RU2627748C1 - Bypass gas turbine engine cooled turbine - Google Patents

Bypass gas turbine engine cooled turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2627748C1
RU2627748C1 RU2016121664A RU2016121664A RU2627748C1 RU 2627748 C1 RU2627748 C1 RU 2627748C1 RU 2016121664 A RU2016121664 A RU 2016121664A RU 2016121664 A RU2016121664 A RU 2016121664A RU 2627748 C1 RU2627748 C1 RU 2627748C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
additional
turbine
disk
cavity
blades
Prior art date
Application number
RU2016121664A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Иосифович Зыкунов
Юрий Александрович Канахин
Вадим Васильевич Максимов
Ирина Михайловна Стародумова
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" filed Critical Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО"
Priority to RU2016121664A priority Critical patent/RU2627748C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2627748C1 publication Critical patent/RU2627748C1/en

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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: bypass gas turbine engine cooled turbine includes a turbine nozzle unit with nozzle blades, a disk with working blades, a multi-duct. Input chamber of the multi-duct is connected to the cooling air source, and output chamber is connected, on the one hand, via an additional stator twist apparatus, additional vaneless diffuser and additional air passages with the interior of each working blade located at the front edge. On the other hand, the output chamber of the multi-duct is connected via the stator twist apparatus, vaneless diffuser and air passages with the remaining cavity of each working blade. The cavity at the output of the additional stator twist apparatus is separated from the cavity at the input of the vaneless diffuser by movable sealing. The additional vaneless diffuser is made in the form of a channel formed by two walls, one of which is located on the turbine nozzle unit, and the other is made in the form of a cover disk connected to the disk with working blades. The additional air passages are located in the body of the cover disc and are separated by an additional movable sealing from the flowing part of the turbine at the input, and an annular collector connected to the internal cavity of each working blade, located at the front edge, is formed at the output. Air passages connected to the remaining cavity of each working blade are located between the disk with the working blades and the cover disk and are provided with ribs. The cover disk is fixed by means of a bayonet connection in the axial direction relative to the disk with the working blades, and by means of an abutment in the radial direction.
EFFECT: invention allows to reduce the weight of components and construction metal consumption, simplify the technology of mounting and assembly of the turbine construction unit, increase its resource and reliability.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области охлаждения турбореактивных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих колес высокотемпературных турбин многорежимных авиационных двигателей.The invention relates to the field of cooling turbojet engines, and in particular to methods of cooling the impellers of high-temperature turbines of multi-mode aircraft engines.

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, при этом полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки статора отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор подвижным уплотнением.Known cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine, comprising a nozzle apparatus of a turbine with nozzle blades, a disk with rotor blades installed in the turbine flow part, a multi-channel duct passing through the internal cavities of the nozzle blades, the inlet cavity of which is connected to a source of cooling air, and the outlet cavity is connected to on the one hand through an additional stator spinning device, an additional bezlopochny diffuser and additional air channels with an internal cavity each working blade located at the entrance edge and, on the other hand, through the stator spinning device, a bladeless diffuser and air channels with the rest of the cavity of each working blade, the cavity at the outlet of the additional stator spinning device is separated from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser by a movable seal .

[патент РФ №2387846, МПК F01D 5/18, опубл. 27.04.2010 г.][RF patent No. 2387846, IPC F01D 5/18, publ. 04/27/2010]

Недостатком данного изобретения является то, что, во-первых, 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. Во-вторых, воздушные каналы и дополнительные воздушные каналы размещены в диске рабочего колеса, что является причиной появления концентраторов напряжений в нем, что снижает надежность и ресурс узла турбины.The disadvantage of this invention is that, firstly, the bezlopatochny and additional bezlopatochnye diffusers are connected to the turbine disk and are in the field of centrifugal forces. This complicates the design of fastening the elements of the bladeless diffusers to the turbine disk, reduces their safety margins and reliability, creates the problem of sealing these elements in order to minimize leakage of cooling air into the turbine flow section. Also, to ensure the required safety margins and the life of the bezelless diffusers themselves, it is necessary to increase their mass, and therefore the mass of the turbine disk itself, which increases the metal consumption of the structure and, consequently, the cost of manufacturing turbine assemblies increases. Secondly, the air channels and additional air channels are located in the impeller disk, which is the reason for the appearance of stress concentrators in it, which reduces the reliability and resource of the turbine assembly.

