RU2499893C1 - Gas turbine engine turbine - Google Patents
Gas turbine engine turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2499893C1 RU2499893C1 RU2012115085/06A RU2012115085A RU2499893C1 RU 2499893 C1 RU2499893 C1 RU 2499893C1 RU 2012115085/06 A RU2012115085/06 A RU 2012115085/06A RU 2012115085 A RU2012115085 A RU 2012115085A RU 2499893 C1 RU2499893 C1 RU 2499893C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- holes
- housing
- radial
- cooling system
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, и том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines and can find application in aircraft building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.A known turbine of a gas turbine engine according to the invention patent No. 2435039 IPC F01D 11/24, published April 27, 2008. The turbine housing includes a radial wall and contains a support for fastening the ring surrounding the turbine blades from its inner surface. The support comprises a peripheral wall surrounding the ring coaxially with it. The housing includes many perforations that provide air for uniform ventilation of the outer surface of the peripheral wall. Perforations are formed through the radial wall of the housing, passing radially inward. The wall essentially encompasses the ventilation chamber, which is also formed by the inner surface of the housing and the outer surface of the peripheral wall of the support. The ventilation chamber includes a small hole between the radial rib of the support and the inner surface of the radial wall to release air from the chamber.
Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.Disadvantages - structural complexity and the inability to regulate the radial clearance in all engine operating modes.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и, как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров но меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.Known gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2304221 IPC F01D 11/14, publ. 08/10/07, This gas turbine engine contains a compressor having several axial stages containing a housing, guiding devices and impellers, and a turbine containing a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as a means for regulating radial clearances but smaller at least one stage of the compressor and / or turbine.
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.Disadvantages - low efficiency of regulation of the radial clearance, especially in transition modes, when forcing or throttling the engine, the structural complexity of the device for regulating the radial clearance.
Газовая турбина, например, турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.A gas turbine, for example, a high pressure turbine for a turbomachine, such as the French patent disclosed in Patent No. 2688539, typically contains a plurality of fixed blades arranged so that they alternate with a plurality of movable blades in the path of the hot gas from the combustion chamber of the turbomachine . Moving turbine blades are surrounded around their periphery by a stationary annular assembly. The stationary annular assembly forms a passage along which hot gas flows through the turbine blades.
Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.In order to increase the efficiency of such a turbine, as is known, the gap that exists between the vertices of the moving turbine blades and the parts of the stationary annular assembly facing them is reduced to the value that is as small as possible.
Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.For this, tools have been developed that provide the ability to change the diameter of the stationary annular assembly.
Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.However, this solution is considered insufficient if the support to which the ring is attached is also exposed at its periphery to uneven thermal deformation, when such deformation leads to deformation of the turbine ring.
Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 111/04, прототип. Эта турбина содержит содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевые вставки над рабочими колесами закреплены на промежуточном и внутреннем корпусах,A turbine engine with adjustable radial clearances according to the patent of the Russian Federation No. 2435039, IPC F01D 111/04, prototype is also known. This turbine contains an outer, inner and intermediate case, a stage with a nozzle apparatus and an impeller with an annular insert above the impeller, and also means for regulating the radial clearances of at least one stage of the turbine, while the annular inserts above the impellers are fixed on the intermediate and inner enclosures,
Недостатки - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.Disadvantages - a sharp increase in the radial clearance during engine boosting due to the rapid heating of the case.
Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является уменьшение радиальных зазоров при форсировании двигателя.The technical result achieved by the invention is to reduce radial clearances during engine boosting.
