RU2538985C1 - Статор высокотемпературной турбины - Google Patents
Статор высокотемпературной турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2538985C1 RU2538985C1 RU2013159243/06A RU2013159243A RU2538985C1 RU 2538985 C1 RU2538985 C1 RU 2538985C1 RU 2013159243/06 A RU2013159243/06 A RU 2013159243/06A RU 2013159243 A RU2013159243 A RU 2013159243A RU 2538985 C1 RU2538985 C1 RU 2538985C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- split ring
- sector
- stator
- cavity
- temperature turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к статорам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор высокотемпературной турбины включает размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью. На внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый патрубок, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленный в промежуточном корпусе. Внутренняя полость патрубка на входе соединена с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней полостью сектора разрезного кольца. Передний хвостовик сектора разрезного кольца установлен в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, а патрубок размещен по оси симметрии сектора разрезного кольца. Изобретение позволяет повысить надежность статора высокотемпературной турбины, за счет исключения паразитных утечек охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение секторов разрезного кольца. 5 ил.
Description
Изобретение относится к статорам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен статор высокотемпературной турбины, сектора разрезного кольца в котором охлаждаются через отверстия в ленте, расположенной с внешней стороны от секторов (патент RU №2465466, F01D 25/24).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за пониженной эффективности охлаждения секторов разрезного кольца.
Наиболее близким к заявляемому является статор высокотемпературной турбины, сектора разрезного кольца в котором выполнены с внутренней воздушной полостью, на входе соединенной каналами с воздушной полостью между разрезным кольцом и корпусом турбины (патент US №6742783, F01D 11/02).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за паразитных утечек охлаждающего воздуха из воздушной полости между разрезным кольцом и корпусом турбины, что может привести к уменьшению расхода охлаждающего воздуха, протекающего в воздушной полости разрезного кольца и к его перегреву.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности статора высокотемпературной турбины путем исключения паразитных утечек охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение секторов разрезного кольца.
Указанный технический результат достигается тем, что в статоре высокотемпературной турбины, включающем размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью, согласно изобретению, на внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый патрубок, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленный в промежуточном корпусе, причем внутренняя полость патрубка на входе соединена с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней полостью сектора разрезного кольца, при этом передний хвостовик сектора разрезного кольца установлен в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, а патрубок размещен по оси симметрии сектора разрезного кольца.
Размещение на внешней стороне сектора разрезного кольца полого патрубка, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленного в промежуточном корпусе, позволяет зафиксировать сектора разрезного кольца как в радиальном, так и в окружном направлениях.
Соединение внутренней полости патрубка на входе с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней воздушной полостью сектора разрезного кольца, позволяет организовать эффективное охлаждение секторов при минимальных паразитных утечках охлаждающего воздуха.
Установка переднего хвостовика сектора разрезного кольца в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, позволяет исключить появление дополнительных напряжений из-за различных температурных деформаций в радиальном направлении сектора разрезного кольца, промежуточного корпуса и сопловой лопатки, а также исключает выпадение сектора разрезного кольца в проточную часть статора высокотемпературной турбины в случае поломки патрубка.
Размещение патрубка по оси симметрии сектора разрезного кольца позволяет организовать равномерное в окружном направлении охлаждение сектора разрезного кольца, что повышает надежность статора высокотемпературной турбины.
На фиг.1 изображен продольный разрез статора высокотемпературной турбины.
На фиг.2 - вид А на фиг.1.
На фиг.3 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
На фиг.4 - вид Б на фиг.1.
На фиг.5 - вариант исполнения фиг.4.
Статор 1 высокотемпературной турбины состоит из наружного корпуса 2, в котором размещен промежуточный корпус 3 с установленными на нем сопловыми лопатками 4. Ниже лопаток 4 по потоку газа 5 в проточной части 6 статора 1 установлено разрезное кольцо 7, состоящее из множества секторов 8, каждый из которых выполнен с внутренней воздушной полостью 9. На внешней стороне 10 каждого из секторов 8 размещен полый патрубок 11, своим осевым цилиндрическим хвостовиком 12 установленный в промежуточном корпусе 3. Внутренняя полость 13 патрубка 11 на входе через каналы 14 соединена с воздушной полостью высокого давления 15 промежуточного корпуса 3, а на выходе - с внутренней воздушной полостью 9 сектора 8. Для обеспечения равномерного охлаждения сектора 8 в окружном направлении, патрубок 11 размещен по оси симметрии 16 сектора 8. Передним хвостовиком 17 сектор 8 соединением щип - паз 18 установлен в пазу 19 сопловой лопатки 4 с верхним 20 и нижним 21 радиальными зазорами. В воздушной полости 9 сектора 8, могут быть размещены различные интенсификаторы охлаждения, например, штырьки 22 или ребра 23.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе статора высокотемпературной турбины 1 паразитные утечки охлаждающего воздуха, поступающего из полости повышенного давления 15 в воздушную внутреннюю полость 9 сектора 8 минимальны, что способствует снижению температуры сектора 8 и повышению надежности статора высокотемпературной турбины.
Claims (1)
- Статор высокотемпературной турбины, включающий размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью, отличающийся тем, что на внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый патрубок, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленный в промежуточном корпусе, причем внутренняя полость патрубка на входе соединена с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней полостью сектора разрезного кольца, при этом передний хвостовик сектора разрезного кольца установлен в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, а патрубок размещен по оси симметрии сектора разрезного кольца.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013159243/06A RU2538985C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Статор высокотемпературной турбины |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013159243/06A RU2538985C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Статор высокотемпературной турбины |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2538985C1 true RU2538985C1 (ru) | 2015-01-10 |
Family
ID=53288235
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013159243/06A RU2538985C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Статор высокотемпературной турбины |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2538985C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2724379C2 (ru) * | 2016-04-18 | 2020-06-23 | Сафран Эркрафт Энджинз | Устройство охлаждения воздушными струями картера турбины |
| RU209660U1 (ru) * | 2021-12-03 | 2022-03-17 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Устройство для охлаждения секторов надроторного уплотнения турбины |
| RU222426U1 (ru) * | 2023-06-30 | 2023-12-25 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Устройство подвода охлаждающего воздуха к надроторным вставкам |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5993150A (en) * | 1998-01-16 | 1999-11-30 | General Electric Company | Dual cooled shroud |
| EP1124039A1 (en) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for a gas turbine shroud system |
| US6742783B1 (en) * | 2000-12-01 | 2004-06-01 | Rolls-Royce Plc | Seal segment for a turbine |
| US7347661B2 (en) * | 2004-02-13 | 2008-03-25 | Rolls Royce, Plc | Casing arrangement |
| RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
-
2013
- 2013-12-30 RU RU2013159243/06A patent/RU2538985C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5993150A (en) * | 1998-01-16 | 1999-11-30 | General Electric Company | Dual cooled shroud |
| EP1124039A1 (en) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for a gas turbine shroud system |
| US6742783B1 (en) * | 2000-12-01 | 2004-06-01 | Rolls-Royce Plc | Seal segment for a turbine |
| US7347661B2 (en) * | 2004-02-13 | 2008-03-25 | Rolls Royce, Plc | Casing arrangement |
| RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2724379C2 (ru) * | 2016-04-18 | 2020-06-23 | Сафран Эркрафт Энджинз | Устройство охлаждения воздушными струями картера турбины |
| RU209660U1 (ru) * | 2021-12-03 | 2022-03-17 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Устройство для охлаждения секторов надроторного уплотнения турбины |
| RU222426U1 (ru) * | 2023-06-30 | 2023-12-25 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Устройство подвода охлаждающего воздуха к надроторным вставкам |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9657593B2 (en) | Aircraft gas turbine having a core engine casing with cooling-air tubes | |
| US9347374B2 (en) | Gas turbine engine buffer cooling system | |
| EP2835503A1 (en) | Integrated strut and vane arrangements | |
| US20170306764A1 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
| US9435259B2 (en) | Gas turbine engine cooling system | |
| US10132193B2 (en) | Gas turbine engine duct assembly | |
| JP2017110652A (ja) | 活性高圧圧縮機クリアランス制御 | |
| US10138751B2 (en) | Segmented seal for a gas turbine engine | |
| RU2619327C2 (ru) | Узел турбомашины | |
| US9476355B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with a radial air flow discharged from the compressor section | |
| CN108691655B (zh) | 涡轮发动机管道接口 | |
| CN102536336A (zh) | 具有一体式隔板的涡轮机喷嘴段 | |
| RU2465466C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
| EP3153658B1 (en) | Windage shield system | |
| RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
| RU2484258C2 (ru) | Устройство для перемещения потока в газотурбинном двигателе | |
| US20160040542A1 (en) | Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine | |
| US11060405B2 (en) | Turbine engine with a swirler | |
| CN107435656B (zh) | 安装在推进器上的涡旋扰流器 | |
| RU184419U9 (ru) | Надроторная вставка газотурбинного двигателя | |
| US20180051571A1 (en) | Airfoil for a turbine engine with porous rib | |
| RU2534684C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
| EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
| US11401835B2 (en) | Turbine center frame |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171231 |