Лабиринтное уплотнение турбомашины


 


Владельцы патента RU 2451195:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин авиационного и наземного применения. В лабиринтном уплотнении турбомашины выполнены лабиринтные гребешки с уменьшающимся от диска наружным диаметром d. Уплотнительные гребешки выполнены парными с одинаковым наружным диаметром гребешков для каждой пары. На краях обода лабиринта установлены демпфирующие кольца. Статорный сотовый фланец со стороны выхода из уплотнения через упругий элемент закреплен на статоре. Со стороны входа фланец установлен телескопически в радиальном направлении относительно диафрагмы. Диафрагма, фланец и статор образуют замкнутую кольцевую воздушную полость над фланцем. Отношение шага Н между парами уплотнительных гребешков и к шагу h между парными уплотнительными гребешками равно 4…6. Путем обеспечения минимальных радиальных зазоров в лабиринтном уплотнении на всех режимах работы двигателя повышается его надежность. 1 ил.

 

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин авиационного и наземного применения.

Известно лабиринтное уплотнение турбомашины, состоящее из роторного лабиринта и статорного фланца, установленного на упругом элементе (патент RU №2382893).

Недостатком известной конструкции является ее низкая эффективность, так как уплотнительные гребешки лабиринта выполнены на одном диаметре.

Наиболее близким к заявляемому является лабиринтное уплотнение, в котором уплотнительные гребешки лабиринта выполнены с уменьшающимся от диска наружным диаметром (патент RU №2353815).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных утечек через лабиринтное уплотнение в случае увеличенного осевого смещения роторного лабиринта относительно статорного сотового фланца, когда уплотнительные гребешки оказываются, помимо своих рабочих площадок, на сотовом фланце.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности конструкции путем обеспечения в лабиринтном уплотнении минимальных радиальных зазоров на всех режимах работы двигателя.

Сущность технического решения заключается в том, что в лабиринтном уплотнении турбомашины с лабиринтными гребешками, выполненными с уменьшающимся от диска наружным диаметром, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ уплотнительные гребешки выполнены парными с одинаковым наружным диаметром гребешков для каждой пары, а на краях обода лабиринта установлены демпфирующие кольца, при этом статорный сотовый фланец со стороны выхода из лабиринта через упругий элемент закреплен на статоре, а со стороны входа в лабиринт сотовый фланец установлен телескопически в радиальном направлении относительно радиальной диафрагмы с образованием над сотовым фланцем кольцевой замкнутой воздушной полости, при этом отношение H/h=4…6, где:

Н - шаг между парами уплотнительных гребешков,

h - шаг между парными уплотнительными гребешками.

Выполнение уплотнительных гребешков парными, с одинаковым наружным диаметром гребешков для каждой пары позволяет повысить надежность уплотнения при увеличенной осевой сдвижке ротора относительно статора, так как в этом случае хотя бы один гребешок из каждой пары остается в работе, т.е. уплотняющие свойства лабиринтного уплотнения в основном сохраняются.

Установка на краях обода лабиринта демпфирующих колец позволяет снизить уровень вибронапряжений в ободе при работе лабиринтного уплотнения, что повышает его надежность.

Наибольший перепад давления реализуется у лабиринтного уплотнения на последнем его уплотнительном гребешке, поэтому крепление сотового фланца через упругий элемент на статоре со стороны выхода из лабиринта снижает уровень вибронапряжений в сотовом статорном фланце.

Установка сотового фланца со стороны входа в лабиринт телескопически в радиальном направлении относительно статорной диафрагмы позволяет ему свободно перемещаться в радиальном направлении, что способствует уменьшению радиальных зазоров в лабиринтном уплотнении.

Выполнение с внешней стороны от сотового фланца с помощью статорной радиальной диафрагмы кольцевой замкнутой воздушной полости позволяет уменьшить темп нагрева и охлаждения фланца на переходных режимах работы, что позволяет синхронизировать радиальные перемещения обода лабиринта и ответного ему сотового фланца, улучшая таким образом эффективность работы лабиринтного уплотнения на переходных режимах.

При H/h<4 - излишне увеличиваются осевые габариты лабиринтного уплотнения.

При H/h>6 - снижается эффективность лабиринтного уплотнения.

На фигуре - изображен продольный разрез лабиринтного уплотнения турбомашины.

Лабиринтное уплотнение 1 турбомашины состоит из установленного на диске 2 лабиринта 3 и зафиксированного на статоре 4 сотового фланца 5. Лабиринтное уплотнение 1 выполнено ступенчатым, с уменьшающимся от диска 2 диаметром d по наружной поверхности 6 каждой пары 7 лабиринтных уплотнительных гребешков 8 и 9. Для уменьшения вибронапряжений обод 10 лабиринта 3 со стороны входа 11 и со стороны выхода 12 выполнен с кольцевыми канавками 13 и 14, в которых размещены демпфирующие кольца 15 и 16. Статорный сотовый фланец 5 со стороны выхода 12 из уплотнения 1 через упругий элемент 17 установлен на статоре 4, а со стороны входа 11 фланец 5 с помощью телескопического радиального соединения 18 контактирует с радиальной статорной диафрагмой 19. Диафрагма 19, фланец 5 и статор 4 совместно образуют замкнутую кольцевую воздушную полость 20, расположенную с внешней стороны от сотового статорного фланца 5. Отношение шага Н между парами уплотнительных гребешков 8 и 9 к шагу h между парными уплотнительными гребешками 8 и 9 равно 4…6.

