RU2624691C1 - Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины - Google Patents
Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2624691C1 RU2624691C1 RU2016118026A RU2016118026A RU2624691C1 RU 2624691 C1 RU2624691 C1 RU 2624691C1 RU 2016118026 A RU2016118026 A RU 2016118026A RU 2016118026 A RU2016118026 A RU 2016118026A RU 2624691 C1 RU2624691 C1 RU 2624691C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- cooling air
- air supply
- cooling
- retaining
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к охлаждению бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок. Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины. Трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя. Расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составляет от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки. Изобретение позволяет улучшить охлаждение и увеличить прочность бандажных полок, а именно уплотнительных гребней рабочих лопаток турбины. 4 ил.
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к охлаждению бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок.
Из уровня техники известно устройство подачи воздуха на лопатки турбины по патенту GB 1505534, выбранное в качестве аналога. Устройство содержит каналы (трубки) подачи воздуха, выполненные в корпусе наружного элемента соплового аппарата над уровнем расположения бандажных полок рабочих лопаток турбины под углом к радиальной составляющей рабочих лопаток турбины, при этом продольные оси каналов горизонтально расположены. Недостатком аналога является то, что каналы (трубки) подачи воздуха предназначены для смешивания воздуха (текучей среды) в зоне уплотнений с целью демпфирования колебаний ротора турбины, преимущественно, в зоне максимальной амплитуды колебаний. Следовательно, устройство не предназначено для эффективного охлаждения бандажных полок охлаждаемых лопаток, где охлаждаемый воздух выдувается в радиальный зазор за уплотнительным гребнем бандажных полок.
Из уровня техники известно устройство охлаждения бандажной полки рабочей лопатки турбины по патенту RU 2462600, выбранное в качестве наиболее близкого аналога (прототипа). Устройство содержит отверстие инжекционного охлаждения, находящееся выше по потоку сотовых уплотнений и направленное под углом к оси ротора турбины по направлению к бандажной полке. Недостатком аналога является недостаточное охлаждение уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины, особенно у верхнего края со стороны радиального зазора. Большая часть охлаждающего воздуха затягивается под бандажную полку рабочей лопатки со стороны спинки рабочей лопатки (до 90%), а через осевой зазор к уплотнительному гребню поступает газ из турбинного тракта.
Технический результат заключается в улучшении охлаждения и увеличения прочности бандажных полок, а именно уплотнительных гребней рабочих лопаток турбины.
Улучшение охлаждения бандажных полок рабочих лопаток турбины, в частности уплотнительных гребней бандажных полок в целом положительно влияет на аэродинамические показатели рабочих колес турбины и снижает расход охлаждающего воздуха.
Технический результат достигается тем, что устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины. При этом трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси расположены и наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя.
Количество трубок подачи охлаждающего воздуха выбрано из расчета минимального расстояния от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до стенок уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток с учетом возможных осевых перемещений ротора и оптимального при заданном расходе воздуха диаметра трубок для охлаждения рабочих лопаток турбины.
Расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до стенок уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составило от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки.
Изобретение поясняется следующими чертежами.
На фиг. 1 - ступень турбины низкого давления с установленной трубкой подачи охлаждающего воздуха и рабочей лопаткой турбины с бандажной полкой.
На фиг. 2 - вид сверху на ступень турбины низкого давления с установленной трубкой подачи охлаждающего воздуха и рабочей лопаткой турбины с бандажной полкой.
На фиг. 3 - установка трубки подачи охлаждающего воздуха в наружном кольце соплового аппарата (вид со стороны выходных кромок соплового аппарата).
На фиг. 4 - установка трубки подачи охлаждающего воздуха в наружном кольце соплового аппарата (вид сверху на сопловой аппарат).
На фиг. 1, поясняющей сущность заявленного изобретения, изображены следующие позиции: трубка подачи охлаждающего воздуха 1; наружное кольцо соплового аппарата 2; рабочие лопатки турбины 3; сопловой аппарат 4; уплотнительные гребни рабочих лопаток турбины 5.
Трубки подачи охлаждающего воздуха равномерно располагаются в заранее выполненных отверстиях в наружном кольце соплового аппарата по его окружности и припаиваются к нему для фиксации в пространстве. Трубки подачи охлаждающего воздуха выполнены над уровнем начала расположения бандажных полок рабочих лопаток турбины, но не выше верхнего края уплотнительного гребня бандажных полок со стороны радиального зазора. Трубки подачи охлаждающего воздуха расположены перед первым уплотнительным гребнем каждой бандажной полки рабочей лопатки. При этом выходной срез каждой трубки подачи охлаждающего воздуха располагается как можно ближе к уплотнительному гребню бандажной полки рабочей лопатки турбины таким образом, чтобы исключить задевание трубки об уплотнительный гребень при осевом перемещении диска турбины на всех режимах работы двигателя. Поток охлаждающего воздуха, выходящий из трубок подачи охлаждающего воздуха, направляется ими в сторону вращения бандажных полок рабочих лопаток, т.е. по направлению вращения диска турбины.
Положение оси, по которой трубка подачи охлаждающего воздуха вставляется в отверстие наружного кольца соплового аппарата, определяется, например, следующим образом. Угол блока соплового аппарата (если смотреть со стороны его выходной кромки) в сборке совмещается с вертикальной осью Z, проходящей через ось двигателя X (фиг. 3, 4). Ось А, определяющая положение трубки подачи охлаждающего воздуха в окружном направлении, проходит через начало координат и повернута относительно оси Z вокруг оси двигателя X на угол γ=360/2n, где n - число трубок, приходящееся на сопловой аппарат турбины (сопловой венец). Плоскость, в которой лежат оси Y, Z, А, а также точка привязки оси трубки подачи охлаждающего воздуха в пространстве, перпендикулярна продольной оси газотурбинного двигателя X и находится на расстоянии ΔХ от стенки верхней бандажной полки соплового блока. Положение точки привязки оси трубки подачи охлаждающего воздуха по оси А определяется размером ΔА, замеренным от верхней бандажной полки соплового блока (фиг. 3). Угол установки трубки α - это угол поворота оси трубки В относительно оси А.
Для определения оптимального угла установки оси трубки, относительно фронта потока, необходимо определить скорость вращения бандажной полки и скорость истечения воздуха из трубки.
Скорость вращения бандажной полки рабочей лопатки турбины определяется из следующего выражения:
U=ω⋅2π⋅r
Где ω - частота вращения диска ротора (об/сек);
r - радиус бандажной полки.
Скорость истечения воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха определяется из следующей зависимости, полученной из уравнения теплосодержания и уравнения состояния идеального газа:
Где ср - теплоемкость воздуха при постоянном давлении;
k - показатель адиабаты;
Т0* - полная температура воздуха в распределительной камере;
Р0* - полное давление в распределительной камере;
P1 - статическое давление воздуха на выходе из направляющей трубки.
Используя известные соотношения для треугольников скоростей между статором и ротором турбины, получаем уравнение, связывающее угол установки трубки и угол истечения воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха в относительном движении во вращающейся системе координат рабочей лопатки. Приведем это уравнение без вывода:
С2⋅cos(α)2-2C⋅U⋅sin(β)2⋅cos(α)-С2⋅cos(β)2+U2⋅sin(β)=0
Где α - угол установки трубки;
β - угол истечения воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха в относительном движении во вращающейся системе координат рабочей лопатки;
U - скорость вращения бандажной полки рабочей лопатки турбины.
При этом углы α и β отсчитываются относительно фронта потока.
Отметим, что ударное охлаждение получается тем эффективнее, чем выше скорость натекания потока охлаждающего воздуха на уплотнительный гребень бандажной полки рабочих лопаток турбины и чем ближе при этом угол натекания к 90°. Однако такое сочетание на практике достигается редко, а именно когда полные параметры воздуха (температура и давление) позволяют получить высокую скорость истечения потока из трубок подачи охлаждающего воздуха.
По зависимости α=f(β), полученной из указанного выше квадратного уравнения, можно оценить возможный диапазон углов натекания потока охлаждающего воздуха на уплотнительный гребень бандажных полок рабочих лопаток турбины при соответствующих параметрах охлаждающего воздуха (температура и давление) и частоте вращения диска ротора. Следовательно, рассматривая различные варианты углов β выхода охлаждающего воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха и исходя из диапазона углов потока и скорости натекания охлаждающего воздуха на каждый уплотнительный гребень бандажных полок рабочих лопаток турбины в относительном движении во вращающейся системе координат рабочей лопатки, можно выбрать оптимальные углы β.
Типична ситуация, когда при данном перепаде давлений скорость выхода потока воздуха из трубки подачи охлаждающего воздуха ниже скорости вращения диска ротора. При этом становится принципиально невозможно получить близкий к 90° угол натекания охлаждающего воздуха на уплотнительный гребень, т.к. при любом угле установки трубки α окружная составляющая скорости выходящего потока охлаждающего воздуха Cu=C⋅cos(α) существенно меньше окружной скорости бандажной полки при вращении диска турбины, а осевая составляющая скорости Са=C⋅sin(α) невелика, что приводит к быстрому отклонению потока от оптимального направления. В этом случае особенно важно обеспечить расстояние от выходного среза трубки подачи охлаждающего воздуха до уплотнительного гребня бандажной полки рабочей лопатки турбины, равное трем и менее диаметрам внутреннего отверстия трубки.
Было также определено оптимальное число трубок подачи охлаждающего воздуха при одинаковой суммарной площади их отверстий. Были рассмотрены варианты, когда одна охлаждающая трубка приходилась на две рабочие лопатки турбины, одна охлаждающая трубка приходилась на четыре рабочие лопатки и одна охлаждающая трубка приходилась на шесть рабочих лопаток. Оптимальным оказался вариант, когда одна трубка приходилась на охлаждение четырех рабочих лопаток турбины, при этом относительная дальность от выхода потока охлаждающего воздуха из трубки на ее выходном срезе до стенки уплотнительного гребня бандажной полки рабочей лопатки турбины составила два внутренних диаметра трубки. Абсолютная дальность до уплотнительного гребня во всех вариантах была одинаковой, минимально возможной.
Устройство работает следующим образом. Воздух, снятый с промежуточной ступени компрессора и предназначенный для охлаждения впереди стоящего соплового аппарата, делится на две части. Вторая часть охлаждающего воздуха подается в трубки подачи охлаждающего воздуха, размещенные в наружном кольце соплового аппарата над уровнем начала расположения бандажных полок рабочих лопаток турбины. Трубки подачи охлаждающего воздуха не только формируют поток охлаждения, но и направляют его оптимальным образом, при этом основная доля потенциальной энергии охлаждающего воздуха от перепада давления переходит в кинетическую энергию, охлаждая одновременно воздух в трубке. При этом нижняя часть струи воздуха из трубки, захватывается наружной стороной бандажной полки ротора, верхняя же часть струи воздуха из трубки непосредственно бьет в уплотнительный гребень бандажной полки рабочей лопатки турбины, который одновременно является также силовым элементом бандажной полки. Так как окружная скорость воздуха и скорость бандажной полки близки, то происходит своеобразное прямое ударное охлаждение уплотнительного гребня бандажной полки рабочей лопатки турбины. Далее, основное количество охлаждающего воздуха уходит в радиальный зазор над уплотнительным гребнем, охлаждая также еще и дополнительно полку за ним. Вторая часть потока делает оборот над полкой перед уплотнительным гребнем бандажной полки рабочей лопатки турбины и уходит в осевой зазор, препятствуя входу горячего газа из тракта на верхнюю часть бандажной полки рабочей лопатки турбины. Охлаждающий воздух до контакта с охлаждаемым телом минимально распыляется и перемешивается с газом, при этом хладагент минимальным образом нагревается от вращения охлаждаемой полки (поток охладителя не сильно разгоняется), тем самым при контакте обеспечивается максимальный перепад температур между охладителем и охлаждаемым телом.
Рассматривались несколько вариантов охлаждения бандажных полок рабочих лопаток. Вариант расположения отверстий под бандажной полкой сопловых лопаток и вариант обдува из отверстий, расположенных непосредственно над бандажной полкой рабочих лопаток. По сравнению с другими вариантами внешнего охлаждения, охлаждение с помощью направляющих трубок дало существенно лучший результат. Благодаря инертности тепловых процессов и неравномерности скорости разных частей охлаждающего воздуха, выходящего из трубок (размывание струи воздуха по бандажной полке), можно существенно сократить число охлаждающих элементов (трубок) увеличивая диаметр (мощность каждой из струй), тем самым увеличивая эффект ударного охлаждения.
Claims (1)
- Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины содержит трубки подачи охлаждающего воздуха, расположенные в наружном кольце соплового аппарата и имеющие выходной срез у уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины, отличающееся тем, что трубки подачи охлаждающего воздуха расположены в наружном кольце соплового аппарата так, что их продольные оси наклонены в направлении вращения диска турбины под углом 25-65 градусов к плоскости сечения наружного кольца соплового аппарата, которая перпендикулярна продольной оси двигателя, причем расстояние от выходного среза трубок подачи охлаждающего воздуха до уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины составляет от 3 до 1 внутреннего диаметра трубки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016118026A RU2624691C1 (ru) | 2016-05-10 | 2016-05-10 | Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016118026A RU2624691C1 (ru) | 2016-05-10 | 2016-05-10 | Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2624691C1 true RU2624691C1 (ru) | 2017-07-05 |
Family
ID=59312864
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016118026A RU2624691C1 (ru) | 2016-05-10 | 2016-05-10 | Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2624691C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1505534A (en) * | 1974-03-21 | 1978-03-30 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Turbines and compressors |
| EP1124039A1 (en) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for a gas turbine shroud system |
| RU2462600C2 (ru) * | 2007-06-25 | 2012-09-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины |
| US20120263572A1 (en) * | 2009-12-30 | 2012-10-18 | Andrew Shepherd | Turbine for converting energy and method for operating the same |
| US8444372B2 (en) * | 2011-02-07 | 2013-05-21 | General Electric Company | Passive cooling system for a turbomachine |
-
2016
- 2016-05-10 RU RU2016118026A patent/RU2624691C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1505534A (en) * | 1974-03-21 | 1978-03-30 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Turbines and compressors |
| EP1124039A1 (en) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | General Electric Company | Impingement cooling apparatus for a gas turbine shroud system |
| RU2462600C2 (ru) * | 2007-06-25 | 2012-09-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины |
| US20120263572A1 (en) * | 2009-12-30 | 2012-10-18 | Andrew Shepherd | Turbine for converting energy and method for operating the same |
| US8444372B2 (en) * | 2011-02-07 | 2013-05-21 | General Electric Company | Passive cooling system for a turbomachine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2599413C2 (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
| RU2462600C2 (ru) | Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины | |
| US9506369B2 (en) | Tip clearance control for turbine blades | |
| JP5279400B2 (ja) | ターボ機械ディフューザ | |
| US20130170983A1 (en) | Turbine assembly and method for reducing fluid flow between turbine components | |
| CN105934615B (zh) | 密封构造及旋转机械 | |
| CN106460550B (zh) | 在排气扩散器中具有转子对中冷却系统的燃气涡轮发动机 | |
| US9080451B2 (en) | Airfoil | |
| US8444379B2 (en) | Sealing device for rotary fluid machine, and rotary fluid machine | |
| US9650900B2 (en) | Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations | |
| RU2010147814A (ru) | Центробежный забор воздуха в роторе компрессора газотурбинного двигателя | |
| JP5964378B2 (ja) | 過給機 | |
| US9528391B2 (en) | Gas turbine engine outer case with contoured bleed boss | |
| BR112019014380B1 (pt) | Aparelho para aquecer um fluido, sistema de aparelho e método de alterar termicamente um fluido | |
| US10472969B2 (en) | Cooling structure for turbine, and gas turbine | |
| US9982539B2 (en) | Turbomachines having guide ducts | |
| US20180216633A1 (en) | Impeller back surface cooling structure and supercharger | |
| EP3995669A1 (en) | Seal cooling | |
| US20180298759A1 (en) | Compressor having reinforcing disk, and gas turbine having same | |
| EP3460190A1 (en) | Heat transfer enhancement structures on in-line ribs of an aerofoil cavity of a gas turbine | |
| US20130081731A1 (en) | Exhaust gas diffuser | |
| RU2624691C1 (ru) | Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины | |
| US20180347392A1 (en) | Clearance control arrangement | |
| US20160222808A1 (en) | Gas turbine engine with disk having periphery with protrusions | |
| US20130170960A1 (en) | Turbine assembly and method for reducing fluid flow between turbine components |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190821 |