RU2615391C1 - Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя - Google Patents
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2615391C1 RU2615391C1 RU2016108696A RU2016108696A RU2615391C1 RU 2615391 C1 RU2615391 C1 RU 2615391C1 RU 2016108696 A RU2016108696 A RU 2016108696A RU 2016108696 A RU2016108696 A RU 2016108696A RU 2615391 C1 RU2615391 C1 RU 2615391C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- additional
- cavity
- diffuser
- stator
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Охлаждаемая турбина содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток. Входная полость воздуховода сообщена с источником охлаждающего воздуха. Выходная полость воздуховода соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а с другой стороны, через аппарат закрутки статора, безлопаточный диффузор и воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки. Дополнительный безлопаточный диффузор размещен на сопловом аппарате турбины и выполнен в виде канала, полость на входе которого соединена с дополнительным аппаратом закрутки статора, а полость на выходе соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки. Полость на выходе из дополнительного безлопаточного диффузора отделена подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости на входе в безлопаточный диффузор. Изобретение позволяет снизить массу и металлоемкость конструкции узла турбины, упростить технологию ее изготовления и сборки, повысить запасы прочности и ресурса двигателя при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины. 1 ил.
Description
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. На этих типах двигателей максимальный режим работы двигателя по мощности кратковременный, а крейсерские режимы - долговременные в жизненном цикле двигателя. Поэтому на авиационных двигателях требуется иметь широкий диапазон регулирования по мощности, по оборотам и уровню температуры перед турбиной.
Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, входная полость которого сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а с другой стороны, через аппарат закрутки статора, безлопаточный диффузор и воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки (патент РФ №2387846, МПК F01D 5/18, опубл. 27.04.2010).
Недостатком данного изобретения является то, что безлопаточный и дополнительный безлопаточный диффузоры соединены с диском турбины и находятся в поле центробежных сил. Это усложняет конструкцию крепления элементов безлопаточных диффузоров к диску турбины, снижает их запасы прочности и надежности, создает проблему уплотнения этих элементов с целью минимизации утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Также для обеспечения требуемых запасов прочности и ресурса самих безлопаточных диффузоров требуется увеличить их массу, а следовательно, и массу самого диска турбины, что повышает металлоемкость конструкции и, следовательно, увеличиваются затраты на изготовление узлов турбины.
Задача изобретения - повышение эффективности охлаждения и упрощение производства двигателя.
Ожидаемый технический результат - снижение массы и металлоемкости конструкции узла турбины, упрощение технологии ее изготовления и сборки, повышение запасов прочности и ресурса двигателя при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в охлаждаемой турбине двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащей сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, входная полость которого сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а, с другой стороны, через аппарат закрутки статора, безлопаточный диффузор и воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки, по изобретению дополнительный безлопаточный диффузор размещен на сопловом аппарате турбины и выполнен в виде канала, полость на входе которого соединена с дополнительным аппаратом закрутки статора, а полость на выходе соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, при этом полость на выходе из дополнительного безлопаточного диффузора отделена подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости на входе в безлопаточный диффузор.
Размещение дополнительного безлопаточного диффузора на сопловом аппарате турбины обеспечивает его неподвижность и отсутствие влияния центробежных сил диска. В этом случае упрощается технология крепления дополнительного безлопаточного диффузора, технология его производства, поскольку дополнительный безлопаточный диффузор возможно изготовить из листового материала, применяя более дешевые и простые операции. Снижается масса дополнительного безлопаточного диффузора, а следовательно, и всего узла турбины в целом.
Выполнение дополнительного безлопаточного диффузора в виде канала обеспечивает однозначность его геометрии и независимость подвода охлаждающего воздуха к наиболее теплонапряженной входной кромке рабочей лопатки турбины.
Для безлопаточного диффузора известно, что максимальная степень повышения давления охлаждающего воздуха при его торможении в безлопаточном диффузоре реализуется до момента достижения равенства скорости охлаждающего воздуха и скорости диска турбины. В этом случае охлаждающий воздух входит в дополнительные воздушные каналы с высоким давлением с минимальными потерями, что позволяет использовать его для получения высоких скоростей в тракте охлаждения лопатки, особенно ее входной кромки, где наблюдаются высокие тепловые потоки. В случае, когда безлопаточный диффузор неподвижен, это условие остается справедливым. Таким образом, в неподвижном безлопаточном диффузоре также обеспечивается повышение давления потока охлаждающего воздуха за вычетом потерь на трение о неподвижные стенки канала.
