RU2560654C1 - Статор турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Статор турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2560654C1 RU2560654C1 RU2014122239/06A RU2014122239A RU2560654C1 RU 2560654 C1 RU2560654 C1 RU 2560654C1 RU 2014122239/06 A RU2014122239/06 A RU 2014122239/06A RU 2014122239 A RU2014122239 A RU 2014122239A RU 2560654 C1 RU2560654 C1 RU 2560654C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- support
- turbine engine
- ring
- gas turbine
- stator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает в себя внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями (7), и расположенные по потоку (5) газа охлаждаемые сопловые лопатки (14) с нижними полками (15). Внутреннее радиальное ребро (8) каждого обтекателя (7) расположено в U-образном уплотнительном кольце (9), установленном на кольцевом цилиндрическом фланце (11) опоры. U-образное уплотнительное кольцо (9) выполнено с внешним (12) и внутренним (13) С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток (14). С-образные выступы (12) и (13) образуют соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом (16), установленным в радиальном направлении на нижних полках (15) сопловых лопаток (14). В обечайке (22) внутреннего кольца (16) выполнены каналы (23) для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость (20) пониженного давления. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известен статор турбины, в котором обтекатели стоек межтурбинной опоры расположены на входе в ротор турбины низкого давления (патент US №6883303 B1, F02C 7/20, опубл. 26.04.2005 г.).
Недостатком известной конструкции является ее низкий коэффициент полезного действия из-за отсутствия лопаток соплового аппарата на входе в ротор турбины низкого давления.
Наиболее близким к заявленному является статор турбины газотурбинного двигателя, включающий внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями, и расположенные по потоку газа охлаждаемые сопловые лопатки с нижними полками (патент US №7905083 B2, F02K 3/02, опубл. 15.03.2011 г.). При этом сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении с помощью болтового соединения относительно стоек опоры.
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных нагрузок на стойки опоры от газовых сил, действующих на сопловые лопатки.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины газотурбинного двигателя за счет уменьшения нагрузки на стойки опоры турбины и изоляции замкнутой кольцевой воздушной полости внутреннего кольца от внешней газовой и внутренней воздушных полостей.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в статоре турбины газотурбинного двигателя, включающем внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями, и расположенные по потоку газа охлаждаемые сопловые лопатки с нижними полками, согласно изобретению внутреннее радиальное ребро каждого обтекателя расположено в U-образном уплотнительном кольце, установленном на кольцевом цилиндрическом фланце опоры, при этом U-образное уплотнительное кольцо выполнено с внешним и внутренним С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток и образующими соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом, установленным в радиальном направлении на нижних полках сопловых лопаток.
При этом в обечайке внутреннего кольца выполнены каналы для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость пониженного давления.
Размещение на внутреннем радиальном ребре обтекателя стойки U-образного в поперечном сечении уплотнительного кольца, установленного на кольцевом цилиндрическом фланце опоры, позволяет отделить воздушную полость опоры от газовой полости статора вне зависимости от осевых и радиальных температурных деформаций обтекателей и фланца опоры.
Выполнение уплотнительного кольца с внешним и внутренним С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток и образующими соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом, установленным в радиальном направлении на нижних полках сопловых лопаток, обеспечивает герметичность замкнутой полости внутреннего кольца вне зависимости от осевых перемещений внутреннего кольца относительно уплотнительного кольца и радиальных перемещений нижних полок сопловых лопаток относительно внутреннего кольца, что исключает передачу осевых усилий от сопловых лопаток через внутреннее и уплотнительное кольца на обтекатели стоек, а также исключает попадание газа из газовой полости статора в воздушную полость внутреннего кольца.
На фиг. 1 изображен продольный разрез статора турбины газотурбинного двигателя.
На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.
Статор 1 турбины газотурбинного двигателя включает внешний корпус 2, на котором установлены стойки 3 опоры 4, защищенные от контакта с газовым потоком 5 в газовой полости 6 статора 1 обтекателями 7.
На внутреннем радиальном ребре 8 каждого обтекателя 7 телескопически в радиальном направлении установлено U-образное (в поперечном сечении) уплотнительное кольцо 9, установленное (внутренней поверхностью 10) на кольцевом цилиндрическом фланце 11 опоры 4. Уплотнительное кольцо 9 выполнено с внешним 12 и внутренним 13 С-образными в поперечном сечении выступами.
В статоре 1 турбины газотурбинного двигателя по потоку 5 газа расположены охлаждаемые сопловые лопатки 14 с нижними полками 15. Внешний 12 и внутренний 13 С-образные в поперечном сечении выступы уплотнительного кольца 9 направлены в сторону размещенных по потоку 5 газа сопловых лопаток 14 и образуют с внутренним кольцом 16 (установленным в радиальном направлении на нижних полках 15 лопаток 14) телескопические в осевом направлении соединения типа «щип-паз» (соответственно, внешнее 17 и внутреннее 18 соединения), отделяющие замкнутую кольцевую воздушную полость 19 внутреннего кольца 16 от внешней газовой полости 6 статора и внутренней воздушной полости 20 пониженного давления.
Для дозированной подачи охлаждающего воздуха 21 в полость пониженного давления 20 в обечайке (внутренней) 22 кольца 16 выполнено множество каналов 23.
При работе статора 1 газотурбинного двигателя на сопловую лопатку 14 действует переменная по величине газовая сила P (см. фиг. 1), которая могла бы привести к повышению вибронапряжений в лопатке 14 и к ее поломке. Однако этого не происходит, так как силы трения в телескопических в осевом направлении верхнем 17 и внутреннем 18 соединениях типа «щип-паз» демпфируют колебания сопловой лопатки 14.
Claims (2)
1. Статор турбины газотурбинного двигателя, включающий внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями, и расположенные по потоку газа охлаждаемые сопловые лопатки с нижними полками, отличающийся тем, что внутреннее радиальное ребро каждого обтекателя расположено в U-образном уплотнительном кольце, установленном на кольцевом цилиндрическом фланце опоры, при этом U-образное уплотнительное кольцо выполнено с внешним и внутренним С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток и образующими соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом, установленным в радиальном направлении на нижних полках сопловых лопаток.
2. Статор турбины газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в обечайке внутреннего кольца выполнены каналы для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость пониженного давления.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014122239/06A RU2560654C1 (ru) | 2014-06-02 | 2014-06-02 | Статор турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014122239/06A RU2560654C1 (ru) | 2014-06-02 | 2014-06-02 | Статор турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2560654C1 true RU2560654C1 (ru) | 2015-08-20 |
Family
ID=53880767
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014122239/06A RU2560654C1 (ru) | 2014-06-02 | 2014-06-02 | Статор турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2560654C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106437871A (zh) * | 2016-11-10 | 2017-02-22 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 高背压汽轮机整体全周喷嘴室 |
| RU2792703C1 (ru) * | 2022-08-22 | 2023-03-23 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Статор турбины низкого давления газотурбинного двигателя |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU859656A1 (ru) * | 1979-08-27 | 1981-08-30 | Предприятие П/Я А-3513 | Направл ющий аппарат турбомашины |
| RU2151885C1 (ru) * | 1997-12-16 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Уплотнительное устройство газотурбинного двигателя |
| US7905083B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-03-15 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
| RU2464435C1 (ru) * | 2011-04-29 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Опора турбины газотурбинного двигателя |
-
2014
- 2014-06-02 RU RU2014122239/06A patent/RU2560654C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU859656A1 (ru) * | 1979-08-27 | 1981-08-30 | Предприятие П/Я А-3513 | Направл ющий аппарат турбомашины |
| RU2151885C1 (ru) * | 1997-12-16 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Уплотнительное устройство газотурбинного двигателя |
| US7905083B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-03-15 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
| RU2464435C1 (ru) * | 2011-04-29 | 2012-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Опора турбины газотурбинного двигателя |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106437871A (zh) * | 2016-11-10 | 2017-02-22 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 高背压汽轮机整体全周喷嘴室 |
| RU2792703C1 (ru) * | 2022-08-22 | 2023-03-23 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Статор турбины низкого давления газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10221711B2 (en) | Integrated strut and vane arrangements | |
| CN107044447B (zh) | 用于轴流式叶轮机械压缩机的分流鼻部的除冰装置 | |
| US9903224B2 (en) | Scupper channelling in gas turbine modules | |
| US10865658B2 (en) | Gas turbine exhaust member, and exhaust chamber maintenance method | |
| US9771818B2 (en) | Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case | |
| US9903216B2 (en) | Gas turbine seal assembly and seal support | |
| RU2584365C2 (ru) | Система отбора воздуха для осевой турбомашины | |
| US20150308344A1 (en) | Combination flow divider and bearing support | |
| WO2013130148A1 (en) | Full hoop casing for midframe of industrial gas turbine engine | |
| US20140248127A1 (en) | Turbine engine component with dual purpose rib | |
| US20140248152A1 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
| US20160146033A1 (en) | Gas turbine engine clearance control | |
| RU2560654C1 (ru) | Статор турбины газотурбинного двигателя | |
| US11525367B2 (en) | Sealing between a rotor disc and a stator of a turbomachine | |
| RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
| RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
| RU2386831C1 (ru) | Упругодемпферная опора газотурбинного двигателя | |
| RU2567892C1 (ru) | Статор компрессора высокого давления | |
| US9541006B2 (en) | Inter-module flow discourager | |
| EP2514928B1 (en) | Compressor inlet casing with integral bearing housing | |
| RU2375607C2 (ru) | Многоступенчатый компрессор для турбомашины | |
| RU2626180C2 (ru) | Выносная камера сгорания | |
| RU2480590C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2382893C1 (ru) | Лабиринтное уплотнение газотурбинного двигателя | |
| RU2567885C1 (ru) | Статор компрессора |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20190923 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210325 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210701 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |