Газотурбинный двигатель, содержащий два узла, соединенных под осевым усилием

Газотурбинный двигатель включает, по меньшей мере, два узла, соединенных друг с другом и формирующих между собой кольцевую камеру, содержащую уплотнительную прокладку. Две соприкасающиеся друг с другом кольцевые части, принадлежащие соответственно двум узлам и ограничивающие упомянутую камеру, прижаты друг к другу с осевым усилием. Между поверхностями кольцевых частей встык установлена кольцевая промежуточная деталь. Одна из кольцевых частей содержит цилиндрический участок, а кольцевая промежуточная деталь содержит цилиндрическую поверхность, заходящую на упомянутый цилиндрический участок, и радиальный участок, опирающийся на плоскую поверхность другой кольцевой части. Изобретение позволяет повысить герметичность соединения между узлами за счет компенсации термических колебаний, а также обеспечить защиту узлов двигателя от повреждения фрагментами уплотнительной прокладки. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к турбокомпрессору, предназначенному для подачи под давлением участвующего в горении воздуха в камеру сгорания двигателя реактивного самолета. В частности, оно касается усовершенствования, позволяющего повысить герметичность соединения между двумя узлами вышеуказанного двигателя, например соединения под усилием между картером и кронштейном неподвижных лопаток статора.

В турбокомпрессоре вышеуказанного типа статор соединяют с наружным картером. Чтобы избежать утечек воздуха, два узла, картер и статор, выполняют таким образом, чтобы они ограничивали между собой кольцевую камеру, в которую вставляют прокладку. Эта прокладка размещена в опорном положении между двумя находящимися друг против друга кольцевыми стенками, принадлежащими соответственно к двум узлам. Обе соприкасающиеся друг с другом кольцевые части обоих узлов прижимают друг к другу с осевым усилием. Это усилие может выражаться в миллиметрах, при этом данное значение обозначает осевое перекрытие, которое существовало бы между двумя узлами, если бы они не были состыкованы под усилием. До настоящего времени применяли относительно малые усилия, обычно порядка 0,3 мм. В последнее время это усилие при монтаже было доведено до 0,75 мм.

В процессе некоторых фаз работы содержащая прокладку камера может открыться под действием деформаций термического происхождения. Кроме того, при работе прокладка подвергается воздействию деформаций и износа, которые могут привести к выпадению из нее фрагментов, которые увлекаются за счет перепада давления к находящимся друг против друга сторонам камеры. Происходит повреждение этих сторон и увеличение утечек воздуха.

В качестве прототипа выбрано устройство по патенту US 4336943.

В основе настоящего изобретения лежит задача предотвратить открытие камеры и воспрепятствовать высвобождению кусков прокладки и повреждению поверхностей, на которые она опирается.

В частности, настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему, по меньшей мере, два узла, соединенных друг с другом и ограничивающих между собой кольцевую камеру, содержащую уплотнительную прокладку, в котором две соприкасающиеся друг с другом части, принадлежащие соответственно двум узлам и ограничивающие упомянутую камеру, прижаты друг к другу с осевым усилием, причем между их двумя поверхностями установлена встык кольцевая промежуточная деталь.

При размещении между двумя узлами кольцевой промежуточной детали (называемой «расходной» деталью) осевое усилие может существенно увеличиться.

Целесообразно, чтобы упомянутое осевое усилие между двумя упомянутыми кольцевыми частями, соответствующее осевому перекрытию, которое существовало бы между двумя узлами, если бы они не были состыкованы под усилием, составляло от 1,5 до 3,5 мм.

Предпочтительно, чтобы упомянутое осевое усилие между двумя упомянутыми кольцевыми частями, соответствующее осевому перекрытию, которое существовало бы между двумя узлами, если бы они не были состыкованы под усилием, имело значение, близкое к 2,25 мм. Такое значительное усилие позволяет компенсировать колебания термического происхождения и избежать открытия камеры и разрушения прокладки. Эта деталь является дешевой и может быть легко заменена в случае повреждения. Таким образом, обеспечивается защита узлов от повреждения.

Целесообразно, чтобы поверхность контакта промежуточной детали с поверхностью по меньшей мере одной из кольцевых частей являлась максимальной. В результате уменьшается давление расплющивания и достигается оптимальное поведение двух узлов с точки зрения их относительных перемещений. Кроме того, становится относительно легко производить поверхностную обработку этой промежуточной детали для повышения ее прочности. Настоящее изобретение может применяться, в частности, для обеспечения соединения между наружным картером и элементом статора, содержащим неподвижные лопатки турбокомпрессора.

Целесообразно также, чтобы одна из кольцевых частей содержала цилиндрический участок, а упомянутая кольцевая промежуточная деталь содержала цилиндрическую поверхность, заходящую на упомянутый цилиндрический участок, и радиальный участок, опирающийся на плоскую поверхность другой кольцевой части.

Предпочтительно, чтобы радиальное сечение упомянутой кольцевой промежуточной детали имело L-образную форму.

Предпочтительно также, чтобы упомянутая кольцевая промежуточная деталь была продолжена частью, образующей отражатель.

Предпочтительно также, чтобы два узла образовывали соответственно картер и элемент статора.

Настоящее изобретение и его другие преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 представляет схематический вид двух соединенных между собой узлов, являющихся частью турбокомпрессора, при классической сборке с осевым усилием вблизи камеры прокладки.

Фиг.2 - схематический вид в увеличенном масштабе зоны 2, отмеченной на фиг.1.

Фиг.3 - вид, аналогичный фиг.2, иллюстрирующий усовершенствование в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.4 - вид, аналогичный фиг.3, иллюстрирующий вариант выполнения.

На фиг.1 и 2, иллюстрирующих предшествующий уровень техники, показана часть турбокомпрессора 11, входящего в состав газотурбинного авиационного двигателя. Два узла 14, 16 соединены под усилием, ограничивая между собой кольцевую камеру 18, внутри которой находится прокладка 20. Узел 14 является наружным картером, тогда как узел 16 является кронштейном для множества неподвижных лопаток 22 турбокомпрессора. Между неподвижными лопатками установлены подвижные лопатки, не показанные на чертежах. Кронштейн неподвижных лопаток содержит несколько соединенных встык сегментов 26, при этом на каждом сегменте установлен ряд неподвижных лопаток. Конструкция кронштейна закреплена на внутреннем картере 27. Этот внутренний картер продолжен в радиальном направлении тремя кольцевыми венцами, при этом первый венец 30 закреплен при помощи болтового соединения 31 на первом внутреннем поясе 32 наружного картера, второй венец 34 опирается без усилия на второй пояс 36 наружного картера и направлен в сторону внутреннего объема. Третий венец 37 закреплен при помощи болтового соединения 38 на внутреннем поясе 39 наружного картера 14.

Как показано, в частности, на фиг.2, второй венец 34 содержит плоскую кольцевую поверхность 40, выполненную в радиальном направлении в сторону внутреннего объема и продолженную осевым цилиндрическим участком 42, опирающимся своей кольцевой фаской 43 на упомянутый второй пояс 36. В частности, последний содержит другую плоскую кольцевую поверхность 45, находящуюся напротив плоской кольцевой поверхности венца, и над ним выполнен практически трубчатый выступ 46, перекрывающий с зазором наружную цилиндрическую часть второго венца. Данная конструкция формирует, таким образом, кольцевую камеру 18, внутри которой устанавливают прокладку 20, находящуюся в опорном положении между обеими плоскими поверхностями 40, 45. Как было указано выше, размеры узлов 14, 16 рассчитывают с возможностью осуществления монтажа с усилием за счет затягивания болтов 31. Это усилие действует между кольцевой фаской 43 второго венца и внутренним концом плоской поверхности 45 второго пояса. Описанная выше конструкция является классической. Однако возникающее при монтаже усилие является относительно слабым, порядка 0,3 мм. В некоторых случаях усилие доводят до значения 0,75 мм, но при этом, как было указано выше, полностью не решают проблему утечек и разрушения прокладки.

Сущность изобретения проиллюстрирована на фиг.3, изображающей кольцевую промежуточную деталь 50, установленную между двумя состыкованными узлами, то есть, в данном случае, между кольцевой фаской 43 венца 34 и кольцевым концом плоской поверхности 45 пояса 36. Наличие этой детали 50 позволяет увеличить монтажное усилие, которое теперь может составлять от 1,5 мм до 3 мм, предпочтительно примерно 2,25 мм. Действительно, как показано на чертеже, промежуточную деталь 50 выполняют с возможностью увеличения контактной поверхности на конце, по меньшей мере, одной из кольцевых частей, в данном случае, в частности, плоской поверхности 45 упомянутого второго пояса 36. Кроме того, осевой цилиндрический участок 42 венца выполняет роль направляющей при установке промежуточной детали 50, благодаря наличию на ней цилиндрической поверхности 52, заходящей на упомянутый цилиндрический участок 42. Радиальный участок 54 промежуточной детали опирается на плоскую поверхность 45 упомянутого второго пояса. По своей конструкции, как показано на фиг.3, радиальное сечение промежуточной детали 50 имеет L-образную форму. Перед монтажом промежуточную деталь можно подвергать поверхностной обработке для повышения ее прочности. В частности, обработку можно производить на радиальном участке 54. Поэтому отпадает необходимость осуществлять такую обработку на венце или на поясе.

В варианте выполнения, показанном на фиг.4, промежуточная деталь 50а продолжена частью, образующей отражатель 56, направленный в сторону внутреннего объема. В данном примере эта часть имеет по существу коническую форму. Таким образом, в случае остаточной утечки поток горячего воздуха локально не попадает на внутренний картер, а рассеивается в камере 58, ограниченной между картером и кронштейном лопаток.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, два узла, соединенных друг с другом и формирующих между собой кольцевую камеру (18), содержащую уплотнительную прокладку, при этом две соприкасающиеся друг с другом кольцевые части, принадлежащие соответственно двум узлам и ограничивающие упомянутую камеру, прижаты друг к другу с осевым усилием, причем между их поверхностями встык установлена кольцевая промежуточная деталь (50).

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что упомянутое осевое усилие между двумя упомянутыми кольцевыми частями составляет от 1,5 до 3,5 мм.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что упомянутое осевое усилие между двумя упомянутыми кольцевыми частями предпочтительно имеет значение, близкое к 2,25 мм.

4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что одна из кольцевых частей содержит цилиндрический участок (42), причем упомянутая кольцевая промежуточная деталь содержит цилиндрическую поверхность (52), заходящую на упомянутый цилиндрический участок, и радиальный участок (54), опирающийся на плоскую поверхность (45) другой кольцевой части.

5. Газотурбинный двигатель по п.4, отличающийся тем, что радиальное сечение упомянутой кольцевой промежуточной детали (50) имеет L-образную форму.

6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что упомянутая кольцевая промежуточная деталь продолжена частью, образующей отражатель (56).

7. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что два узла образуют соответственно картер и элемент статора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям ротора турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания, в частности к способам предотвращения утечек газа через лабиринтные уплотнения.

Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей и повышает надежность и герметичность соединения диск - лабиринт. .

Изобретение относится к конструкции опоры вентилятора ГТД авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к компрессоростроению. .

Изобретение относится к устройствам для фиксации в окружном направлении пружины-демпфера и внутреннего воздушного уплотнения в узле статора. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в осевых компрессорах высокого давления авиационных турбореактивных двигателей и/или в подпорных ступенях, и/или вентиляторах авиационных турбовентиляторных двигателей, а также в наземных турбомашинах, преимущественно для энергоустановок и газоперекачивающих станций.

Изобретение относится к уплотнительной технике и может быть использовано в системах уплотнений турбокомпрессоров различного назначения, в частности в системах уплотнений газоперекачивающих агрегатов, для повышения надежности и экономичности работы.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям для газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения для привода электрогенератора или механического привода. .

Изобретение относится к уплотнению полости для забора воздуха в кабину, ограниченной с одной стороны наружным кольцом компрессора, кольцевой конструкцией, сопряженной с кольцом, и с другой стороны - наружным картером решетки диффузора, опорной конструкцией, сопряженной с указанным наружным картером и с наружным кольцом картера двигателя, закрепленным на кольцевой конструкции.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано при создании турбин для газовой промышленности. .

Изобретение относится к уплотнительным устройствам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к многоступенчатым газовым турбинам авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для герметизации газовоздушных трактов газотурбинной установки в составе газоперекачивающих агрегатов (ГПА), газотурбинных электростанций (ГТЭС).

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для герметизации газовоздушных трактов газотурбинной установки в составе газоперекачивающих агрегатов газотурбинных электростанций.

Газотурбинный двигатель, содержащий два узла, соединенных под осевым усилием

Наверх