Соединение полости на входе в канал с дополнительным аппаратом закрутки, а полости на выходе через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, обеспечивает охлаждение теплонапряженной входной кромки воздухом более низкой температуры, чем в источнике охлаждающего воздуха, поскольку поток воздуха выходит из дополнительного аппарата закрутки статора с высокими скоростями, что обеспечивает снижение его температуры.
Отделение полости на выходе из дополнительного безлопаточного диффузора подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости на входе в безлопаточный диффузор обеспечивает минимальные утечки охлаждающего воздуха в проточную часть турбины и позволяет более точно разделить потоки охлаждающих воздухов во внутреннюю полость, примыкающую к входной кромке, и остальную полость рабочей лопатки, что обеспечивает независимость и автономность подводов.
На чертеже показан продольный разрез охлаждаемой турбины.
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины 1 с сопловыми лопатками 2, диск 3 с рабочими лопатками 4, установленными в проточной части турбины 5, многоканальный воздуховод 6, проходящий через внутренние полости 7 сопловых лопаток 2.
Входная полость 8 многоканального воздуховода 6 сообщена с источником охлаждающего воздуха 9, а выходная полость 10 соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора 11, дополнительный безлопаточный диффузор 12 и дополнительные воздушные каналы 13 с внутренней полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, а, с другой стороны, через аппарат закрутки статора 16, безлопаточный диффузор 17 и воздушные каналы 18 с остальной полостью 19 каждой рабочей лопатки 4.
Дополнительный безлопаточный диффузор 12 размещен на сопловом аппарате турбины 1 и выполнен в виде канала 20, полость на входе 21 которого соединена с дополнительным аппаратом закрутки статора 11, а полость на выходе 22 соединена через дополнительные воздушные каналы 13 с внутренней полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15.
Полость на выходе 22 из дополнительного безлопаточного диффузора 12 отделена подвижными уплотнениями 23 и 24 от проточной части турбины 5 и от полости 25 на входе в безлопаточный диффузор 17.
Охлаждение турбины осуществляется следующим образом. Воздух от источника охлаждающего воздуха 9 поступает во входную полость 8 многоканального воздуховода 6, проходящего через внутренние полости 7 сопловых лопаток 2, на выходе 10 из которого часть потока охлаждающего воздуха направляется в аппарат закрутки статора 16, а часть в дополнительный аппарат закрутки статора 11. Распределение расходов охлаждающего воздуха зависит от площади выходных каналов аппаратов закрутки статора и определяется на стадии проектировочного расчета.
Воздух, выходящий из дополнительного аппарата закрутки статора 11 с температурой, более низкой, чем на входе, за счет разгона потока охлаждающего воздуха в нем, направляется по неподвижному каналу 20 дополнительного безлопаточного диффузора 12, где происходит торможение потока охлаждающего воздуха с повышением его давления за вычетом потерь на трение о неподвижные стенки канала 20. Далее воздух с высоким давлением через дополнительные воздушные каналы 13 устремляется во внутреннюю полость 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, и обеспечивает охлаждение теплонапряженной входной кромки 15.
Одновременно воздух, выходящий из аппарата закрутки статора 16 также с более низкой температурой, чем на входе, поступает во вращающийся безлопаточный диффузор 17, где в результате торможения потока повышается давление на выходе из безлопаточного диффузора 17 и воздух устремляется через воздушные каналы 18 в остальную часть 19 каждой рабочей лопатки 4, где происходит охлаждение выходной кромки и задней части рабочей лопатки турбины.
Через подвижные уплотнения 23 и 24 небольшая часть воздуха поступает в проточную часть турбины 5, а также происходит перетечка воздуха между вращающимся и неподвижным безлопаточными диффузорами 17 и 12 соответственно.
Реализация данного изобретения позволяет снизить затраты на изготовление и сборку элементов конструкции узла турбины за счет снижения массы деталей и металлоемкости конструкции, упрощения технологии крепления и сборки узла турбины, повысить запасы прочности и ресурса двигателя в целом при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины.