Решение указанных задач достигнуто в турбине газотурбинного двигателя, содержащая внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины в том числе корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров, содержащее кольцевые вставки, внешний, внутренний и промежуточный корпуса, при этом промежуточный корпус выполнен конической формы с радиальным фланцем, при этом кольцевая вставка над рабочим колесом закреплена на промежуточном и внутреннем корпусах, тем, что согласно изобретению система охлаждения турбины содержат общий клапан, а также основной трубопровод, соединенный с верхней полостью соплового аппарата, внутренний трубопровод, соединенный с аппаратом закрутки, передний дефлектор с отверстиями и отверстия в диске. На внутренней поверхности кольцевой вставки может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели сотового уплотненияThe solution of these problems has been achieved in a turbine of a gas turbine engine, comprising an external, internal and intermediate housing, a stage with a nozzle apparatus and an impeller with an annular insert above the impeller, a turbine cooling system including an enclosure, and a radial clearance control means containing annular inserts, external, internal and intermediate housings, while the intermediate housing is conical in shape with a radial flange, while the annular insert above the impeller is fixed to the intermediate SG and inner housings, that the inventive turbine cooling system comprise a common valve and a main line connected to the upper space of the nozzle, the inner pipe connected to the unit spins, the front baffle with holes and openings in the disc. On the inner surface of the annular insert, a soft, easily abrasive coating may be applied. Honeycomb panels can be fixed to the inner surface of the annular insert.
Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-7), где:The invention is presented in the drawings (figures 1-7), where:
- на фиг.1 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора, первый вариант,- figure 1 presents a diagram of a turbine and a radial clearance control system, a first embodiment,
- на фиг.2 приведена схема установки кольцевой вставки,- figure 2 shows the installation diagram of the annular insert,
- на фиг.3 приведена кольцевая вставка с перфорацией,- figure 3 shows the annular insert with perforation,
- на фиг.4 приведено средство регулирования радиального зазора с турбулизаторами,- figure 4 shows the means of regulating the radial clearance with turbulators,
- на фиг.5 приведено средство регулирования радиального зазора с оребреием,- figure 5 shows the means of regulating the radial clearance with the ribs,
- на фиг.6 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,- Fig.6 shows an annular insert with a coating of soft abradable material, type A,
- на фиг.7 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений».- Fig.7 shows an annular insert with panels of "honeycomb seals".
Конструкция турбины ГТД, представленная на чертежах фиг 1…7. Турбина ГТД содержит вал 1, по меньшей мере, одну ступень 2. На фиг.1 приведена турбина с одной ступенью высокого давления 2. Ступень 2 содержит сопловой аппарат 3 и рабочее колесо 4 с охлаждаемыми рабочими лопатками 5. Рабочие лопатки 5 содержат замковую часть 6 с радиальными отверстиями 7. Рабочее колесо 4 имеет диск 8, с обеих сторон которого установлены передний и задний дефлекторы 9 и 10. В диске 8 выполнены отверстия 11 для подвода к рабочим лопаткам 5 охлаждающего воздуха. В переднем дефлекторе 9 выполнены отверстия 12, перед которыми установлен аппарат закрутки 13, к которому присоединена внутренняя труба 14, соединенная с нижней полость 15 соплового аппарата 3 и далее через нижнее отверстие 16, внутреннюю полость 17 соплового аппарата 3, верхнее отверстие 18 с полостью 19 и далее через втулку 20 - с основным трубопроводом 21, содержащим общий клапан 22. К основному трубопроводу 21 после общего клапана 22 присоединен дополнительный трубопровод 23, соединенный с коллектором 24, отверстиями 25, выполненным во внешнем корпусе 26. Кроме внешнего корпуса 26 турбина ГТД содержит внутренний корпус 27 и установленный между ними промежуточный корпус 28. При этом промежуточный корпус 28 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 29, соединенным с фланцем 30 внешнего корпуса 26 болтами 31. Кроме того, промежуточный корпус 28 имеет переднюю радиальную перегородку 32 и заднюю радиальную перегородку 33. В задней радиальной перегородке 33 выполнены отверстия 34, а между передней радиальной перегородкой 32 и внешним корпусом 26 выполнен кольцевой зазор 35.The design of the turbine GTE, presented in the drawings of FIGS. 1 ... 7. The turbine engine turbine contains a
К промежуточному корпусу 28 и внешнему корпусу 26 прикреплена кольцевая вставка 36. Кольцевая вставка 36 может быть выполнена разрезной из не менее, чем 3-х деталей 37 (на фиг.1…7 не показано) и закреплена на задней радиальной перегородке 33 в кольцевых пазах 38 и 39 промежуточном корпусе 28 скобами 40 (фиг.1 и 2).An annular insert 36 is attached to the
Предложенное средство регулирования радиальных зазоров кроме вышеперечисленных деталей содержит четыре полости переднюю 41, среднюю 42, заднюю 43 и нижнюю 44.The proposed means of regulating radial clearances in addition to the above parts contains four
Особенностью предложенной турбина является то, что для интенсификации охлаждения корпусов 26…28 отверстия 25 сообщается с передней полостью 41.A feature of the proposed turbine is that, to intensify the cooling of the
Для лучшего охлаждения промежуточного корпуса 28 с на промежуточном корпусе 28 могут быть выполнены отверстия 45, а на кольцевой вставке 36 - отверстия 46. (фиг.3).For better cooling of the intermediate housing 28 s,
Для более значительной интенсификации охлаждения на промежуточном корпусе 28 могут быть выполнены турбулизаторы 47 (фиг.4). Турбулизаторы 47 могут быть выполнены в виде выступов любой формы.For a more significant intensification of cooling on the
Для более значительной интенсификации охлаждения промежуточного корпуса 28, который фактически управляет радиальным зазором 6 может быть выполнено оребрение 48. Оребрение 48 может быть выполнено заодно с промежуточным корпусом 28 или закреплено на нем, например заклепками (фиг.5).For more significant intensification of the cooling of the
На внутренней поверхности кольцевых вставок 36 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 49 (фиг.6) или прикреплены вставки сотового уплотнения 50 (фиг.7.On the inner surface of the annular inserts 36, a soft, easy-to-
Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…7).The operation of the turbine GTE is as follows (figure 1 ... 7).
При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 60, имеет расчетное значение, а на форсажном (максиальном) режиме радиальные зазоры δ в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали.With a sharp change in the operating mode of the turbine of a gas turbine engine, for example, when it is forced, the temperature of the combustion products in front of the turbine increases. In the nominal mode, the radial clearance 60, has a calculated value, and in the afterburner (maximum) mode, the radial clearances δ at the initial moment in the absence of regulation would increase sharply.
Открывают общий клапан 22 и охлаждающий воздух охлаждает диск 8 и рабочие лопатки 5, но при этом наружный диаметр рабочего колеса продолжает увеличиваться по двум причинамOpen the
- из-за повышения частоты вращения вала 1 и диска 8,- due to an increase in the rotational speed of the
- из-за повышения температуры продуктов сгорания, проходящего между рабочими лопатками 5,- due to an increase in the temperature of the combustion products passing between the
- из-за относительно высокой температуры охлаждаемого воздуха, отбираемого обычно из-за последней ступени компрессора ГТД (компрессор на фиг.1-7 не показан).- due to the relatively high temperature of the cooled air, usually taken due to the last stage of the gas turbine compressor (the compressor is not shown in FIGS. 1-7).
Для компенсации этого охлаждающий воздух по трубопроводу 23 через коллектор 24 и отверстия 25 поступает между внешним и внутренним корпусами 26 и 27 в полость 41 и далее через зазор 35 - в полость 42, потом через отверстия 34 в полость 43. В течение нескольких секунд охлаждающий воздух снижает температуру корпусов 26…28, при этом кольцевая вставка 36 увеличивает диаметр, на позволяя рабочему колесу 4 коснуться кольцевой вставки 36, отодвигая его на больший диаметр и в то же время поддерживая минимально-возможный радиальный зазор 5.To compensate for this, the cooling air through the
В результате предложенная система может поддерживать радиальные зазоры постоянными на двух основных режимах, на максимальном (форсажном) и крейсерском.As a result, the proposed system can maintain radial clearances constant in two main modes, at maximum (afterburner) and cruising.
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить эффективное регулирование радиальных зазоров как в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах и в первую очередь на форсажном (максимальном) и на крейсерском режиме.1. To ensure effective regulation of radial clearances as in a turbine of a gas turbine engine in all modes, primarily in afterburner (maximum) and cruising modes.
2. Обеспечить более быстрое (без гистерезиса) увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет одновременного воздействия охлаждающим воздухом на статор (корпус) и ротор турбины.2. To provide a faster (without hysteresis) increase in engine power in afterburner (maximum) modes due to the simultaneous action of cooling air on the stator (housing) and turbine rotor.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012115085/06A RU2499893C1 (en) | 2012-04-16 | 2012-04-16 | Gas turbine engine turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012115085/06A RU2499893C1 (en) | 2012-04-16 | 2012-04-16 | Gas turbine engine turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2499893C1 true RU2499893C1 (en) | 2013-11-27 |
Family
ID=49710548
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012115085/06A RU2499893C1 (en) | 2012-04-16 | 2012-04-16 | Gas turbine engine turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2499893C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10975721B2 (en) | 2016-01-12 | 2021-04-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled containment case using internal plenum |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1809127A1 (en) * | 1977-07-13 | 1993-04-15 | Motornyj Z | Gas-turbine engine turbine |
RU2011873C1 (en) * | 1991-01-22 | 1994-04-30 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of controlling radial gap between case and blades of rotor of turbomachine |
FR2828908A1 (en) * | 2001-08-23 | 2003-02-28 | Snecma Moteurs | Method of controlling play in gas turbine high pressure stage involves flowing cold air and hot gas across stator ring casing to control diameter |
RU2261997C2 (en) * | 2003-08-04 | 2005-10-10 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ им. А.Н. Туполева) | Cooled two-stage turbine of gas-turbine engine with tubular or cannular-type combustion chamber |
US20080112797A1 (en) * | 2006-11-15 | 2008-05-15 | General Electric Company | Transpiration clearance control turbine |
WO2011076712A1 (en) * | 2009-12-23 | 2011-06-30 | Turbomeca | Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method |
-
2012
- 2012-04-16 RU RU2012115085/06A patent/RU2499893C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1809127A1 (en) * | 1977-07-13 | 1993-04-15 | Motornyj Z | Gas-turbine engine turbine |
RU2011873C1 (en) * | 1991-01-22 | 1994-04-30 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of controlling radial gap between case and blades of rotor of turbomachine |
FR2828908A1 (en) * | 2001-08-23 | 2003-02-28 | Snecma Moteurs | Method of controlling play in gas turbine high pressure stage involves flowing cold air and hot gas across stator ring casing to control diameter |
RU2261997C2 (en) * | 2003-08-04 | 2005-10-10 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ им. А.Н. Туполева) | Cooled two-stage turbine of gas-turbine engine with tubular or cannular-type combustion chamber |
US20080112797A1 (en) * | 2006-11-15 | 2008-05-15 | General Electric Company | Transpiration clearance control turbine |
WO2011076712A1 (en) * | 2009-12-23 | 2011-06-30 | Turbomeca | Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10975721B2 (en) | 2016-01-12 | 2021-04-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooled containment case using internal plenum |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7823389B2 (en) | Compound clearance control engine | |
RU2599413C2 (en) | Shell cooling passage | |
JP5312647B2 (en) | Plasma blade tip clearance controller | |
EP2546471B1 (en) | Tip clearance control for turbine blades | |
EP2055895A2 (en) | Turbomachine rotor disk | |
EP2924238B1 (en) | Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air | |
JP2008121685A (en) | Leaching clearance control turbine | |
RU2615867C2 (en) | Turbine crankcase, containing ring sections fasteners | |
JP2017110652A (en) | Active high pressure compressor clearance control | |
EP2938842B1 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
RU2504663C2 (en) | Gas turbine engine turbine | |
RU2506435C2 (en) | Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine | |
RU2500895C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
WO2015094990A1 (en) | Adjustable clearance control system for airfoil tip in gas turbine engine | |
RU2499893C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
RU2499892C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
RU2498087C1 (en) | Gas-turbine engine turbine | |
RU2635163C1 (en) | Device for starting gas turbine engine | |
RU2490474C1 (en) | Turbine of gas-turbine engine | |
RU2500894C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
RU2499145C1 (en) | Turbine of bypass gas turbine engine | |
RU2496991C1 (en) | Bypass gas turbine | |
RU2501956C1 (en) | Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine | |
RU2506433C2 (en) | Gas turbine engine | |
RU2519127C1 (en) | Turbine of gas turbine engine and method for adjustment of radial clearance in turbine |