Задача изобретения - упрощение технологии изготовления и сборки узла турбины, повышение его надежности и ресурса.The objective of the invention is to simplify the manufacturing technology and assembly of the turbine assembly, increasing its reliability and resource.

Ожидаемый технический результат - снижение массы конструкции, снижение или исключение развития концентраторов напряжений в диске турбины при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины.The expected technical result is a reduction in the mass of the structure, a decrease or elimination of the development of stress concentrators in the turbine disk while maintaining the cooling efficiency of the turbine blades.

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, при этом полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки статора отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор подвижным уплотнением по предложению, дополнительный безлопаточный диффузор выполнен в виде канала, образованного двумя стенками, одна из которых размещена на сопловом аппарате турбины, а другая выполнена в виде покрывного диска, соединенного с диском с рабочими лопатками, дополнительные воздушные каналы размещены в полотне покрывного диска и на входе отделены дополнительным подвижным уплотнением от проточной части турбины, а на выходе образован кольцевой коллектор, сообщенный с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, воздушные каналы, сообщенные с остальной полостью каждой рабочей лопатки, размещены между диском с рабочими лопатками и покрывным диском и снабжены ребрами, при этом покрывной диск в осевом направлении относительно диска с рабочими лопатками фиксируется с помощью баянетного соединения, а в радиальном направлении с помощью упора.The expected technical result is achieved in that in a cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine containing a nozzle apparatus of a turbine with nozzle vanes, a disk with rotor blades installed in the turbine flow part, a multichannel duct passing through the internal cavities of the nozzle vanes, the input cavity of which is in communication with the source of the cooling air, and the outlet cavity is connected on one side through an additional stator spin apparatus, an additional bezlopatochny diffuser and will complement air channels with the internal cavity of each working blade located at the inlet edge and, on the other hand, through the stator spin apparatus, the bladeless diffuser and air channels with the rest of the cavity of each working blade, while the cavity at the outlet of the additional stator spin apparatus is separated from the cavity by at the entrance to the bladeless diffuser with a movable seal on offer, an additional bladeless diffuser is made in the form of a channel formed by two walls, one of which is placed on the nozzle nozzle the turbine, and the other is made in the form of a cover disk connected to a disk with rotor blades, additional air channels are placed in the sheet of the cover disk and at the inlet are separated by an additional movable seal from the turbine flow part, and an annular collector connected to the internal cavity of each is formed at the output the working blades located at the inlet edge, the air channels communicated with the rest of the cavity of each working blades are placed between the disk with the working blades and the cover disk and equipped with ribs mi, while the cover disk in the axial direction relative to the disk with the working blades is fixed using the bayonet joint, and in the radial direction with the stop.

Выполнение дополнительного безлопаточного диффузора в виде канала, образованного двумя стенками, одна из которых размещена на сопловом аппарате турбины, а другая выполнена в виде покрывного диска, соединенного с диском с рабочими лопатками, уменьшает массу конструкции и упрощает технологию крепления, поскольку неподвижная стенка не находится в поле центробежных сил и ее можно изготовить из тонкостенного листового материала. При этом дополнительный безлопаточный диффузор обеспечивает необходимое повышение давления потока охлаждающего воздуха за вычетом потерь на трение о неподвижную стенку канала.The implementation of an additional bezlopatochny diffuser in the form of a channel formed by two walls, one of which is placed on the nozzle apparatus of the turbine, and the other is made in the form of a cover disk connected to the disk with the blades, reduces the weight of the structure and simplifies the mounting technology, since the fixed wall is not in the field of centrifugal forces and it can be made of thin-walled sheet material. At the same time, an additional bladeless diffuser provides the necessary increase in the pressure of the cooling air flow minus the friction losses against the fixed channel wall.

