RU2614453C1 - Cooled high-pressure turbine - Google Patents
Cooled high-pressure turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2614453C1 RU2614453C1 RU2015155643A RU2015155643A RU2614453C1 RU 2614453 C1 RU2614453 C1 RU 2614453C1 RU 2015155643 A RU2015155643 A RU 2015155643A RU 2015155643 A RU2015155643 A RU 2015155643A RU 2614453 C1 RU2614453 C1 RU 2614453C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- blade
- ring
- disk
- labyrinth
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing, namely to cooled turbines of gas turbine engines.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая турбина высокого давления, содержащая рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки и безлопаточный диффузор,The closest in technical essence and the achieved result is a cooled high-pressure turbine containing an impeller in the form of a wheel disk with impellers installed on it with internal cooling cavities, supply channels to the cooling air blades, a nozzle spin device and a bladeless diffuser,
/RU 2196233, МПК7 F01D 5/08. Опубликовано: 10.01.2003/./ RU 2196233, IPC 7 F01D 5/08. Published: January 10, 2003 /.
Недостатком известной турбины является наличие отверстий в ободе основного диска для подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. При работе турбины возле отверстий появляются трещины, последние ограничивают ресурс диска. Другим недостатком является значительная масса покровного диска, которая вращается с диском рабочего колеса, что приводит к значительным потерям. Подача охлаждающего воздуха от аппарата закрутки к рабочему колесу турбины производится с большими потерями полного давления и высоким уровнем его температуры, поскольку безлопаточный диффузор обладает большим гидравлическим сопротивлением.A disadvantage of the known turbine is the presence of holes in the rim of the main disk for supplying cooling air to the blades. When the turbine is working, cracks appear near the holes, the latter limit the disk resource. Another disadvantage is the significant mass of the casing disk, which rotates with the impeller disk, which leads to significant losses. The supply of cooling air from the spin apparatus to the impeller of the turbine is carried out with large losses of full pressure and a high level of its temperature, since the bladeless diffuser has a large hydraulic resistance.
Задача изобретения - повышение эффективности охлаждения рабочего колеса турбины, повышение его технологической стойкости.The objective of the invention is to increase the cooling efficiency of the impeller of the turbine, increasing its technological stability.
Ожидаемый технический результат - уменьшение массы вращающегося диска, повышение надежности и ресурсов, улучшение охлаждения рабочего колеса турбины, упрощение технологии изготовления элементов турбины, снижение металлоемкости и удешевление их стоимости.The expected technical result is a decrease in the mass of the rotating disk, an increase in reliability and resources, an improvement in the cooling of the turbine impeller, a simplification of the manufacturing technology of the turbine elements, a reduction in the metal consumption and a reduction in the cost of them.
Технический результат достигается тем, что известная охлаждаемая турбина высокого давления, содержащая рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки и безлопаточный диффузор, по предложению, турбина снабжена замками фиксаторами лопаток и приставным кольцом с подкачивающими лопатками, на полотне диска рабочего колеса выполнен кольцевой выступ с установленным на нем лабиринтом, безлопаточный диффузор жестко закреплен на аппарате закрутки, а приставное кольцо с подкачивающими лопатками с помощью байонетного соединения закреплено под ободом диска и снабжено лабиринтом, выполненным по внутренней поверхности кольца, безлопаточный диффузор посредством выполненных на его стенках сотовых кольцевых уплотнений сообщен с лабиринтом, выполненным на кольцевом выступе рабочего колеса, и с лабиринтом, выполненным по внутренней поверхности приставного кольца, в ободе диска и ножках лопаток выполнены пазы под замки фиксаторы лопаток, каналы подвода воздуха в лопатку выполнены в виде паза в диске под замком лопаток, а напротив пазов в диске в замках фиксаторах лопаток со стороны приставного кольца выполнены отверстия, при этом охлаждающие полости лопаток последовательно сообщены с каналами подвода воздуха в лопатку, с полостями под приставным кольцом с подкачивающими лопатками и с полостями безлопаточного диффузора и аппарата закрутки.The technical result is achieved by the fact that the known cooled high-pressure turbine, comprising an impeller in the form of a wheel disk with impellers with internal cooling cavities mounted on it, channels for supplying cooling air blades, nozzle swirl apparatus and a bladeless diffuser, is optionally equipped with locks blade clamps and an attachment ring with pumping vanes, an annular protrusion with a labyrinth mounted on it is made on the blade of the impeller disk, bladeless the diffuser is rigidly fixed to the swirling apparatus, and the attachment ring with booster vanes is attached under the rim of the disk with a bayonet fitting and provided with a labyrinth made on the inner surface of the ring, the bladeless diffuser is in communication with the labyrinth made on its walls of the ring seals made on the ring protrusion of the working wheels, and with a labyrinth made on the inner surface of the attachment ring, grooves under the locks for the locks of the blades are made in the rim of the disk and the legs of the blades, to the air inlet blades are made in the form of a groove in the disk under the blade lock, and opposite the grooves in the disk in the locks of the blade clamps on the side of the attached ring, holes are made, while the cooling cavities of the blades are connected in series with the channels for supplying air to the blade, with cavities under the attached ring with booster blades and with cavities of the bezlopochny diffuser and spin device.
В предложенном решении предусмотрено каналы подвода воздуха в лопатку выполнять в виде паза в диске под замком лопаток, что исключает выполнение отверстий в ободе диска и появление трещин возле них при работе турбины, а выполнение безлопаточного диффузора стационарным, жестко закрепленным на сопловом аппарате загрузки позволяет значительно уменьшить массу вращающегося диска. Разгрузка диска и предложенное выполнение каналов подвода воздуха повышают надежность диска рабочего колеса и увеличивают ресурс его работы.The proposed solution provides channels for supplying air to the blade in the form of a groove in the disk under the blade lock, which eliminates the holes in the rim of the disk and the appearance of cracks near them during the operation of the turbine, and the implementation of the bladeless diffuser stationary, rigidly fixed to the nozzle loading device can significantly reduce mass of a rotating disk. The unloading of the disk and the proposed implementation of the air supply channels increase the reliability of the impeller disk and increase its service life.
Стационарный безлопаточный диффузор выполняется из более тонкого металла, внутренний тракт его является «гидравлически гладким», что значительно уменьшает потери давления потока на местных сопротивлениях, увеличивается скорость повышения давления, достигается более высокая степень повышения давления, что обеспечивает более надежное охлаждение элементов турбины путем снижения температуры воздушного потока и увеличения его скорости в тракте охлаждения.The stationary bladeless diffuser is made of thinner metal, its internal path is “hydraulically smooth”, which significantly reduces flow pressure losses at local resistances, increases the pressure increase rate, and provides a higher degree of pressure increase, which provides more reliable cooling of the turbine elements by lowering the temperature air flow and increase its speed in the cooling path.
Конструкция диска и отдельно безлопаточного диффузора значительно менее металлоемки, не требуют сложных технологий при их изготовлении, а следовательно, достигается удешевление всей турбины.The design of the disk and separately the bladeless diffuser is significantly less metal-consuming, do not require complex technologies in their manufacture, and therefore, the cost of the entire turbine is reduced.
Фиг 1 - продольное сечение турбины высокого давления.Fig 1 is a longitudinal section of a high pressure turbine.
Фиг 2 - сечение А-А аппарата закрутки.Fig 2 is a section aa of the spinning apparatus.
Охлаждаемая турбина содержит рабочее колесо 1, диск 2, рабочие лопатки 3, установленные на ободе 4 диска 2, с помощью, например: елочных замков, выполненных на ножке 5, лопатки 3, замки фиксаторы 6, приставное кольцо 7 с подкачивающими лопатками, кольцо 7 закреплено под ободом диска 4 с помощью байонетного соединения 8. От радиального проскальзывания байонетное соединение 8 фиксируется специальным крепежным элементом (на чертеже не показано). На полотне диска 2 рабочего колеса выполнен кольцевой выступ 9, а по внутренней поверхности приставного кольца 7 и кольцевому выступу 9 установлены лабиринты 10. Стенки без лопаточного диффузора 11 и 18 жестко закреплены на аппарате закрутки 12 с выходными каналами в виде профилированных сопел 19, направленных в сторону вращения рабочего колеса. Безлопаточный диффузор посредством выполненных на его стенках сотовых кольцевых уплотнений 13 и 17 контактирует с зубьями лабиринтов 10 и 16. В ободе 4 диска и ножках 5 лопаток выполнены пазы 14 под замки фиксаторы 6 лопаток, а каналы для подачи воздуха в лопатку выполнены в виде паза 15 в диске под замком 6 лопаток, причем напротив пазов 15 в диске в замках фиксаторах 6 лопаток со стороны приставного кольца 7 выполнены отверстия.The cooled turbine contains an
При работе турбины воздух из соплового аппарата закрутки 12 поступает в профилированные сопела 19 направленные в сторону вращения рабочего колеса. На выходе из сопел воздушный поток поворачивается, закручивается и проходит между стенками 11 и 18 безлопаточного диффузора под обод к полотну диска. Далее воздух следует через пазы байонетного соединения 8 в полость между ободом 4 и приставным кольцом 7 и через отверстия фиксирующих замков 6 попадает в пазы 15 под подошвы рабочих лопаток 3. Кольца сотовых уплотнений 13 и 17 и зубья лабиринтов 10 и 16, контактируют между собой и обеспечивают минимальные потери воздуха.During the operation of the turbine, air from the
Предлагаемая турбина обеспечивает повышение надежности и ресурса диска, поскольку в диске отсутствуют отверстия в ободе диска и уменьшена масса вращающегося диска, в самой турбине улучшается охлаждение рабочего колеса турбины, а при ее изготовлении достигается упрощение технологии изготовления ее элементов, снижение металлоемкости и удешевление стоимости.The proposed turbine provides increased reliability and resource of the disk, since there are no openings in the disk of the rim of the disk and the mass of the rotating disk is reduced, cooling of the impeller of the turbine is improved in the turbine itself, and during its manufacture a simplification of the manufacturing technology of its elements, reduction of metal consumption and cost reduction are achieved.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015155643A RU2614453C1 (en) | 2015-12-24 | 2015-12-24 | Cooled high-pressure turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015155643A RU2614453C1 (en) | 2015-12-24 | 2015-12-24 | Cooled high-pressure turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2614453C1 true RU2614453C1 (en) | 2017-03-28 |
Family
ID=58505476
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015155643A RU2614453C1 (en) | 2015-12-24 | 2015-12-24 | Cooled high-pressure turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2614453C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2684298C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-04-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
EP0222679B1 (en) * | 1985-11-04 | 1989-03-15 | United Technologies Corporation | A sideplate for turbine disk |
US4882902A (en) * | 1986-04-30 | 1989-11-28 | General Electric Company | Turbine cooling air transferring apparatus |
RU2196233C1 (en) * | 2001-06-21 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Cooled turbine of gas turbine engine |
RU2373402C2 (en) * | 2004-03-03 | 2009-11-20 | Снекма | Gas turbine engine, for example aircraft turbojet engine |
RU2530961C1 (en) * | 2013-09-27 | 2014-10-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Rotor of axial gas turbine |
-
2015
- 2015-12-24 RU RU2015155643A patent/RU2614453C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
EP0222679B1 (en) * | 1985-11-04 | 1989-03-15 | United Technologies Corporation | A sideplate for turbine disk |
US4882902A (en) * | 1986-04-30 | 1989-11-28 | General Electric Company | Turbine cooling air transferring apparatus |
RU2196233C1 (en) * | 2001-06-21 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Cooled turbine of gas turbine engine |
RU2373402C2 (en) * | 2004-03-03 | 2009-11-20 | Снекма | Gas turbine engine, for example aircraft turbojet engine |
RU2530961C1 (en) * | 2013-09-27 | 2014-10-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Rotor of axial gas turbine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2684298C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-04-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method of cooling the rotor of a high pressure turbine (hpt) of gas turbine engine (gte), hpt rotor and hpt rotor blade cooled by this method, knot of the device of twisting of air of hpt rotor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2373402C2 (en) | Gas turbine engine, for example aircraft turbojet engine | |
JP4995368B2 (en) | Internally cooled blade tip shroud | |
US8182209B2 (en) | Air reinjection compressor | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
US9151174B2 (en) | Sealing assembly for use in a rotary machine and methods for assembling a rotary machine | |
JP4929217B2 (en) | Gas turbine, gas turbine intermediate shaft, and gas turbine compressor cooling method | |
EP2055895A2 (en) | Turbomachine rotor disk | |
CN110050128B (en) | Diaphragm for centrifugal compressor | |
RU2011120176A (en) | HIGH PRESSURE TURBINE VENTILATION IN A GAS-TURBINE ENGINE | |
JP2011512479A (en) | Impeller and turbocharger | |
CN103122776B (en) | For the diffuser of axial-flow machine | |
JP2012233475A (en) | Centrifugal compressor assembly with stator vane row | |
KR102153065B1 (en) | Ring segment and gas turbine having the same | |
MY161317A (en) | Gas turbine | |
RU2011149395A (en) | COOLING CIRCUIT FOR ROTOR DRUM | |
JP2012127338A5 (en) | ||
JP2016125481A (en) | Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades | |
CN109667627A (en) | The rotor disk assembly of gas turbine | |
RU2614453C1 (en) | Cooled high-pressure turbine | |
CN109139253B (en) | Miniature gas turbine | |
US9057275B2 (en) | Nozzle diaphragm inducer | |
US20130318982A1 (en) | Turbine cooling apparatus | |
RU2263809C2 (en) | Multistage gas turbine | |
US20160195018A1 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
JP2004028096A (en) | Simple support device for nozzle of gas turbine stage |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |