RU2451793C1 - Gas turbine engine turbine - Google Patents
Gas turbine engine turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2451793C1 RU2451793C1 RU2010152229/06A RU2010152229A RU2451793C1 RU 2451793 C1 RU2451793 C1 RU 2451793C1 RU 2010152229/06 A RU2010152229/06 A RU 2010152229/06A RU 2010152229 A RU2010152229 A RU 2010152229A RU 2451793 C1 RU2451793 C1 RU 2451793C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- rib
- vane
- flange joint
- gas
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to turbines for gas turbine engines of aviation and ground applications.
Известна турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой для обеспечения его непробиваемости в случае обрыва рабочих лопаток выполнен с радиальными ребрами, расположенными с внешней стороны (Патент РФ №2151884, F01D 9/02, 2000 г.).A turbine of a gas turbine engine is known, the outer casing of which is to ensure its impenetrability in case of breakage of the blades made with radial ribs located on the outside (RF Patent No. 2151884, F01D 9/02, 2000).
Недостатком такой конструкции является повышенный вес корпуса турбины.The disadvantage of this design is the increased weight of the turbine housing.
Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой с внешней стороны от второй рабочей лопатки выполнен утолщенным, а фланцевое соединение корпусов турбины выполнено со стороны выходной кромки рабочей лопатки (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).Closest to the claimed one is a turbine of a gas turbine engine, the outer casing of which is externally thickened on the outside from the second rotor blade, and the flange connection of the turbine casings is made from the outlet edge of the rotor blade (RF Patent No. 2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенный вес и низкая надежность, так как оборвавшиеся лопатки могут раскрыть фланцевое соединение корпусов, расположенное со стороны выходной кромки лопатки, т.е. по течению потока газа в турбине, и выйти за пределы наружного корпуса турбины.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its increased weight and low reliability, since broken blades can open the flanged connection of the housings located on the side of the outlet edge of the blade, i.e. downstream of the gas flow in the turbine, and go beyond the outer casing of the turbine.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the turbine of a gas turbine engine by ensuring the impenetrability of the outer casing of the turbine in case of breakage of the turbine blades and the localization of fragments of the destroyed blades.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, согласно изобретению фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.The essence of the invention lies in the fact that in a turbine of a gas turbine engine with a working blade and a flange connection of the outer bodies, consisting of radial annular ribs and shells attached to them, according to the invention, the flange connection is located on the outside of the working blade, the radial ring rib is backward in the gas stream externally connected to the conical shell to form a closed annular cavity on the side of the outlet edge of the working blade, and the joint of the flanges on the side of the working blade is closed an axial cylindrical rib directed along the gas flow and connected to the radial rib front of the flange connection of the outer casings connected to the front gas flow.
Расположение фланцевого соединения корпусов с внешней стороны от рабочей лопатки повышает радиальную жесткость наружного корпуса, повышает его непробиваемость в случае обрыва рабочей лопатки и способствует сохранению геометрии наружного корпуса в течение всего ресурса турбины, что позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором, повысив тем самым КПД турбины.The location of the flange connection of the housings on the outside of the rotor blade increases the radial stiffness of the outer shell, increases its impenetrability in the event of a breakdown of the rotor blade and helps to maintain the geometry of the outer shell throughout the life of the turbine, which reduces radial clearances between the stator and rotor, thereby increasing efficiency turbines.
Соединение заднего по потоку газа кольцевого ребра фланцевого соединения с внешней стороны с конической обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки повышает радиальную жесткость фланцевого соединения и наружного корпуса и способствует локализации фрагментов оборвавшихся лопаток в кольцевой замкнутой полости со стороны выходной кромки лопатки. При этом фрагменты лопаток движутся в проточной части преимущественно по потоку газа, предотвращая тем самым лавинообразное разрушение последних ступеней турбины.The connection of the annular rib of the flange connection from the outer side with the conical shell to the back of the gas flow with the formation of a closed annular cavity on the side of the outlet edge of the working blade increases the radial stiffness of the flange connection and the outer casing and helps to localize fragments of broken vanes in the annular closed cavity on the side of the outlet edge of the blade. In this case, the fragments of the blades move in the flow part mainly along the gas flow, thereby preventing the avalanche-like destruction of the last stages of the turbine.
Выполнение фланцевого соединения закрытым со стороны рабочей лопатки соединенным с передним по потоку радиальным ребром фланцевого соединения цилиндрическим осевым ребром, направленным по потоку газа, исключает попадание фрагментов оборвавшихся лопаток встык между фланцами и последующее раскрытие стыка с пластической деформацией фланцев и выходом фрагментов лопаток за пределы наружного корпуса турбины, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.The execution of the flange connection is closed by a cylindrical axial rib, which is closed to the frontal radial edge of the flange connection and is connected with the gas flow ahead of the blade and excludes fragments of broken blades end-to-end between the flanges and subsequent opening of the joint with plastic deformation of the flanges and the exit of the fragments of the blades outside the outer casing turbines, which increases the reliability of the turbine of a gas turbine engine.
На чертеже показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.The drawing shows a longitudinal section of a turbine of a gas turbine engine of the claimed design.
Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, рабочие лопатки 3 которого расположены в проточной части 4, и статора 5 с наружным корпусом 6, состоящим из переднего 7 и заднего 8 по потоку газа 9 наружных корпусов, фланцевое соединение 10 которых расположено с внешней стороны от рабочей лопатки 3.The turbine of the gas turbine engine 1 consists of a rotor 2, the working blades 3 of which are located in the flow part 4, and a stator 5 with an outer casing 6, consisting of a front 7 and a rear 8 upstream gas casing 9 of the outer casing, the flange connection 10 of which is located on the outside of working blades 3.
Фланцевое соединение 10 состоит из переднего 11 и заднего 12 по потоку газа 9 кольцевых радиальных ребер с радиальным стыком между ними 13, соединенных между собой болтовым соединением 14. Заднее кольцевое ребро 12 со своей внешней стороны 15 соединено с конусной обечайкой 16 заднего корпуса 8 с образованием кольцевой замкнутой полости 17, расположенной со стороны выходной кромки 18 рабочей лопатки 3, с внешней стороны от проточной части 4 турбины 1.The flange connection 10 consists of a front 11 and a rear 12 gas stream 9 annular radial ribs with a radial joint between them 13, interconnected by a bolt connection 14. The rear annular rib 12 from its outer side 15 is connected to the conical shell 16 of the rear housing 8 with the formation an annular closed cavity 17 located on the side of the output edge 18 of the working blades 3, on the outside from the flow part 4 of the turbine 1.
Стык 13 между кольцевыми ребрами 11 и 12 со стороны рабочей лопатки 3 закрыт соединенным с радиальным ребром 11 фланцевого соединения 10 направленным по течению газа 9 осевым цилиндрическим ребром 19.The joint 13 between the annular ribs 11 and 12 from the side of the working blade 3 is closed connected to the radial rib 11 of the flange connection 10 by the axial cylindrical rib 19 directed along the gas stream 9.
Ниже по потоку газа 9 рабочих лопаток 3 в проточной части 4 турбины 1 расположены профилированные стойки 20 с входными кромками 21, а с внешней стороны от рабочих лопаток 3, между проточной частью 4 и наружным корпусом 6, расположены сектора 22 разрезного кольца 23, установленные, в свою очередь, на промежуточном кольце 24.Downstream of the gas stream 9 of the working blades 3 in the flow part 4 of the turbine 1 are profiled racks 20 with input edges 21, and on the outside of the working blades 3, between the flow part 4 and the outer casing 6, there are sectors 22 of the split ring 23 installed in turn, on the intermediate ring 24.
Позицией 25 обозначено преимущественное направление движения фрагментов 26 оборвавшихся рабочих лопаток 3 под действием газовых и центробежных сил.Position 25 indicates the preferred direction of movement of the fragments 26 of the broken blades 3 under the action of gas and centrifugal forces.
Заявляемое устройство работает следующим образом.The inventive device operates as follows.
При работе турбины газотурбинного двигателя 1 рабочие лопатки 3 под действием газового потока 9 совместно с ротором 2 вращаются, производя полезную работу.When the turbine of the gas turbine engine 1, the working blades 3 under the action of the gas stream 9 together with the rotor 2 rotate, doing useful work.
При возникновении нештатной ситуации, в случае обрыва рабочих лопаток 3, фрагменты 26 оборвавшихся лопаток затормаживаются входными кромками 21 профилированных стоек 20 и, двигаясь по траектории 25 под действием центробежных и газовых сил, после пластической деформации секторов 22 разрезного кольца 23 и промежуточного кольца 24, скапливаются в кольцевой замкнутой полости 17, что предотвращает дальнейшее лавинообразное разрушение проточной части 4 турбины 1.In the event of an emergency, in the event of a breakdown of the working blades 3, fragments of 26 broken blades are inhibited by the input edges 21 of the profiled racks 20 and, moving along the path 25 under the action of centrifugal and gas forces, after plastic deformation of the sectors 22 of the split ring 23 and the intermediate ring 24, accumulate in an annular closed cavity 17, which prevents further avalanche-like destruction of the flow part 4 of the turbine 1.
Стык 13 фланцевого соединения 10 наружных корпусов 11 и 12, прикрытый со стороны рабочих лопаток 3 кольцевым осевым ребром 19, при этом не раскрывается, что также повышает надежность турбины 1.The joint 13 of the flange connection 10 of the outer casing 11 and 12, covered from the side of the blades 3 by an annular axial rib 19, is not disclosed, which also increases the reliability of the turbine 1.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010152229/06A RU2451793C1 (en) | 2010-12-20 | 2010-12-20 | Gas turbine engine turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010152229/06A RU2451793C1 (en) | 2010-12-20 | 2010-12-20 | Gas turbine engine turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2451793C1 true RU2451793C1 (en) | 2012-05-27 |
Family
ID=46231695
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010152229/06A RU2451793C1 (en) | 2010-12-20 | 2010-12-20 | Gas turbine engine turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2451793C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2519677C1 (en) * | 2013-04-22 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbomachine stator |
| RU2519656C1 (en) * | 2013-03-01 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Low-pressure turbine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0054116A1 (en) * | 1980-10-30 | 1982-06-23 | Carrier Corporation | Turbomachine stator assembly, and disassembling and assembling method therefor |
| RU2171382C2 (en) * | 1999-07-21 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Facility to catch fragments of rotor of turbomachine |
| GB2376504A (en) * | 2001-04-18 | 2002-12-18 | United Technologies Corp | Turbine engine bearing support |
| RU2281420C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Rotor disk of gas-turbine engine (versions) |
| RU2302704C1 (en) * | 2005-11-09 | 2007-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Калужский научно-исследовательский институт телемеханических устройств" | Device for checking connections in switching system |
| RU2343293C2 (en) * | 2002-06-05 | 2009-01-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Turbine, component and aviation engine (versions) |
-
2010
- 2010-12-20 RU RU2010152229/06A patent/RU2451793C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0054116A1 (en) * | 1980-10-30 | 1982-06-23 | Carrier Corporation | Turbomachine stator assembly, and disassembling and assembling method therefor |
| RU2171382C2 (en) * | 1999-07-21 | 2001-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Facility to catch fragments of rotor of turbomachine |
| RU2281420C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-08-10 | Дженерал Электрик Компани | Rotor disk of gas-turbine engine (versions) |
| GB2376504A (en) * | 2001-04-18 | 2002-12-18 | United Technologies Corp | Turbine engine bearing support |
| RU2343293C2 (en) * | 2002-06-05 | 2009-01-10 | Вольво Аэро Корпорейшн | Turbine, component and aviation engine (versions) |
| RU2302704C1 (en) * | 2005-11-09 | 2007-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Калужский научно-исследовательский институт телемеханических устройств" | Device for checking connections in switching system |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2519656C1 (en) * | 2013-03-01 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Low-pressure turbine |
| RU2519677C1 (en) * | 2013-04-22 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbomachine stator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107044447B (en) | De-icing device for the split nose of an axial turbomachine compressor | |
| WO2016024461A1 (en) | Compressor stator vane, axial flow compressor, and gas turbine | |
| EP2096262A1 (en) | Axial flow turbine with low shroud leakage losses | |
| US10100658B2 (en) | Turbine engine impeller | |
| RU2565253C2 (en) | Supersonic compressor rotor and supersonic compressor plant | |
| US9822792B2 (en) | Assembly for a fluid flow machine | |
| JP2014194191A (en) | Axial flow rotary machine and diffuser | |
| RU2013102076A (en) | COMPRESSOR AND GAS TURBINE ENGINE WITH OPTIMIZED USEFUL EFFICIENCY | |
| RU2451793C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
| US20140248127A1 (en) | Turbine engine component with dual purpose rib | |
| EP2971547B1 (en) | Cantilever stator with vortex initiation feature | |
| EP3734020B1 (en) | Aircraft gas turbine | |
| JP2013224627A (en) | Axial flow fan | |
| JP2011001950A5 (en) | ||
| EP2912269B1 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
| CN110475948B (en) | Gas turbine | |
| RU2302558C1 (en) | Compressor of gas-turbine engine | |
| EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
| JP5781461B2 (en) | Compressor | |
| RU2519677C1 (en) | Turbomachine stator | |
| RU2519656C1 (en) | Low-pressure turbine | |
| JP5454083B2 (en) | Compressor for jet engine and jet engine | |
| EP2778346A1 (en) | Rotors for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method | |
| RU2536652C1 (en) | Low-pressure turbine rotor | |
| RU2273769C1 (en) | Guide-vane assembly of axial-flow compressor |
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 |