Размещение дополнительных воздушных каналов в полотне покрывного диска обеспечивает дополнительное повышение давления потока охлаждающего воздуха за счет центробежной подкачки в каналах, а также исключает появление концентраторов напряжений в основном диске с рабочими лопатками, что повышает надежность узла турбины и повышает ресурс всего двигателя в целом.Placing additional air channels in the cover disk blade provides an additional increase in the pressure of the cooling air flow due to centrifugal pumping in the channels, and also eliminates the appearance of stress concentrators in the main disk with rotor blades, which increases the reliability of the turbine assembly and increases the life of the entire engine as a whole.

Отделение входа в дополнительные воздушные каналы дополнительным подвижным уплотнением от проточной части турбины обеспечивает минимальные утечки охлаждающего воздуха в проточную часть турбины.Separation of the entrance to the additional air ducts with an additional movable seal from the turbine duct part ensures minimal leakage of cooling air into the turbine duct part.

Образование кольцевого коллектора на выходе из дополнительных воздушных каналов позволяет обеспечить независимость количества дополнительных воздушных каналов от числа рабочих лопаток. Таким образом, в случае изменения числа рабочих лопаток по прочностным или газодинамическим требованиям, нет необходимости изменять количество дополнительных воздушных каналов, что снижает трудоемкость и время проектирования.The formation of an annular collector at the outlet of additional air channels allows the independence of the number of additional air channels from the number of working blades. Thus, in the case of a change in the number of rotor blades according to strength or gas-dynamic requirements, there is no need to change the number of additional air channels, which reduces the complexity and design time.

Сообщение кольцевого коллектора с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, обеспечивает стабильное охлаждение теплонапряженной входной кромки.The communication of the annular collector with the internal cavity of each working blade located at the inlet edge ensures stable cooling of the heat-stressed inlet edge.

Размещение воздушных каналов, сообщенных с остальной полостью каждой рабочей лопатки, между покрывным диском и диском с рабочими лопатками исключает образование концентраторов напряжений в последнем, что обеспечивает повышение надежности и ресурса узла турбины и двигателя в целом.Placing the air channels connected with the rest of the cavity of each working blade between the cover disk and the disk with the working blades eliminates the formation of stress concentrators in the latter, which increases the reliability and service life of the turbine assembly and the engine as a whole.

Снабжение воздушных каналов ребрами обеспечивает повышение давления потока охлаждающего воздуха за счет центробежной подкачки.The supply of air channels to the ribs provides an increase in the pressure of the cooling air flow due to centrifugal pumping.

Фиксирование покрывного диска в осевом направлении относительно диска с рабочими лопатками с помощью баянетного соединения позволяет с одной стороны надежно закрепить покрывной диск в поле центробежных сил, а с другой стороны обеспечить проход охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины с минимальными потерями давления.Fixing the cover disk in the axial direction relative to the disk with the rotor blades using the bayonet connection allows one to reliably fix the cover disk in the field of centrifugal forces, and on the other hand to ensure the passage of cooling air to the turbine blades with minimal pressure loss.

Фиксирование покрывного диска в радиальном направлении относительно диска с рабочими лопатками с помощью упора обеспечивает прижатие периферийной области покрывного диска к диску с рабочими лопатками в поле центробежных сил и уменьшение утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины.The locking of the cover disk in the radial direction relative to the disk with the blades with the help of the stop ensures that the peripheral region of the cover disk is pressed against the blade with the blades in the field of centrifugal forces and reduces the leakage of cooling air into the flow part of the turbine.

На чертеже показан продольный разрез охлаждаемой турбины.The drawing shows a longitudinal section of a cooled turbine.

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.A cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine comprises a nozzle apparatus of a turbine 1 with nozzle blades 2, a disk 3 with rotor blades 4 mounted in the flow part of the turbine 5, a multi-channel air duct 6 passing through the internal cavities 7 of the nozzle blades 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.The inlet cavity 8 of the multi-channel duct 6 is in communication with a source of cooling air 9, and the outlet cavity 10 is connected on one side through an additional spin device of the stator 11, an additional bezel-less diffuser 12 and additional air channels 13 with an internal cavity 14 of each working blade 4 located at the inlet edge 15, and on the other hand, through the spinning apparatus of the stator 16, the bezelless diffuser 17 and the air channels 18 with the rest of the cavity 19 of each working blade 4.

Полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки статора 11 отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор 17 подвижным уплотнением 20.The cavity at the outlet of the additional spinning device of the stator 11 is separated from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser 17 with a movable seal 20.

Дополнительный безлопаточный диффузор 12 выполнен в виде канала 21, образованного двумя стенками 22 и 23, стенка 22 размещена на сопловом аппарате турбины 1, а стенка 23 выполнена в виде покрывного диска 24, соединенного с диском 3 с рабочими лопатками 4.An additional bladeless diffuser 12 is made in the form of a channel 21 formed by two walls 22 and 23, the wall 22 is placed on the nozzle apparatus of the turbine 1, and the wall 23 is made in the form of a covering disk 24 connected to the disk 3 with working blades 4.

Дополнительные воздушные каналы 13 размещены в полотне покрывного диска 24 и на входе отделены дополнительным подвижным уплотнением 25 от проточной части турбины 5, а на выходе образован кольцевой коллектор 26, сообщенный с внутренней полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15.Additional air channels 13 are placed in the canvas of the cover disk 24 and at the inlet are separated by an additional movable seal 25 from the flow part of the turbine 5, and an annular collector 26 is formed at the outlet, in communication with the internal cavity 14 of each working blade 4 located at the inlet edge 15.

Воздушные каналы 18, сообщенные с остальной полостью 19 каждой рабочей лопатки 4, размещены между диском 3 с рабочими лопатками 4 и покрывным диском 24 и снабжены ребрами 27.Air channels 18, communicated with the rest of the cavity 19 of each working blade 4, are placed between the disk 3 with the working blades 4 and the cover disk 24 and provided with ribs 27.

Покрывной диск 24 в осевом направлении относительно диска 3 с рабочими лопатками 4 фиксируется с помощью баянетного соединения 28, а в радиальном направлении с помощью упора 29.The cover disk 24 in the axial direction relative to the disk 3 with the working blades 4 is fixed using the bayonet joint 28, and in the radial direction using the stop 29.

Охлаждение турбины осуществляется следующим образом.The cooling of the turbine is as follows.

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 проходных сечений аппаратов закрутки статора и определяется на стадии проектировочного расчета.Air from the cooling air source 9 enters the inlet cavity 8 of the multi-channel duct 6 passing through the internal cavities 7 of the nozzle blades 2, at the outlet 10 of which a part of the cooling air flow is directed to the stator spinning device 16, and the part to the additional stator spinning device 11. Distribution cooling air flow rate depends on the area of the passage sections of the stator spinning apparatus and is determined at the design calculation stage.

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 каналу 21 дополнительного безлопаточного диффузора 12, где происходит торможение потока охлаждающего воздуха с повышением его давления за вычетом потерь на трение о неподвижную стенку 22 канала 21. Далее воздух устремляется в дополнительные воздушные каналы 13, где за счет центробежной подкачки в них повышается давление охлаждающего воздуха, и он поступает в кольцевой коллектор 26 с необходимым уровнем давления, который обеспечивает требуемый перепад на теплонапряженной входной кромке 15 рабочей лопатки 4. Непосредственно из кольцевого коллектора 26 поток поступает во внутреннюю полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, обеспечивая ее охлаждение.The air leaving the additional spinning device of the stator 11 with a temperature lower than at the inlet due to the acceleration of the cooling air flow in it is directed through the channel 21 of the additional bezlopatnogo diffuser 12, where the cooling air flow is inhibited with an increase in its pressure minus the friction losses about the fixed wall 22 of channel 21. Next, the air rushes into additional air channels 13, where due to centrifugal pumping, the pressure of cooling air rises in them, and it enters the annular llektor 26 with the required pressure level which provides the desired difference in heat-stressed inlet edge 15 of the rotor blade 4. Directly from the annular manifold flow 26 enters into the inner cavity 14 of each rotor blade 4 located outside the front edge 15, ensuring its cooling.

Одновременно воздух, выходящий из аппарата закрутки статора 16 также с более низкой температурой, чем на входе, поступает во вращающийся безлопаточный диффузор 17, где также в результате торможения потока повышается давление воздуха на выходе из безлопаточного диффузора 17 и далее воздух через пазы в баянетном соединении 28 направляется на ребра 27, расположенные в воздушных каналах 18, которые работают наподобие центробежного компрессора, повышая давление потока охлаждающего воздуха. Затем воздух с высоким давлением устремляется в остальную часть 19 каждой рабочей лопатки 4, где происходит охлаждение выходной кромки и задней части рабочей лопатки турбины.At the same time, the air leaving the stator spinning device 16, also with a lower temperature than at the inlet, enters the rotating bezel-less diffuser 17, where also as a result of flow inhibition, the air pressure at the outlet of the bezel-less diffuser 17 and then air through the grooves in the bayonet joint 28 increase sent to the ribs 27 located in the air ducts 18, which work like a centrifugal compressor, increasing the pressure of the flow of cooling air. Then, high-pressure air rushes into the remaining part 19 of each working blade 4, where the output edge and the rear part of the turbine working blade are cooled.

Через дополнительное подвижное уплотнение 25 небольшая часть воздуха поступает в проточную часть турбины 5, охлаждая ободную часть диска 3, а также препятствуя поступлению горячего газа из проточной части турбины 5 в рабочие лопатки 4.Through an additional movable seal 25, a small part of the air enters the flow part of the turbine 5, cooling the rim of the disk 3, and also preventing the flow of hot gas from the flow part of the turbine 5 into the working blades 4.

Также происходит перетечка воздуха между безлопаточными диффузорами 12 и 17 через подвижное уплотнение 20. Эта перетечка минимальна и никак не влияет на работу безлопаточных диффузоров 12 и 17 и на охлаждение рабочих лопаток 4 турбины.Also, air flows between the bladeless diffusers 12 and 17 through the movable seal 20. This leakage is minimal and does not affect the operation of the bladeless diffusers 12 and 17 and the cooling of the turbine blades 4.

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, а также повысить его ресурс и надежность за счет исключения концентраторов напряжения в диске турбины при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины.The implementation of this invention allows to reduce the cost of manufacturing and assembling structural elements of a turbine assembly by reducing the mass of parts and metal structure, simplifying the mounting and assembly technology of a turbine assembly, and also increasing its life and reliability by eliminating voltage concentrators in the turbine disk while maintaining cooling efficiency turbine blades.

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, при этом полость на выходе из дополнительного аппарата закрутки статора отделена от полости на входе в безлопаточный диффузор подвижным уплотнением, отличающаяся тем, что дополнительный безлопаточный диффузор выполнен в виде канала, образованного двумя стенками, одна из которых размещена на сопловом аппарате турбины, а другая выполнена в виде покрывного диска, соединенного с диском с рабочими лопатками, дополнительные воздушные каналы размещены в полотне покрывного диска и на входе отделены дополнительным подвижным уплотнением от проточной части турбины, а на выходе образован кольцевой коллектор, сообщенный с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, воздушные каналы, сообщенные с остальной полостью каждой рабочей лопатки, размещены между диском с рабочими лопатками и покрывным диском и снабжены ребрами, при этом покрывной диск в осевом направлении относительно диска с рабочими лопатками фиксируется с помощью баянетного соединения, а в радиальном направлении с помощью упора.Cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine, comprising a nozzle apparatus of a turbine with nozzle blades, a disk with rotor blades installed in the turbine flow part, a multichannel duct passing through the internal cavities of the nozzle blades, the inlet cavity of which is connected to the cooling air source, and the outlet cavity is connected to one the sides through an additional stator spin apparatus, an additional bezlopochny diffuser and additional air channels with an internal cavity of each a barrel blade located at the entrance edge and, on the other hand, through the stator spin apparatus, the bladeless diffuser and air channels with the rest of the cavity of each working blade, while the cavity at the outlet of the additional stator spin apparatus is separated from the cavity at the entrance to the bladeless diffuser by a movable seal, characterized in that the additional bezlopatochny diffuser is made in the form of a channel formed by two walls, one of which is placed on the nozzle apparatus of the turbine, and the other is made in the form of a cover of a disk connected to a disk with rotor blades, additional air channels are placed in the sheet of the cover disk and separated by an additional movable seal from the turbine flow inlet, and an annular manifold is formed at the outlet, which communicates with the internal cavity of each rotor blade located at the inlet edge, air the channels communicated with the rest of the cavity of each working blade are placed between the blade with the working blades and the cover disk and provided with ribs, while the cover disk in the axial direction tnositelno disc with rotor blades fixed via bayanetnogo compound and radially through the stop.
RU2016121664A 2016-06-01 2016-06-01 Bypass gas turbine engine cooled turbine RU2627748C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016121664A RU2627748C1 (en) 2016-06-01 2016-06-01 Bypass gas turbine engine cooled turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016121664A RU2627748C1 (en) 2016-06-01 2016-06-01 Bypass gas turbine engine cooled turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2627748C1 true RU2627748C1 (en) 2017-08-11

Family

ID=59641678

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016121664A RU2627748C1 (en) 2016-06-01 2016-06-01 Bypass gas turbine engine cooled turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2627748C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4425079A (en) * 1980-08-06 1984-01-10 Rolls-Royce Limited Air sealing for turbomachines
US6612114B1 (en) * 2000-02-29 2003-09-02 Daimlerchrysler Ag Cooling air system for gas turbine
RU2387846C1 (en) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end
US8668437B1 (en) * 2006-09-22 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Turbine engine cooling fluid feed system
RU2525379C1 (en) * 2013-05-15 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4425079A (en) * 1980-08-06 1984-01-10 Rolls-Royce Limited Air sealing for turbomachines
US6612114B1 (en) * 2000-02-29 2003-09-02 Daimlerchrysler Ag Cooling air system for gas turbine
US8668437B1 (en) * 2006-09-22 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Turbine engine cooling fluid feed system
RU2387846C1 (en) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end
RU2525379C1 (en) * 2013-05-15 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Method for cooling of turbine working blades in bypass gas turbine engine and device for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107044447B (en) De-icing device for the split nose of an axial turbomachine compressor
RU2453710C2 (en) Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes
CA2688099C (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
RU2532479C2 (en) Turbojet engine comprising improved facilities of regulation of flow rate of cooling air flow taken at outlet of high pressure compressor
US8105012B2 (en) Adjustable compressor bleed system and method
US7465148B2 (en) Air-guiding system between compressor and turbine of a gas turbine engine
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
EP2230386B1 (en) Compressor diffuser
EP2206902A2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
CN102187062A (en) Ventilation of a high-pressure turbine in a turbomachine
US10017259B2 (en) De-icing splitter for an axial turbine engine compressor
JP5856711B2 (en) Aircraft engine drive shaft compartment assembly and method of assembling an aircraft engine drive shaft compartment assembly
JP2012145116A (en) Interstage cooled turbine engine
US9366148B2 (en) Assembly of an axial turbomachine and method for manufacturing an assembly of this type
EP3061975B1 (en) Axial compressor with flow recirculation
RU2455498C2 (en) Transition channel between two stages of turbine and gas-turbine engine
US10125781B2 (en) Systems and methods for a compressor diffusion slot
EP3293382B1 (en) Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks
RU2459967C1 (en) Double-flow gas turbine engine
RU2615391C1 (en) Gas turbine engine cooled turbine
US10393019B2 (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
RU2733681C1 (en) Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation
RU2627748C1 (en) Bypass gas turbine engine cooled turbine
RU2614909C1 (en) Cooled high-pressure turbine
EP3524795B1 (en) Axial compressor with inter-stage centrifugal compressor

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner