RU2639443C1 - Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя - Google Patents
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2639443C1 RU2639443C1 RU2017102211A RU2017102211A RU2639443C1 RU 2639443 C1 RU2639443 C1 RU 2639443C1 RU 2017102211 A RU2017102211 A RU 2017102211A RU 2017102211 A RU2017102211 A RU 2017102211A RU 2639443 C1 RU2639443 C1 RU 2639443C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- additional
- cavity
- turbine
- blade
- channels
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 29
- 238000009987 spinning Methods 0.000 claims description 13
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 6
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод. Многоканальный воздуховод проходит через внутренние полости сопловых лопаток, его входная полость сообщена с источником охлаждающего воздуха. Выходная полость многоканального 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. Безлопаточный диффузор и дополнительный безлопаточный диффузор размещены на сопловом аппарате турбины и выполнены в виде каналов, входные полости которых соединены с аппаратом закрутки статора и дополнительным аппаратом закрутки статора соответственно. Выходная полость канала дополнительного безлопаточного диффузора соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки. Выходная полость канала безлопаточного диффузора соединена через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки. Выходные полости каналов образуют между собой кольцевой зазор, оснащенный подвижным уплотнением, и отделены дополнительными подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости, образованной аппаратом закрутки статора и диском с рабочими лопатками. Изобретение позволяет снизить затраты на изготовление и сборку элементов конструкции узла турбины за счет снижения массы деталей и металлоемкости конструкции. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области охлаждения турбореактивных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих колес высокотемпературных турбин многорежимных авиационных двигателей.
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 г.).
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 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, согласно изобретению безлопаточный диффузор и дополнительный безлопаточный диффузор размещены на сопловом аппарате турбины и выполнены в виде каналов, входные полости которых соединены с аппаратом закрутки статора и дополнительным аппаратом закрутки статора соответственно, выходная полость канала дополнительного безлопаточного диффузора соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а выходная полость канала безлопаточного диффузора соединена через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки, при этом выходные полости каналов образуют между собой кольцевой зазор, оснащенный подвижным уплотнением, и отделены дополнительными подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости, образованной аппаратом закрутки статора и диском с рабочими лопатками.
Размещение безлопаточного диффузора и дополнительного безлопаточного диффузора на сопловом аппарате турбины обеспечивает его неподвижность и отсутствие влияния центробежных сил диска. В этом случае упрощается технология крепления безлопаточных диффузоров, технология их производства, поскольку безлопаточные диффузоры возможно изготовить из листового материала, применяя более дешевые и простые операции. Снижается их масса, а следовательно, и всего узла турбины в целом.
Выполнение безлопаточного диффузора и дополнительного безлопаточного диффузора в виде каналов обеспечивает однозначность их геометрии и независимость подводов охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам 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 каналы подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам с минимальными потерями и высоким давлением.
В случае, когда безлопаточные диффузоры неподвижны, это условие остается справедливым. Таким образом, в неподвижных безлопаточных диффузорах также обеспечивается повышение давления потока охлаждающего воздуха за вычетом потерь на трение о неподвижные стенки каналов.
Соединение входных полостей каналов с аппаратом закрутки статора и дополнительным аппаратом закрутки статора соответственно позволяет подать охлаждающий воздух в безлопаточный диффузор и дополнительный безлопаточный диффузор с более низкой температурой, чем в источнике охлаждающего воздуха, поскольку воздух выходит из выходных каналов аппаратов закрутки статора с большой скоростью, что обеспечивает снижение его температуры.
Соединение выходной полости канала дополнительного безлопаточного диффузора через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а выходной полости канала безлопаточного диффузора через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки обеспечивает независимое охлаждение как теплонапряженной входной кромки, так и задней и выходной кромки рабочей лопатки турбины, а образование между выходными полостями каналов кольцевого зазора, оснащенного подвижным уплотнением, позволяет более точно разделить потоки охлаждающего воздуха во внутреннюю полость, примыкающую к входной кромке, и остальную полость рабочей лопатки, что также обеспечивает независимость и автономность подводов.
Отделение выходных полостей каналов дополнительными подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости, образованной аппаратом закрутки статора и диском с рабочими лопатками, обеспечивает минимальные утечки охлаждающего воздуха.
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.
Безлопаточный диффузор 17 и дополнительный безлопаточный диффузор 12 размещены на сопловом аппарате турбины 1 и выполнены в виде каналов 20 и 21, входные полости 22 и 23 которых соединены с аппаратом закрутки статора 16 и дополнительным аппаратом закрутки статора 11 соответственно.
Выходная полость 24 канала 21 дополнительного безлопаточного диффузора 12 соединена через дополнительные воздушные каналы 13 с внутренней полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, а выходная полость 25 канала 20 безлопаточного диффузора 17 соединена через воздушные каналы 18 с остальной полостью 19 каждой рабочей лопатки 4.
Выходные полости 24 и 25 каналов 21 и 20 образуют между собой кольцевой зазор 26, оснащенный подвижным уплотнением 27, а также отделены дополнительными подвижными уплотнениями 28 и 29 от проточной части турбины 5 и от полости 30, образованной аппаратом закрутки статора 16 и диском 3 с рабочими лопатками 4.
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 проходных сечений 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 21 дополнительного безлопаточного диффузора 12, где происходит торможение потока охлаждающего воздуха с повышением его давления за вычетом потерь на трение о неподвижные стенки канала 21. 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 в неподвижный 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 28 и 29 небольшая часть воздуха поступает в проточную часть турбины 5 и в полость 30, образованную аппаратом закрутки статора 16 и диском 3 с рабочими лопатками 4.
Также происходит перетечка воздуха в кольцевом зазоре 26 между безлопаточными диффузорами 17 и 12 через подвижное уплотнение 27.
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, повышение запасов 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 безлопаточный диффузор и дополнительный безлопаточный диффузор размещены на сопловом аппарате турбины и выполнены в виде каналов, входные полости которых соединены с аппаратом закрутки статора и дополнительным аппаратом закрутки статора соответственно, выходная полость канала дополнительного безлопаточного диффузора соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а выходная полость канала безлопаточного диффузора соединена через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки, при этом выходные полости каналов образуют между собой кольцевой зазор, оснащенный подвижным уплотнением, и отделены дополнительными подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости, образованной аппаратом закрутки статора и диском с рабочими лопатками.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017102211A RU2639443C1 (ru) | 2017-01-24 | 2017-01-24 | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017102211A RU2639443C1 (ru) | 2017-01-24 | 2017-01-24 | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2639443C1 true RU2639443C1 (ru) | 2017-12-21 |
Family
ID=63857328
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017102211A RU2639443C1 (ru) | 2017-01-24 | 2017-01-24 | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2639443C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
RU2208683C1 (ru) * | 2002-01-08 | 2003-07-20 | Ульяновский государственный технический университет | Охлаждаемая лопатка турбины |
US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
US20050022535A1 (en) * | 2003-07-28 | 2005-02-03 | Snecma Moteurs | Heat exchanger on a turbine cooling circuit |
RU2276732C2 (ru) * | 2004-01-16 | 2006-05-20 | Ульяновский государственный технический университет | Охлаждаемая лопатка 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 |
-
2017
- 2017-01-24 RU RU2017102211A patent/RU2639443C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
RU2196239C2 (ru) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
RU2208683C1 (ru) * | 2002-01-08 | 2003-07-20 | Ульяновский государственный технический университет | Охлаждаемая лопатка турбины |
US20050022535A1 (en) * | 2003-07-28 | 2005-02-03 | Snecma Moteurs | Heat exchanger on a turbine cooling circuit |
RU2276732C2 (ru) * | 2004-01-16 | 2006-05-20 | Ульяновский государственный технический университет | Охлаждаемая лопатка 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 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20200277862A1 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
CA2688099C (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
US10017259B2 (en) | De-icing splitter for an axial turbine engine compressor | |
CN106567749B (zh) | 燃气涡轮冷却系统和方法 | |
CN106437858B (zh) | 冷却燃气涡轮机的方法和实施所述方法的燃气涡轮机 | |
EP2248996A1 (en) | Gas turbine | |
US10125781B2 (en) | Systems and methods for a compressor diffusion slot | |
EP3061975B1 (en) | Axial compressor with flow recirculation | |
US20160177833A1 (en) | Engine and method for operating said engine | |
US20140064952A1 (en) | Assembly of an axial turbomachine and method for manufacturing an assembly of this type | |
US20170298742A1 (en) | Turbine engine airfoil bleed pumping | |
US10563518B2 (en) | Gas turbine engine trailing edge ejection holes | |
RU2615391C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
CN215633160U (zh) | 涡轮冷却封严供气结构和航空发动机 | |
RU2639443C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2614909C1 (ru) | Охлаждаемая турбина высокого давления | |
CN110344943B (zh) | 用于涡轮机械构件的冷却结构 | |
RU2627748C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
RU2761488C1 (ru) | Двухконтурная система охлаждения ротора турбины | |
US20180291742A1 (en) | Turbine engine with a platform cooling circuit | |
RU2813778C1 (ru) | Система охлаждения турбины двухконтурного воздушно-реактивного двигателя | |
RU2729312C1 (ru) | Двухконтурный двигатель | |
RU2634444C1 (ru) | Устройство для запуска газотурбинного двигателя |