RU70936U1 - Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU70936U1 RU70936U1 RU2006108713/22U RU2006108713U RU70936U1 RU 70936 U1 RU70936 U1 RU 70936U1 RU 2006108713/22 U RU2006108713/22 U RU 2006108713/22U RU 2006108713 U RU2006108713 U RU 2006108713U RU 70936 U1 RU70936 U1 RU 70936U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- engine
- shaft
- cooling
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя включает воздуховод для прохода охлаждающего воздуха от компрессора к турбине, образованный валом, соединяющим компрессор с турбиной, и внутренней стенкой двигателя, размещенной вокруг вала. Воздуховод снабжен дополнительным осевым компрессором, содержащим одну или более ступеней. Рабочие лопатки дополнительного осевого компрессора установлены на валу, соединяющим компрессор с турбиной, а направляющие аппараты - на внутренней стенке двигателя, размещенной вокруг вала. Система позволяет с наименьшими экономическими затратами создать на выходе из внутренних каналов рабочих лопаток или других деталей турбины гарантированное превышение давления охлаждающего воздуха над давлением газа в проточной части турбины.
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к системам охлаждения турбины в газотурбинном двигателе, и может быть использовано в транспортном и энергетическом машиностроении.
Основными деталями турбины, требующими охлаждения, являются сопловые и рабочие лопатки, диски.
Известна система охлаждения турбины газотурбинного двигателя, содержащая воздуховод, по которому воздух, отобранный от компрессора, подается на охлаждение турбины, а также встроенный в воздуховод дополнительный компрессор (Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок. Под ред. А.И.Леонтьева. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2003, стр.268). В дополнительном компрессоре производится дожимание воздуха перед подачей его в турбину, в целях компенсации гидравлических потерь в системе охлаждения. Наличие в системе дополнительного компрессора требует решения вопроса о его рациональном размещении на двигателе. Недостаточно удачный выбор местоположения дополнительного
компрессора в конструкции двигателя влечет за собой увеличение габаритов, массы и стоимости двигателя.
Известна выбранная в качестве прототипа система охлаждения турбины газотурбинного двигателя, включающая воздуховод для прохода охлаждаемого воздуха от компрессора к турбине. Воздуховод образован валом, соединяющим компрессор с турбиной, и внутренней стенкой двигателя, размещенной вокруг вала (см. пат. США №3742706, F 02 C 7/18, оп. 03.07.1973). Недостатком системы является невозможность ее применения для охлаждения турбин, конструктивные особенности которых предполагают большие потери давления охлаждающего воздуха при прохождении им внутренних каналов в деталях турбины, главным образом в рабочих лопатках. При работе двигателя в таких турбинах на выходе из внутренних каналов рабочих лопаток давление охлаждающего воздуха практически может быть равно давлению газового потока в проточной части. При неблагоприятном сочетании допусков на размеры внутренних каналов, приводящем к дополнительным потерям, возможно втекание газа в лопатку, что приведет к ее прогару.
Задачей изобретения является обеспечение возможности применения системы для охлаждения турбин, характеризуемых большими потерями давления во внутренних каналах ее деталей, за счет создания с наименьшими экономическими затратами на выходе из внутренних каналов гарантированного превышения давления охлаждающего воздуха над давлением газа в проточной части турбины.
Создание на выходе из внутренних каналов деталей турбины гарантированного превышения давления охлаждающего воздуха над давлением газа в проточной части турбины достигается тем, что в системе охлаждения турбины газотурбинного двигателя, включающей воздуховод для прохода охлаждающего воздуха от компрессора к турбине, образованный валом, соединяющим компрессор с турбиной, и внутренней стенкой двигателя, размещенной вокруг вала, согласно изобретению,
воздуховод снабжен дополнительным осевым компрессором, содержащим одну или более ступеней, при этом рабочие лопатки дополнительного осевого компрессора установлены на валу, соединяющем компрессор с турбиной, а направляющие аппараты - на внутренней стенке двигателя, размещенной вокруг вала.
Наличие дополнительного осевого компрессора позволяет значительно увеличить давление охлаждающего воздуха как на входе во внутренние каналы деталей турбины, так и на выходе из них в проточную часть. Благодаря установке рабочих лопаток дополнительного компрессора на валу двигателя, соединяющем компрессор с турбиной, а направляющих аппаратов на внутренней стенке двигателя, размещенной вокруг вала, система охлаждения турбины обладает невысокой материалоемкостью, компактна и экономична в работе, т.к. дополнительный осевой компрессор приводится от той же турбины, что и основной компрессор двигателя.
Воздух на охлаждение турбины может отбираться как из-за промежуточной ступени компрессора, так и из-за последней его ступени.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлен фрагмент продольного разреза газотурбинного двигателя.
На чертеже помимо элементов системы охлаждения турбины показана часть компрессора 1, камера сгорания 2 и сама турбина, в состав которой входят диск 3 с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками 4 и покрывной диск 5.
Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя содержит воздуховод 6 с кольцевым поперечным сечением тракта, предназначенный для прохода отбираемого на охлаждение из-за компрессора 1 воздуха к турбине. Воздуховод 6 образован поверхностью вала 7, соединяющего компрессор 1 и диск 3 турбины, и внутренней стенкой 8 двигателя, размещенной вокруг вала 7. В данном примере роль внутренней стенки 8 выполняет корпус камеры сгорания 2.
Воздуховод 6 снабжен дополнительным осевым компрессором 9, имеющим одну ступень. Его рабочая лопатка 10 установлена на валу 7, а направляющий аппарат 11 - на внутренней стенке 8.
В корпусе камеры сгорания 2 выполнены отверстия 12 для соединения полости 13, сформированной между стенкой жаровой трубы (не обозначена) и корпусом камеры сгорания 2, с кольцевым воздуховодом 6.
В турбине между диском 3 и покрывным диском 5 образована полость 14. В диске 3 выполнены каналы 15 для сообщения полости 14 с внутренними полостями и каналами (не показаны) охлаждаемых рабочих лопаток 4. Для интенсификации процесса охлаждения в рабочих лопатках 4 выполнены ребра и штыри (не показаны). Внутреннее устройство охлаждаемых рабочих лопаток 4 обуславливает сложный путь движения охлаждающего воздуха в них и приводит к большим потерям его давления.
На входе в полость 14, за кольцевым воздуховодом 6 установлен аппарат закрутки 16.
При работе двигателя воздух, отобранный из-за компрессора 1 на охлаждение турбины, из полости 13 через отверстия 12 подается в начало воздуховода 6. Проходя по воздуховоду 6, воздушный поток поступает в дополнительный осевой компрессор 9, где происходит его поджатие. Далее, миновав дополнительный осевой компрессор 9 и пройдя остаток пути в воздуховоде 6 уже с повышенным давлением, воздух через аппарат закрутки 16 попадает в полость 14, а затем, охлаждая лопатки 4, протекает по их внутренним полостям и каналам. Из каналов лопаток 4 воздух беспрепятственно вытекает в проточную часть турбины.
Таким образом, новая система охлаждения турбины газотурбинного двигателя, компактная и экономичная, за счет дожимания охлаждающего воздуха перед подачей его в турбину обеспечивает компенсацию гидравлических потерь, возникающих в рабочих лопатках или других деталях турбины.
Claims (1)
- Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя, включающая воздуховод для прохода охлаждающего воздуха от компрессора к турбине, образованный валом, соединяющим компрессор с турбиной, и внутренней стенкой двигателя, размещенной вокруг вала, а также внутренние каналы охлаждаемых деталей турбины, имеющие выход в проточную часть, отличающаяся тем, что воздуховод снабжен дополнительным осевым компрессором, содержащим одну или более ступеней, при этом рабочие лопатки дополнительного осевого компрессора установлены на валу, соединяющем компрессор с турбиной, а направляющие аппараты - на внутренней стенке двигателя, размещенной вокруг вала, кроме того, за воздуховодом установлен аппарат закрутки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006108713/22U RU70936U1 (ru) | 2006-03-20 | 2006-03-20 | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006108713/22U RU70936U1 (ru) | 2006-03-20 | 2006-03-20 | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU70936U1 true RU70936U1 (ru) | 2008-02-20 |
Family
ID=39267598
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006108713/22U RU70936U1 (ru) | 2006-03-20 | 2006-03-20 | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU70936U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2707355C2 (ru) * | 2015-05-13 | 2019-11-26 | Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед | Прокладочное кольцо камеры сгорания с регулируемым пропусканием воздуха |
-
2006
- 2006-03-20 RU RU2006108713/22U patent/RU70936U1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2707355C2 (ru) * | 2015-05-13 | 2019-11-26 | Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед | Прокладочное кольцо камеры сгорания с регулируемым пропусканием воздуха |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11215197B2 (en) | Intercooled cooling air tapped from plural locations | |
US10550768B2 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
US10718268B2 (en) | Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger | |
US8257017B2 (en) | Method and device for cooling a component of a turbine | |
US20170306847A1 (en) | Combined Drive for Cooling Air Using Cooing Compressor and Aircraft Air Supply Pump | |
RU2332579C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
US9856793B2 (en) | Intercooled cooling air with improved air flow | |
US10480419B2 (en) | Intercooled cooling air with plural heat exchangers | |
US11073085B2 (en) | Intercooled cooling air heat exchanger arrangement | |
US9476313B2 (en) | Gas turbine engine including a pre-diffuser heat exchanger | |
EP1512843A2 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies | |
US20170082028A1 (en) | Intercooled cooling air using existing heat exchanger | |
US20190323789A1 (en) | Intercooled cooling air | |
RU2347091C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU70936U1 (ru) | Система охлаждения турбины газотурбинного двигателя | |
US20100107649A1 (en) | Gas Turbine Engine With Fuel Booster | |
US10920673B2 (en) | Gas turbine with extraction-air conditioner | |
US11788469B2 (en) | Thermal management system for a gas turbine engine | |
RU2550224C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
CN113107679A (zh) | 一种小型燃气轮机的复合切向进气的过渡段部件 | |
US20140260292A1 (en) | Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine | |
RU222426U1 (ru) | Устройство подвода охлаждающего воздуха к надроторным вставкам | |
KR101993049B1 (ko) | 압축기 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
RU2269005C1 (ru) | Энергетическая газотурбинная установка | |
RU130633U1 (ru) | Устройство для охлаждения рабочего колеса турбины |