RU2663364C2 - Опора турбины низкого давления - Google Patents
Опора турбины низкого давления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2663364C2 RU2663364C2 RU2016152399A RU2016152399A RU2663364C2 RU 2663364 C2 RU2663364 C2 RU 2663364C2 RU 2016152399 A RU2016152399 A RU 2016152399A RU 2016152399 A RU2016152399 A RU 2016152399A RU 2663364 C2 RU2663364 C2 RU 2663364C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- power
- cavity
- fairing
- racks
- support
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 24
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000010304 firing Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 241000566113 Branta sandvicensis Species 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- 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
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины. Обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости, равным 10…50 градусов. Силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, причем средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости. Силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость, и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение стоек опоры турбины низкого давления. 3 ил.
Description
Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна опора турбины низкого давления газотурбинного двигателя, включающая в себя радиальные стойки опоры (патент RU 2198311, МПК F02C 7/052, опубл. 10.02.2003).
Недостатком такой конструкции является повышенная температура радиальных стоек, что снижает надежность опоры турбины низкого давления.
Наиболее близкой по конструкции к заявляемой и принятой за прототип является опора турбины низкого давления, радиальные стойки которой расположены в обтекателях, размещенных в газовом тракте турбины низкого давления (патент RU 2305786, МПК F02C 7/12, опубл. 10.09.2007).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность опоры и пониженная экономичность турбины низкого давления вследствие неэффективного охлаждения силовых радиальных стоек опоры.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении эффективности охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение силовых стоек опоры турбины низкого давления.
Технический результат достигается тем, что в опоре турбины низкого давления с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины, согласно изобретению, обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом Y наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости равным 10…50 градусов, при этом силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, а средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости, причем силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, выполнение обтекателей силовых стоек опоры с передней, средней и задней полостями, с размещением силовых стоек в средней воздушной полости, позволяет минимизировать подвод тепла в силовые стойки с передней и задней по потоку газа сторон, так как передняя и задняя полости являются изолирующими от теплового потока, что повышает эффективность охлаждения силовых стоек.
Выполнение обтекателей силовых стоек с симметричным наружным профилем по наружной поверхности, с углом Y наклона оси симметрии наружного профиля относительно радиальной плоскости равным 10…50 градусов позволяет улучшить работу турбины низкого давления за счет допущения остаточной закрутки на выходе из турбины низкого давления.
При Y<10 градусов снижается коэффициент полезного действия турбины низкого давления; при Y>50 градусов увеличиваются гидравлические потери в канале между обтекателями стоек.
Выполнение средней полости каждого обтекателя с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости, позволяет повысить эффективность охлаждения силовых стоек при минимальном расходе охлаждающего воздуха.
Выполнение силовых стоек с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя позволяет максимально увеличить площадь поперечного сечения внутренней полости стойки для прохода охлаждающего воздуха и обеспечить интенсивное охлаждение силовых стоек при минимальном загромождении газового канала между турбинами.
На фиг. 1 - представлен продольный разрез опоры турбины низкого давления;
На фиг. 2 - представлен элемент I;
На фиг. 3 - представлено сечение А-А.
Опора турбины низкого давления 1 включает в себя силовые стойки 2, с газовым трактом 3 проточной части 4 на выходе из турбины низкого давления 5 с помощью обтекателей силовых стоек 6. Силовые стойки 2 соединяют между собой наружный корпус 7 турбины низкого давления 5 с внутренним корпусом опоры 8, в котором расположен роликоподшипник 9. Обтекатели силовых стоек 6 выполнены с передней 10, средней 11 и задней 12 полостями, разделенными между собой перегородками 13 и 14, и с симметричным наружным профилем 15, с углом Y наклона оси симметрии 17 наружного профиля 15 обтекателя 6 относительно радиальной плоскости 18, равным 10…50 градусов.
Силовые стойки 2 установлены в средней полости 11 обтекателя 6, а средняя полость 11 каждого обтекателя 6 выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек 2, установленных в указанной полости, причем силовые стойки 2 выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью 19, образующей внутреннюю полость 20 и с цилиндрическими 21, 22 и плоскими 23, 24 поверхностями наружной поверхности 16, с образованием щелевых воздушных полостей 25, 26 между внешними плоскими боковыми поверхностями 23,24 силовой стойки 2 и внутренними плоскими боковыми поверхностями 27, 28 стенок средней воздушной полости 11 обтекателя 6.
Работает данное устройство следующим образом. При работе опоры турбины низкого давления 1 расход охлаждающего воздуха 32 из внутренней полости 31 в среднюю полость 11 на охлаждение силовых стоек 2 минимален и силовые стойки 2 опоры 1 имеют пониженные температуры благодаря повышенным скоростям охлаждающего воздуха 32 в щелевых воздушных полостях 25, 26 и минимальной наружной поверхности силовой стойки 2, защищенной от контакта с газовым потоком 3 обтекателем 6 с передней 10, средней 11 и с задней 12 полостями.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет эффективно охлаждать силовые стойки при минимальном расходе охлаждающего воздуха на охлаждение стоек опоры турбины низкого давления.
Claims (1)
- Опора турбины низкого давления с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины, отличающаяся тем, что обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней, средней и задней полостями и с симметричным наружным профилем, с углом Y наклона оси симметрии наружного профиля обтекателя относительно радиальной плоскости, равным 10…50 градусов, при этом силовые стойки установлены в средней полости обтекателя, а средняя полость каждого обтекателя выполнена с возможностью прохода охлаждающего воздуха для охлаждения силовых стоек, установленных в указанной полости, причем силовые стойки выполнены с цилиндрической внутренней поверхностью, образующей внутреннюю полость, и с цилиндрическими и плоскими поверхностями наружной поверхности, с образованием щелевых воздушных полостей между внешними плоскими боковыми поверхностями силовой стойки и внутренними плоскими боковыми поверхностями стенок средней воздушной полости обтекателя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016152399A RU2663364C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Опора турбины низкого давления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016152399A RU2663364C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Опора турбины низкого давления |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016152399A RU2016152399A (ru) | 2018-06-28 |
| RU2016152399A3 RU2016152399A3 (ru) | 2018-06-28 |
| RU2663364C2 true RU2663364C2 (ru) | 2018-08-03 |
Family
ID=62813916
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016152399A RU2663364C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Опора турбины низкого давления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2663364C2 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
| RU2267018C1 (ru) * | 2004-07-28 | 2005-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод имени В.Я.Климова - дочернее предприятие Федерального государственного унитарного предприятия "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Опора роторов турбин высокотемпературного газотурбинного двигателя |
| RU2305786C2 (ru) * | 2005-10-03 | 2007-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
| RU2414614C1 (ru) * | 2009-12-02 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Турбореактивный двигатель с объединенной опорой турбины низкого и высокого давления |
-
2016
- 2016-12-28 RU RU2016152399A patent/RU2663364C2/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
| RU2267018C1 (ru) * | 2004-07-28 | 2005-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод имени В.Я.Климова - дочернее предприятие Федерального государственного унитарного предприятия "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" | Опора роторов турбин высокотемпературного газотурбинного двигателя |
| RU2305786C2 (ru) * | 2005-10-03 | 2007-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
| RU2414614C1 (ru) * | 2009-12-02 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Турбореактивный двигатель с объединенной опорой турбины низкого и высокого давления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016152399A (ru) | 2018-06-28 |
| RU2016152399A3 (ru) | 2018-06-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2365821C2 (ru) | Диффузор для кольцевой камеры сгорания, в частности для турбинного двигателя самолета, а также камера сгорания и авиационный турбовинтовой двигатель, содержащие такой диффузор | |
| US9291063B2 (en) | Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine | |
| US9932940B2 (en) | Gas turbine engine fuel cooled cooling air heat exchanger | |
| EP2230386B1 (en) | Compressor diffuser | |
| CN104863750B (zh) | 一种用于喷管壁面的变孔排距冲击气膜冷却结构 | |
| CN110762555B (zh) | 一种气动辅助式凹腔支板火焰稳定器 | |
| US9316104B2 (en) | Film cooling channel array having anti-vortex properties | |
| JP6145157B2 (ja) | タービン翼の後縁冷却スロット | |
| RU2013121277A (ru) | Система охлаждения для турбоустановки, камера сгорания и способ охлаждения жаровой трубы | |
| US20170037732A1 (en) | Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines | |
| JP2017025910A (ja) | 固定ブレード用の冷却構造体 | |
| US20180187563A1 (en) | Gas turbine transition duct with late lean injection having reduced combustion residence time | |
| CN105089852A (zh) | 一种燃烧室内衬冷却结构 | |
| RU2012158345A (ru) | Выпускная стойка (варианты) и турбомашина | |
| RU2011113993A (ru) | Турбина, турбинный двигатель и паротурбинный двигатель | |
| RU2663364C2 (ru) | Опора турбины низкого давления | |
| CN109595591B (zh) | 一种带水冷幕墙的波纹板隔热屏 | |
| US9194237B2 (en) | Serpentine cooling of nozzle endwall | |
| Da et al. | Microjet flow control in an ultra-compact serpentine inlet | |
| CN102818285B (zh) | 一种带有十字型凹槽结构的驻涡型涡轮级间燃烧室 | |
| US10801354B2 (en) | Gas turbine engine having high pressure compressor case active clearance control system | |
| CN203892065U (zh) | 一种燃烧室内衬冷却结构 | |
| RU151791U1 (ru) | Камера жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2682935C2 (ru) | Направляющее воздух устройство для турбомашины | |
| RU2680781C1 (ru) | Способ стабилизации зоны горения в форсажной камере сгорания турбореактивного двигателя и форсажная камера сгорания турбореактивного двигателя |