Claims (1)
- Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, входная полость которого сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а с другой стороны, через аппарат закрутки статора, безлопаточный диффузор и воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки, отличающаяся тем, что дополнительный безлопаточный диффузор размещен на сопловом аппарате турбины и выполнен в виде канала, полость на входе которого соединена с дополнительным аппаратом закрутки статора, а полость на выходе соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, при этом полость на выходе из дополнительного безлопаточного диффузора отделена подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости на входе в безлопаточный диффузор.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016108696A RU2615391C1 (ru) | 2016-03-11 | 2016-03-11 | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016108696A RU2615391C1 (ru) | 2016-03-11 | 2016-03-11 | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2615391C1 true RU2615391C1 (ru) | 2017-04-04 |
Family
ID=58506963
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016108696A RU2615391C1 (ru) | 2016-03-11 | 2016-03-11 | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2615391C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112459851A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | 一种涡轮动叶冷却空气增压装置 |
FR3125084A1 (fr) * | 2021-07-09 | 2023-01-13 | Safran Helicopter Engines | Capot anti-obstruction pour un systeme anti-incendie d’une turbomachine et systeme anti-incendie correspondant |
FR3125082A1 (fr) * | 2021-07-09 | 2023-01-13 | Safran Helicopter Engines | Systeme anti-incendie pour une turbomachine comprenant un diffuseur d’air de refroidissement et turbomachine correspondante |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2081392A (en) * | 1980-08-06 | 1982-02-17 | Rolls Royce | Turbomachine seal |
US5143512A (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-01 | General Electric Company | Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes |
RU2183747C1 (ru) * | 2000-10-05 | 2002-06-20 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины |
RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
RU2443869C2 (ru) * | 2010-02-19 | 2012-02-27 | Вячеслав Евгеньевич Беляев | Устройство для охлаждения ротора газовой турбины |
RU2525379C1 (ru) * | 2013-05-15 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
-
2016
- 2016-03-11 RU RU2016108696A patent/RU2615391C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2081392A (en) * | 1980-08-06 | 1982-02-17 | Rolls Royce | Turbomachine seal |
US5143512A (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-01 | General Electric Company | Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes |
RU2183747C1 (ru) * | 2000-10-05 | 2002-06-20 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Устройство для охлаждения рабочего колеса газовой турбины |
RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
RU2443869C2 (ru) * | 2010-02-19 | 2012-02-27 | Вячеслав Евгеньевич Беляев | Устройство для охлаждения ротора газовой турбины |
RU2525379C1 (ru) * | 2013-05-15 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112459851A (zh) * | 2020-10-27 | 2021-03-09 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | 一种涡轮动叶冷却空气增压装置 |
CN112459851B (zh) * | 2020-10-27 | 2021-12-17 | 中船重工龙江广瀚燃气轮机有限公司 | 一种涡轮动叶冷却空气增压装置 |
FR3125084A1 (fr) * | 2021-07-09 | 2023-01-13 | Safran Helicopter Engines | Capot anti-obstruction pour un systeme anti-incendie d’une turbomachine et systeme anti-incendie correspondant |
FR3125082A1 (fr) * | 2021-07-09 | 2023-01-13 | Safran Helicopter Engines | Systeme anti-incendie pour une turbomachine comprenant un diffuseur d’air de refroidissement et turbomachine correspondante |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2387846C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
US10017259B2 (en) | De-icing splitter for an axial turbine engine compressor | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
EP3052762B1 (en) | Feature to provide cooling flow to a turbine rotor disk | |
US10669852B2 (en) | Gas turbine | |
US10113486B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
CN102187062A (zh) | 涡轮机高压涡轮的通风 | |
US10125781B2 (en) | Systems and methods for a compressor diffusion slot | |
US20160177833A1 (en) | Engine and method for operating said engine | |
US9366148B2 (en) | Assembly of an axial turbomachine and method for manufacturing an assembly of this type | |
RU2615391C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2459967C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
GB2536628A (en) | HPT Integrated interstage seal and cooling air passageways | |
US10563518B2 (en) | Gas turbine engine trailing edge ejection holes | |
US10443400B2 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
CN215633160U (zh) | 涡轮冷却封严供气结构和航空发动机 | |
RU2733681C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
RU2614909C1 (ru) | Охлаждаемая турбина высокого давления | |
RU2639443C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2733682C1 (ru) | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
RU2627748C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
US10508548B2 (en) | Turbine engine with a platform cooling circuit | |
RU2761488C1 (ru) | Двухконтурная система охлаждения ротора турбины | |
RU2738523C1 (ru) | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |