RU2549397C1 - Высокотемпературная газовая турбина - Google Patents
Высокотемпературная газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2549397C1 RU2549397C1 RU2013159281/06A RU2013159281A RU2549397C1 RU 2549397 C1 RU2549397 C1 RU 2549397C1 RU 2013159281/06 A RU2013159281/06 A RU 2013159281/06A RU 2013159281 A RU2013159281 A RU 2013159281A RU 2549397 C1 RU2549397 C1 RU 2549397C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- nozzle blade
- temperature gas
- honeycomb block
- high temperature
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высокотемпературная газовая турбина включает в себя лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки. Воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока. Осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки. Изобретение повышает надежность и экономичность высокотемпературной газовой турбины посредством исключения перегрева и разрушения сотового блока лабиринтного уплотнения, а также уменьшения радиального зазора в уплотнении. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна газовая турбина газотурбинного двигателя, в которой лабиринтное уплотнение по внутренней полке сопловой лопатки турбины осуществляется с помощью истираемых вставок, выполненных из мягкого материала, закрепленных на внутренней полке лопатки (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр.67, рис.3.11).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за износа истираемых вставок.
Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная газовая турбина, в которой лабиринтное уплотнение по внутренней полке сопловой лопатки турбины выполнено сотовым, т.е. с сотовым блоком, выполненным из тонкостенной металлической ленты и закрепленным (например, пайкой) на внутренней полке сопловой лопатки (патент RU №2151884, F01D 9/02).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность при высоких температурах газа перед турбиной из-за разрушения под действием температуры сотового блока, например, вследствие межкристаллической коррозии тонкостенной ленты, что приводит к увеличению радиального зазора в лабиринтном уплотнении и к снижению надежности высокотемпературной газовой турбины.
Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности и экономичности высокотемпературной газовой турбины путем исключения перегрева и разрушения сотового блока лабиринтного уплотнения, а также за счет уменьшения радиального зазора в уплотнении.
Указанный технический результат достигается тем, что в высокотемпературной газовой турбине, включающей лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки, согласно изобретению воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока. Осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки.
Соединение воздушной полости на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока, позволяет снизить температуру сотового блока в наиболее теплонапряженных его участках, повысив таким образом ресурс лабиринтного уплотнения и турбины в целом. Одновременно осуществляется конвективное охлаждение внутренней полки сопловой лопатки, что также повышает ее надежность.
Охлаждение сотового блока позволяет применить в его конструкции более тонкую ленту, что улучшает прирабатываемость сотового лабиринтного уплотнения, снижает его износ и позволяет повысить экономичность высокотемпературной газовой турбины за счет уменьшения радиального зазора в лабиринтном уплотнении.
На фиг.1 изображен продольный разрез высокотемпературной газовой турбины с лабиринтным сотовым уплотнением по внутренней полке сопловой лопатки.
На фиг.2 - вид А на фиг.1.
На фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.1.
Высокотемпературная газовая турбина 1 состоит из рабочего колеса 2 с рабочими лопатками 3 и установленным ниже по потоку газа 4 в проточной части 5 сопловым аппаратом 6 с сопловыми охлаждаемыми лопатками 7, которые выполнены с внутренней воздушной полостью 8. Воздушная полость 9 на выходе из рабочего колеса 2 уплотнена от проточной части 5 турбины 1 с помощью сотового лабиринтного уплотнения 10, состоящего из лабиринтного гребешка 11, установленного на хвостовике 12 рабочей лопатки 3 и ответного ему сотового блока 13, закрепленного на внутренней полке 14 сопловой лопатки 7. В дефлекторе 15 охлаждаемой сопловой лопатки 7 выполнено дозирующее отверстие 16, через которое внутренняя воздушная полость 8 лопатки 7 соединена на выходе через расположенный во внутренней полке 14 в окружном направлении раздаточный канал 17 и далее через систему осевых каналов 18 соединена с перфорацией 19, выходящей во внутренние полости 20 ячеек 21 сотового блока 13.
Работает устройство следующим образом.
При работе высокотемпературной газовой турбины 1 тепловой поток, поступающий от потока газа 4 через наружную поверхность 22 внутренней полки 14 сопловой лопатки 7, отсекается от сотового блока 13 системой осевых каналов 18, по которым протекает охлаждающий воздух 23 из воздушной полости 8 лопатки 7. Перфорация 19, выполненная в наиболее теплонапряженном месте сотового блока 13, способствует заполнению охлаждающим воздухом внутренних полостей 20 сотовых ячеек 21, что также снижает температуру сотового блока 13. В случае окисления и эрозии из-за высокой температуры газа 4 наружной поверхности 22 внутренней полки 14 лопатки 7 дополнительно может быть выполнена перфорация 24, соединяющая осевые каналы 18 с проточной частью 5 турбины 1, что способствует организации более эффективной конвективно-пленочной системы охлаждения наружной поверхности 22 внутренней полки 14 лопатки 7 воздухом 23.
Claims (2)
1. Высокотемпературная газовая турбина, включающая лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки, отличающаяся тем, что воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока.
2. Высокотемпературная газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013159281/06A RU2549397C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Высокотемпературная газовая турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013159281/06A RU2549397C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Высокотемпературная газовая турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2549397C1 true RU2549397C1 (ru) | 2015-04-27 |
Family
ID=53289728
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013159281/06A RU2549397C1 (ru) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Высокотемпературная газовая турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2549397C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108691576A (zh) * | 2017-04-04 | 2018-10-23 | 通用电气波兰有限责任公司 | 涡轮发动机以及其中所用的部件 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2151884C1 (ru) * | 1998-04-07 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
RU28187U1 (ru) * | 2002-10-24 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
EP1350925A3 (de) * | 2002-04-02 | 2005-03-09 | Man Turbo Ag | Vorrichtung zur Abdichtung in Turbomaschinen |
RU2369749C1 (ru) * | 2008-02-01 | 2009-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя |
RU2439348C1 (ru) * | 2010-05-05 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
-
2013
- 2013-12-30 RU RU2013159281/06A patent/RU2549397C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2151884C1 (ru) * | 1998-04-07 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
EP1350925A3 (de) * | 2002-04-02 | 2005-03-09 | Man Turbo Ag | Vorrichtung zur Abdichtung in Turbomaschinen |
RU28187U1 (ru) * | 2002-10-24 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
RU2369749C1 (ru) * | 2008-02-01 | 2009-10-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя |
RU2439348C1 (ru) * | 2010-05-05 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108691576A (zh) * | 2017-04-04 | 2018-10-23 | 通用电气波兰有限责任公司 | 涡轮发动机以及其中所用的部件 |
CN108691576B (zh) * | 2017-04-04 | 2022-01-25 | 通用电气波兰有限责任公司 | 涡轮发动机以及其中所用的部件 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20120057968A1 (en) | Ring segment with serpentine cooling passages | |
JP6266231B2 (ja) | タービンロータブレード先端における冷却構造 | |
JP6334123B2 (ja) | 動翼及び動翼冷却方法 | |
JP6031116B2 (ja) | ガスタービンエンジン用の非対称半径方向スプラインシール | |
US9017012B2 (en) | Ring segment with cooling fluid supply trench | |
US10494939B2 (en) | Air shredder insert | |
JP2005299638A (ja) | 熱シールド型タービン翼形部 | |
EP2372105A3 (en) | Rotor blade tip clearance control | |
US10247099B2 (en) | Pedestals with heat transfer augmenter | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
JP2015105657A (ja) | ダイヤ形の乱流発生器を有するタービン翼冷却通路 | |
JP2015105656A (ja) | 壁近傍のマイクロサーキット縁部冷却を有するタービンブレード | |
RU2619327C2 (ru) | Узел турбомашины | |
EP3181821B1 (en) | Turbulators for improved cooling of gas turbine engine components | |
MY159692A (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
US9963982B2 (en) | Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance | |
RU2549397C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
US20160195018A1 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
US8602735B1 (en) | Turbine blade with diffuser cooling channel | |
RU87748U1 (ru) | Рабочее колесо газовой турбины | |
US10508551B2 (en) | Engine component with porous trench | |
RU161058U1 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя | |
RU2518766C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя | |
JP6526787B2 (ja) | タービン動翼及びタービン | |
RU136092U1 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины |
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 |