RU2674813C1 - Статор газовой турбины - Google Patents
Статор газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2674813C1 RU2674813C1 RU2017135493A RU2017135493A RU2674813C1 RU 2674813 C1 RU2674813 C1 RU 2674813C1 RU 2017135493 A RU2017135493 A RU 2017135493A RU 2017135493 A RU2017135493 A RU 2017135493A RU 2674813 C1 RU2674813 C1 RU 2674813C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- supporting elements
- sector
- stator
- gas
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 11
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000002356 single layer Substances 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding 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
- 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
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
-
- 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
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
-
- 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
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- 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
- F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
- F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/11—Shroud seal segments
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/15—Heat shield
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
- F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/28—Three-dimensional patterned
- F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора. В данном изобретении обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, например - в виде усеченных конусов, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза. Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками заявленного изобретения позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения.
Известен статор газовой турбины, включающий наружный корпус турбины, а также состоящее из секторов разрезное сотовое кольцо, выполненное из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двуслойной и задняя часть сектора - частично трехслойной (патент RU 2534669, МПК F01D 25/24, публ. 10.12.2014). Недостатком такой конструкции является ее повышенный вес.
Наиболее близким к заявляемому является статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненные двухслойными, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора (патент RU 2534333, МПК F01D 25/24, публ. 27.11.2014).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее увеличенный вес, что ухудшает характеристики авиационного газотурбинного двигателя.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности без ухудшения коэффициента полезного действия турбины и в снижении веса статора газовой турбины.
Сущность технического решения заключается в том, что в статоре газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора, согласно изобретению, обращенный к наружному корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза.
Кроме того, согласно изобретения, опорные элементы выполнены в виде усеченных конусов.
Выполнение обращенного к корпусу турбины слоя сотового сектора П-образным в плане, позволяет существенно снизить вес сектора и статора газовой турбины в целом, без увеличения паразитных утечек газа с внешней стороны сектора.
Выполнение опорных элементов в виде отдельных тел вращения, равномерно размещенных в окружном направлении, позволяет минимизировать вес опорных элементов и совместить минимизацию веса с высокой надежностью конструкции.
Выполнение опорных элементов в виде усеченных конусов позволяет увеличить площадь поверхности для неразъемного соединения (например, сварки или пайки) опорного элемента с хвостовиком сотового сектора, что повышает надежность сектора и статора газовой турбины.
Выполнение передних по потоку газа опорных элементов больше задних опорных элементам по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза повышает надежность сотового сектора, так как передние опорные элементы фиксируют в радиальном направлении стопорное кольцо передней сопловой лопатки и находятся в зоне более высоких температур по сравнению с задними, радиальная нагрузка на которые равна только весу сектора сотового кольца.
При соотношении геометрических размеров < 1,1 повышается вес опорных элементов и сотового сектора; при соотношении геометрических размеров > 1,5 снижается надежность сотового сектора из-за излишнего уменьшения геометрических размеров задних опорных элементов.
На фиг. 1 показан продольный разрез статора газовой турбины; на фиг. 2 показан вид. А на фиг. 1; на фиг. 3 показан вид Б на фиг. 1; на фиг. 4 показан вид В на фиг. 2.
Статор 1 газовой турбины включает в себя наружный корпус 2, в котором между передними 3 и задними 4 по потоку газа 5 сопловыми лопатками установлены сектора 6 разрезного сотового кольца 7. Сектора 6 выполнены из листового материала и двухслойными, причем внутренний слой 8 выполнен цельным, а внешний, обращенный к наружному корпусу 2 слой 9 выполнен П-образным в плане. На переднем 10 и заднем 11 концах сектора 6 установлены передний 12 и задний 13 опорные элементы, выполненные в виде размещенных равномерно по окружности тел вращения - например, усеченных конусов. Передние опорные элементы 12 фиксируют от радиального перемещения стопорное кольцо 14, и поэтому они выполнены по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза больше задних опорных элементов 13, которые испытывают нагрузку только от веса самого сектора 6. Геометрическое подобие опорных элементов 12 и 13 позволяет уменьшить стоимость их изготовления.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе внутри статора 1 газовой турбины протекает высокотемпературный газовый поток 5, при контакте с которым наружный корпус 2 статора 1 мог бы получить повреждения. Однако этого не происходит, так как сектора 6 разрезного сотового кольца 7 надежно предохраняют наружный корпус 2 от контакта с газовым потоком 5, при минимальном весе секторов 6. При этом передний 10 и задний 11 концы сектора 6 выполнены двухслойными и с передними и задними опорными элементами 12 и 13, что повышает надежность фиксации секторов 6 в передних и задних сопловых лопатках 3 и 4.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, заявленного изобретения, позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины.
Claims (2)
1. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора, отличающийся тем, что обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза.
2. Статор газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что опорные элементы выполнены в виде усеченных конусов.
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017135493A RU2674813C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Статор газовой турбины |
| US16/754,033 US11473440B2 (en) | 2017-10-05 | 2018-10-03 | Gas turbine stator |
| CN201880065364.4A CN111655973B (zh) | 2017-10-05 | 2018-10-03 | 燃气轮机定子 |
| EP18865225.9A EP3693565A4 (en) | 2017-10-05 | 2018-10-03 | GAS TURBINE STATOR |
| PCT/RU2018/000643 WO2019070157A1 (ru) | 2017-10-05 | 2018-10-03 | Статор газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017135493A RU2674813C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Статор газовой турбины |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2674813C1 true RU2674813C1 (ru) | 2018-12-13 |
Family
ID=64753154
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017135493A RU2674813C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Статор газовой турбины |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11473440B2 (ru) |
| EP (1) | EP3693565A4 (ru) |
| CN (1) | CN111655973B (ru) |
| RU (1) | RU2674813C1 (ru) |
| WO (1) | WO2019070157A1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5232340A (en) * | 1992-09-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Gas turbine engine stator assembly |
| RU2214514C2 (ru) * | 1997-12-17 | 2003-10-20 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. | Цилиндрическое опорное устройство для узла статора газотурбинного двигателя и узел статора газотурбинного двигателя |
| RU2374471C2 (ru) * | 2004-05-04 | 2009-11-27 | Снекма | Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса |
| RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
| WO2013156734A1 (fr) * | 2012-04-20 | 2013-10-24 | Snecma | Etage de turbine pour une turbomachine |
| RU2534333C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-11-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор газовой турбины |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5267828A (en) * | 1992-11-13 | 1993-12-07 | General Electric Company | Removable fan shroud panel |
| DE10122464C1 (de) * | 2001-05-09 | 2002-03-07 | Mtu Aero Engines Gmbh | Mantelring |
| JP4269829B2 (ja) * | 2003-07-04 | 2009-05-27 | 株式会社Ｉｈｉ | シュラウドセグメント |
| US7334984B1 (en) * | 2003-12-24 | 2008-02-26 | Heico Corporation | Turbine shroud assembly with enhanced blade containment capabilities |
| FR2961848B1 (fr) * | 2010-06-29 | 2012-07-13 | Snecma | Etage de turbine |
| RU2534669C1 (ru) | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор турбины низкого давления |
| EP2940251B1 (en) * | 2014-04-28 | 2019-06-12 | Rolls-Royce Corporation | Fan containment case |
-
2017
- 2017-10-05 RU RU2017135493A patent/RU2674813C1/ru active
-
2018
- 2018-10-03 EP EP18865225.9A patent/EP3693565A4/en not_active Withdrawn
- 2018-10-03 US US16/754,033 patent/US11473440B2/en active Active
- 2018-10-03 CN CN201880065364.4A patent/CN111655973B/zh active Active
- 2018-10-03 WO PCT/RU2018/000643 patent/WO2019070157A1/ru unknown
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5232340A (en) * | 1992-09-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Gas turbine engine stator assembly |
| RU2214514C2 (ru) * | 1997-12-17 | 2003-10-20 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. | Цилиндрическое опорное устройство для узла статора газотурбинного двигателя и узел статора газотурбинного двигателя |
| RU2374471C2 (ru) * | 2004-05-04 | 2009-11-27 | Снекма | Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса |
| RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
| WO2013156734A1 (fr) * | 2012-04-20 | 2013-10-24 | Snecma | Etage de turbine pour une turbomachine |
| RU2534333C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-11-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Статор газовой турбины |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US11473440B2 (en) | 2022-10-18 |
| CN111655973B (zh) | 2023-03-10 |
| EP3693565A1 (en) | 2020-08-12 |
| US20210363895A1 (en) | 2021-11-25 |
| CN111655973A (zh) | 2020-09-11 |
| WO2019070157A1 (ru) | 2019-04-11 |
| EP3693565A4 (en) | 2021-06-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2300544T3 (es) | Carcasa de descarga de compresor. | |
| US10302100B2 (en) | Gas turbine engine having a mistuned stage | |
| JP4851178B2 (ja) | ターボ過給機 | |
| US20140260283A1 (en) | Gas turbine engine exhaust mixer with aerodynamic struts | |
| US9394915B2 (en) | Seal land for static structure of a gas turbine engine | |
| US8177493B2 (en) | Airtight external shroud for a turbomachine turbine wheel | |
| RU2015134099A (ru) | Наружный кольцеобразный уплотнительный узел в турбинном двигателе | |
| US9790809B2 (en) | Damper for stator assembly | |
| WO2015138027A2 (en) | Meter plate for blade outer air seal | |
| RU2007102521A (ru) | Узел неподвижных направляющих лопаток для распределения по секторам в компрессоре газотурбинного двигателя | |
| US9709072B2 (en) | Angular diffuser sector for a turbine engine compressor, with a vibration damper wedge | |
| RU2014145610A (ru) | Ступица турбины с несплошностью поверхности и турбонагнетатель, содержащий такую ступицу | |
| US9879540B2 (en) | Compressor stator with contoured endwall | |
| JP2017025910A (ja) | 固定ブレード用の冷却構造体 | |
| KR20130004303A (ko) | 터빈 엔진용 접합부를 갖는 유연한 후방 베어링 마운팅 | |
| WO2015130497A1 (en) | Thermal shields for gas turbine rotor | |
| US10422247B2 (en) | Housing structure of a turbomachine with heat protection shield | |
| RU2674813C1 (ru) | Статор газовой турбины | |
| US10273821B2 (en) | Advanced stationary sealing cooled cross-section for axial retention of ceramic matrix composite shrouds | |
| US20160040542A1 (en) | Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine | |
| US10746033B2 (en) | Gas turbine engine component | |
| US9835040B2 (en) | Turbomachine | |
| RU2534333C1 (ru) | Статор газовой турбины | |
| RU2534669C1 (ru) | Статор турбины низкого давления | |
| RU2672015C1 (ru) | Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20190903 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20191120 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210115 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210325 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210701 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |