RU2480590C1 - Turbine of gas turbine engine - Google Patents
Turbine of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2480590C1 RU2480590C1 RU2011151070/06A RU2011151070A RU2480590C1 RU 2480590 C1 RU2480590 C1 RU 2480590C1 RU 2011151070/06 A RU2011151070/06 A RU 2011151070/06A RU 2011151070 A RU2011151070 A RU 2011151070A RU 2480590 C1 RU2480590 C1 RU 2480590C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial
- protrusions
- cover plate
- flange
- conical shell
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей наземного и авиационного применения.The invention relates to turbines for gas turbine engines of land and aviation applications.
Известна газовая турбина двигателя энергетической установки, в которой отсутствует переходный канал между турбиной высокого давления и силовой свободной турбиной (Патент РФ №2269006, F01D 3/02, F02C 7/36, 2006 г.).Known gas turbine of the engine of a power plant, in which there is no transition channel between the high pressure turbine and the power free turbine (RF Patent No. 2269006, F01D 3/02, F02C 7/36, 2006).
Недостатком такой конструкции является низкий коэффициент полезного действия силовой свободной турбины в случае прямого безредукторного привода электрогенератора из-за низкой окружной скорости ротора силовой турбины.The disadvantage of this design is the low efficiency of the power free turbine in the case of a direct gearless drive of the electric generator due to the low peripheral speed of the rotor of the power turbine.
Наиболее близкой к заявляемой является газовая турбина газотурбинного двигателя с переходным каналом на входе в силовую свободную турбину, причем образующая внутреннюю стенку канала коническая обечайка совместно с закрепленной на ней болтовым соединением задней крышкой телескопически установлена на радиальных цилиндрических выступах нижних полок первых сопловых лопаток силовой турбины (Патент РФ №2263809, F02C 7/28, 2005 г.).Closest to the claimed one is a gas turbine of a gas turbine engine with a transition channel at the entrance to the power free turbine, the conical shell forming the inner wall of the channel together with the rear cover fixed to it by a bolt connection on the radial cylindrical protrusions of the lower shelves of the first nozzle vanes of the power turbine (Patent RF №2263809, F02C 7/28, 2005).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за малой площади контакта в телескопическом соединении на цилиндрических выступах нижней полки лопатки с конической обечайкой, а также из-за значительных взаимных температурных деформаций конической обечайки и задней крышки, что приводит к значительному износу и поломке деталей в процессе эксплуатации.A disadvantage of the known design adopted as a prototype is its low reliability due to the small contact area in the telescopic connection on the cylindrical protrusions of the lower shelf of the blade with a conical shell, and also due to significant mutual temperature deformations of the conical shell and the back cover, which leads to a significant wear and tear of parts during operation.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины путем обеспечения свободного радиального перемещения конической обечайки относительно переднего фланца, исключения контакта и взаимной деформации осевых выступов обечайки входного канала и задней крышки, а также уменьшения износа по контактирующим поверхностям обечайки, задней крышки и сопловых лопаток турбины.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of the turbine by providing free radial movement of the conical shell relative to the front flange, eliminating contact and mutual deformation of the axial protrusions of the shell of the inlet channel and the back cover, as well as reducing wear on the contacting surfaces of the shell, back cover and nozzle blades turbines.
Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с кольцевым входным каналом, внутренний конус которого образован задней крышкой и внутренней конической обечайкой, телескопически установленной на радиальных выступах полок сопловых лопаток первой ступени, согласно изобретению радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».The essence of the invention lies in the fact that in a turbine of a gas turbine engine with an annular inlet channel, the inner cone of which is formed by a back cover and an inner conical shell, telescopically mounted on the radial protrusions of the shelves of the nozzle vanes of the first stage, according to the invention, the radial protrusions of the shelves of the nozzle vanes of the first stage are made rectangular in cross-section and contacting side walls with axial protrusions of the conical shell and the back cover, which are made trapezoidal and in cross section, the sleeve axial projections located on the outer side of the axial projections of the back cover, wherein the conical shell is fixed axially relative to the cover front flange with a ring of radial type compounds "tongue and groove".
Кроме того, передний фланец выполнен разрезным и состоящим из секторов, а болтовое соединение переднего фланца с крышкой выполнено с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта.In addition, the front flange is made split and consisting of sectors, and the bolted connection of the front flange with the cover is made with an annular groove at the junction of the flange and the cover around the bolt shank.
Выполнение радиальных выступов полок сопловых лопаток первой ступени прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, обеспечивает контакт обечайки с лопаткой, а также контакт крышки с лопаткой по плоскости, а не по линии, как при цилиндрических выступах, что повышает надежность турбины за счет уменьшения износа по контактирующим поверхностям деталей.The implementation of the radial protrusions of the shelves of the nozzle vanes of the first stage are rectangular in cross section and contacting side walls with axial protrusions of the conical shell and the back cover, which are made trapezoidal in cross section, provides contact of the shell with the blade, as well as the contact of the cover with the blade in a plane rather than in lines, as with cylindrical protrusions, which increases the reliability of the turbine by reducing wear on the contact surfaces of the parts.
Размещение осевых выступов конической обечайки с внешней стороны от осевых выступов задней крышки исключает взаимный контакт выступов обечайки и крышки вследствие более высокой температуры обечайки на всех режимах работы по сравнению с температурой крышки, что исключает их контакт и взаимную деформацию и повышает надежность газовой турбины.Placing the axial protrusions of the conical shell on the outside of the axial protrusions of the back cover eliminates the mutual contact of the protrusions of the shell and the cover due to the higher temperature of the shell in all operating modes compared to the temperature of the cover, which eliminates their contact and mutual deformation and increases the reliability of the gas turbine.
Фиксация конической обечайки в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз» обеспечивает передачу осевых усилий от действия газовых сил с конической обечайки на сопловые лопатки, а также свободное радиальное перемещение обечайки относительно переднего фланца.Fixing the conical shell in the axial direction relative to the cover by the front flange using a thorn-groove ring radial connection ensures the transmission of axial forces from the action of gas forces from the conical shell to the nozzle blades, as well as the free radial movement of the shell relative to the front flange.
Для обеспечения сборки передний фланец выполнен разрезным и состоит из секторов.To ensure assembly, the front flange is split and consists of sectors.
Выполнение болтового соединения переднего фланца с крышкой с кольцевой канавкой на стыке фланца и крышки вокруг хвостовика болта исключает срезание и поломку стержня болта при взаимных температурных радиальных деформациях фланца и крышки.Performing a bolted connection of the front flange with the cover with an annular groove at the junction of the flange and the cover around the shank of the bolt eliminates the cutting and breakage of the bolt shaft during mutual temperature radial deformations of the flange and the cover.
На фиг.1 показан продольный разрез газовой турбины газотурбинного двигателя с газовым каналом на входе в турбину, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде. На фиг.3 представлен вид А на фиг.2, а на фиг.4 показано сечение Б-Б на фиг.3. Фиг.5 представляет элемент II на фиг.2 в увеличенном виде.Figure 1 shows a longitudinal section of a gas turbine of a gas turbine engine with a gas channel at the entrance to the turbine, figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view. Figure 3 presents a view a in figure 2, and figure 4 shows a section bB in figure 3. Figure 5 represents an element II in figure 2 in an enlarged view.
Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из статора 2 с первыми сопловыми лопатками 3 и ротора 4 с рабочими колесами 5.The turbine of a gas turbine engine 1 consists of a
На входе 6 в турбину 1 выполнен входной канал 7, внутренний конус 8 которого образован внутренней конической обечайкой 9, телескопически в радиальном направлении установленной с помощью осевых, трапециевидных в поперечном сечении выступов 10 на радиальных, прямоугольных в поперечном сечении выступах 11 нижних полок 12 первых сопловых лопаток 3.At the inlet 6 to the turbine 1, an
Задняя крышка 13, состоящая из крышки 14 и заднего фланца 15, также телескопически в радиальном направлении установлена на радиальных прямоугольных в поперечном сечении выступах 11 нижних полок 12 первых сопловых лопаток 3 с помощью осевых трапециевидных в поперечном сечении выступов 16, выполненных на заднем фланце 15 с внутренней стороны от выступов 10 обечайки 9. Выступы 16 фланца 15 расположены навстречу выступам 10 обечайки 9, между выступами 16 и расположенными с внешней стороны выступами 10 выполнен радиальный зазор δ. Радиальные выступы 11 полок 12 контактируют боковыми поверхностями 17 и 18 с осевыми выступами 10 обечайки 9 и с осевыми выступами 16 заднего фланца 15.The
В осевом направлении задний фланец 15 зафиксирован относительно радиального кольцевого ребра 19 нижней полки 12 первой сопловой лопатки 3 с помощью радиального телескопического соединения 20, позволяющего фланцу 15 перемещаться в радиальном направлении относительно полки 12 при температурных деформациях.In the axial direction, the
Коническая обечайка 9 зафиксирована в осевом направлении относительно заднего фланца 15 с помощью переднего фланца 21, радиальное ребро 22 которого образует с кольцевой радиальной внутренней канавкой 23 обечайки 9 кольцевое радиальное соединение 24 типа «шип-паз». Для обеспечения сборки передний фланец 21 выполнен разрезным, состоящим из секторов 25 и 26.The conical shell 9 is axially fixed relative to the
Передний фланец 21 установлен на задней крышке 13 с помощью болтового соединения 27, которое выполнено с кольцевой канавкой 28 на стыке 29 фланца 21 и крышки 13 - вокруг хвостовика 30 болта 31. Позицией 32 обозначен поток газа, проходящий через входной канал 7 в сторону ротора 4.The
Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.
При запуске газовой турбины газотурбинного двигателя 1 в первую очередь нагревается коническая обечайка 9, непосредственно контактирующая с потоком газа 32, что приводит к увеличению ее радиальных размеров. Так как обечайка 9 телескопически в радиальном направлении установлена на радиальных выступах 11 полок 12 сопловых лопаток 3, то ее температурная радиальная деформация происходит без появления дополнительных напряжений. Радиальный зазор δ между центрирующими осевыми выступами 10 обечайки 9 и выступами 16 заднего фланца 15 при этом увеличивается.When starting a gas turbine of a gas turbine engine 1, the conical shell 9 is first heated, which is in direct contact with the gas stream 32, which leads to an increase in its radial dimensions. Since the shell 9 is telescopically in the radial direction mounted on the
Далее прогревается задняя крышка 13, состоящая из крышки 14 и заднего фланца 15. Так как задний фланец 15 установлен телескопически в радиальном направлении на радиальных выступах 11 лопаток 3 с помощью осевых выступов 16, то и его радиальная температурная деформация происходит свободно, без появления дополнительных напряжений. Радиальный зазор δ при этом начинает уменьшаться.Then the
Так как передний фланец 21 расположен с внутренней стороны от конической обечайки 9 и задней крышки 13, то его повышение температуры происходит с отставанием от повышения температуры обечайки 9 и заднего фланца 15, что могло бы привести к поломке болтового соединения 27 фланца 21 и крышки 13. Однако этого не происходит, так как болтовое соединение переднего фланца 21 с крышкой 13 выполнено с кольцевой канавкой 28 вокруг хвостовика 30 болта 31, а передний фланец 21 является разрезным и состоит из секторов 25, 26.Since the
Claims (2)
радиальные выступы полок сопловых лопаток первой ступени выполнены прямоугольными в поперечном сечении и контактирующими боковыми стенками с осевыми выступами конической обечайки и задней крышки, которые выполнены трапециевидными в поперечном сечении, осевые выступы обечайки расположены с внешней стороны от осевых выступов задней крышки, причем коническая обечайка зафиксирована в осевом направлении относительно крышки передним фланцем с помощью кольцевого радиального соединения типа «шип-паз».1. The turbine of a gas turbine engine with an annular inlet channel, the inner housing of which is formed by a back cover and an inner conical shell, telescopically mounted on the radial protrusions of the shelves of the nozzle blades of the first stage, characterized in that
the radial protrusions of the shelves of the nozzle blades of the first stage are made rectangular in cross section and contacting side walls with axial protrusions of the conical shell and the back cover, which are made trapezoidal in cross section, the axial protrusions of the shell are located on the outside from the axial protrusions of the back cover, and the conical shell is fixed in axial direction relative to the cover by the front flange using a radial spike-groove type radial connection.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011151070/06A RU2480590C1 (en) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Turbine of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011151070/06A RU2480590C1 (en) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Turbine of gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2480590C1 true RU2480590C1 (en) | 2013-04-27 |
Family
ID=49153181
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011151070/06A RU2480590C1 (en) | 2011-12-14 | 2011-12-14 | Turbine of gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2480590C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103482219A (en) * | 2013-09-16 | 2014-01-01 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | Axial and radial positioning method for rotator in gas turbine transporting process |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4135362A (en) * | 1976-02-09 | 1979-01-23 | Westinghouse Electric Corp. | Variable vane and flowpath support assembly for a gas turbine |
| US4747750A (en) * | 1986-01-17 | 1988-05-31 | United Technologies Corporation | Transition duct seal |
| SU1777407A1 (en) * | 1989-02-06 | 1995-05-20 | М.Г. Колотиленко | Nozzle set for gas turbine |
| RU2146006C1 (en) * | 1996-09-24 | 2000-02-27 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Method of assembly of double-tier flow section of turbine cylinder and unit of connection of diaphragm rim with baffle plate of rear inter-tier seal for realization of this method (versions) |
| RU2263809C2 (en) * | 2003-08-04 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Multistage gas turbine |
| RU2270344C2 (en) * | 2000-07-03 | 2006-02-20 | Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. | Connecting device for reducing passage of gas turbine |
-
2011
- 2011-12-14 RU RU2011151070/06A patent/RU2480590C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4135362A (en) * | 1976-02-09 | 1979-01-23 | Westinghouse Electric Corp. | Variable vane and flowpath support assembly for a gas turbine |
| US4747750A (en) * | 1986-01-17 | 1988-05-31 | United Technologies Corporation | Transition duct seal |
| SU1777407A1 (en) * | 1989-02-06 | 1995-05-20 | М.Г. Колотиленко | Nozzle set for gas turbine |
| RU2146006C1 (en) * | 1996-09-24 | 2000-02-27 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Method of assembly of double-tier flow section of turbine cylinder and unit of connection of diaphragm rim with baffle plate of rear inter-tier seal for realization of this method (versions) |
| RU2270344C2 (en) * | 2000-07-03 | 2006-02-20 | Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. | Connecting device for reducing passage of gas turbine |
| RU2263809C2 (en) * | 2003-08-04 | 2005-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Multistage gas turbine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103482219A (en) * | 2013-09-16 | 2014-01-01 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | Axial and radial positioning method for rotator in gas turbine transporting process |
| CN103482219B (en) * | 2013-09-16 | 2016-06-01 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | Rotor is carried out axle, radial localization method by a kind of internal combustion turbine transportation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4393797B2 (en) | Compressor bleed case | |
| CN107044447B (en) | De-icing device for the split nose of an axial turbomachine compressor | |
| CA2826693C (en) | Turboprop engine with compressor turbine shroud | |
| US10590806B2 (en) | Exhaust system and gas turbine | |
| EP2325438B1 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
| US20130315716A1 (en) | Turbomachine having clearance control capability and system therefor | |
| US9850780B2 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
| RU2480590C1 (en) | Turbine of gas turbine engine | |
| RU2378517C1 (en) | Gas turbine rotor | |
| EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
| US9541006B2 (en) | Inter-module flow discourager | |
| EP2912269B1 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
| RU2439376C1 (en) | Gas turbine engine birotary screw fan | |
| RU2451793C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
| RU2369749C1 (en) | Two-stage turbine of has turbine engine | |
| RU2386816C1 (en) | High-temperature gas turbine | |
| RU2352788C1 (en) | High-temperature gas turbine | |
| US10557355B2 (en) | Turbine rotor assembly, turbine, and rotor blade | |
| JP2010169047A (en) | Axial flow turbine | |
| RU2560654C1 (en) | Gas turbine engine stator | |
| RU2382892C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2536652C1 (en) | Low-pressure turbine rotor | |
| RU2499893C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
| RU2352789C1 (en) | High-temperature turbine of gas turbine engine | |
| US11713691B2 (en) | Gas turbine system and moving unit including the same |
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 |