C2 (ru) | Многоступенчатая газовая турбина | |
JP2017129107A (ja) | 排気フレーム | |
US9051843B2 (en) | Turbomachine blade including a squeeler pocket | |
US9810151B2 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2347914C1 (ru) | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2352791C1 (ru) | Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина | |
RU2439376C1 (ru) | Биротативный винтовентилятор газотурбинного двигателя | |
RU2439348C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2614453C1 (ru) | Охлаждаемая турбина высокого давления | |
RU2536652C1 (ru) | Ротор турбины низкого давления | |
US20140017099A1 (en) | Turbocharger system with reduced thrust load | |
RU2518766C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
RU2729312C1 (ru) | Двухконтурный двигатель | |
RU136492U1 (ru) | Охлаждаемая ступень турбины газотурбинного двигателя | |
RU2369748C1 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130824 |