Работает устройство следующим образом.

При работе лабиринтного уплотнения 1 турбомашины давление и температура воздуха в кольцевой замкнутой полости 20 меняется существенно медленнее, чем давление и температура воздуха на входе 11 в лабиринтное уплотнение 1. Это связано с тем, что радиальное телескопическое соединение 18 медленно пропускает воздух в полость 20 и медленно его выпускает из этой полости, что способствует замедлению нагрева и остывания сотового фланца 5 на переходных режимах работы уплотнения 1 и синхронизации радиальных перемещений фланца 5 и обода 10 лабиринта 3.

Лабиринтное уплотнение турбомашины с лабиринтными гребешками, выполненными с уменьшающимся от диска наружным диаметром, отличающееся тем, что уплотнительные гребешки выполнены парными с одинаковым наружным диаметром гребешков для каждой пары, а на краях обода лабиринта установлены демпфирующие кольца, при этом статорный сотовый фланец со стороны выхода из лабиринта через упругий элемент закреплен на статоре, а со стороны входа в лабиринт сотовый фланец установлен телескопически в радиальном направлении относительно радиальной диафрагмы с образованием над сотовым фланцем кольцевой замкнутой воздушной полости, при этом отношение H/h=4…6,
где Н - шаг между парами уплотнительных гребешков;
h - шаг между парными уплотнительными гребешками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к отводимым уплотнениям для таких машин вращения, как паровые турбины, газовые турбины, авиационные двигатели и компрессоры. .
Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для герметизации монтажных зазоров между статорными частями конструкции, устанавливаемыми в корпусе турбины.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям для газотурбинных двигателей. .

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

Изобретение относится к уплотнительной технике, в частности, для обеспечения непроницаемости зазора между ротором и статором

Изобретение относится к уплотнителю, предназначенному для расположения между турбореактивным двигателем и гондолой воздушного судна

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом. Уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для организации подвода воздуха для пленочного охлаждения трактовых поверхностей. На плавающем кольце выполнен упорный бурт. Козырек соплового аппарата снабжен направляющим кольцом, образующим кольцевой зазор с внутренней поверхностью козырька соплового аппарата. Торцевая часть козырька прилегает к бурту кольца плавающего. Изобретение позволяет стабилизировать зазор и направить необходимое количество воздуха для организации пленочного охлаждения периферийной части сопловых и рабочих лопаток. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подвижный уплотнительный элемент с масляным охлаждением для вращающегося уплотнения между корпусом двигателя и валом установлен с возможностью вращения в корпусе двигателя. Уплотнительный элемент включает кольцо, имеющее площадку с наружной в радиальном направлении контактной поверхностью и внутренней в радиальном направлении поверхностью, распределитель масла и внешний конус разбрызгивания смазки. Распределитель масла имеет внутреннюю в радиальном направлении зону, связанную с источником жидкой смазки. Внешний корпус имеет обод, расположенный внутри в радиальном направлении по отношению к внутренней поверхности площадки. Также объектом изобретения является способ управления радиальным зазором между подвижным уплотнительным элементом и углеродным уплотнением в диапазоне рабочих температур газотурбинного двигателя. Способ включает выбор требуемой температуры подвижного уплотнительного элемента в зависимости от температуры двигателя в пределах указанного диапазона рабочих температур с обеспечением заданной величины зазора с учетом разницы термических расширений между подвижным уплотнительным элементом и углеродным уплотнением, поддержание требуемой температуры подвижного уплотнительного элемента посредством направления потока жидкой смазки на поверхность подвижного уплотнительного элемента с управлением величиной радиального зазора. Изобретение позволяет поддерживать требуемую температуру подвижного уплотнительного элемента. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе соплового аппарата. Направляющая часть уплотнительного кольца камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для подачи охлаждающего воздуха. На фиксирующей части уплотняющего кольца выполнены центрирующие пазы, в которые входят выступы козырька соплового аппарата и которые взаимно центрируются по боковым сопрягаемым поверхностям. Между наружной поверхностью козырька и внутренней поверхностью направляющей части уплотнительного кольца образуется кольцевой зазор «a». Между пазами уплотнительного кольца жаровой трубы и выступами козырька соплового аппарата по боковым поверхностям предусмотрена посадка с зазором «b». Для крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата используются болты, которые имеют с отверстиями в козырьке переменный зазор, а в меридиональном сечении зазор «c». С отверстиями внутреннего корпуса соплового аппарата образуют резьбовое соединение, с возможностью при сборке узла радиального и окружного смещения козырька, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата. Изобретение позволяет снизить вибрационные нагрузки и обеспечить равномерное распределение охлаждающего воздуха в окружном направлении. 2 ил.

Уплотнительный элемент канала утечки между наружной площадкой турбинного сопла и удерживающим ее опорным кольцом включает лепестковое уплотнение и образующую ударные струи пластину. Опорное кольцо и наружная площадка включают поверхности, расположенные перпендикулярно оси соплового сегмента и образующие первую и вторую уплотняемые поверхности, соответственно. Уплотняемые поверхности находятся в одной плоскости и имеют между собой радиальный зазор. Лепестковое уплотнение закрывает зазор между уплотняемыми поверхностями. Образующая ударные струи пластина обеспечивает ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности наружной площадки и выполнена с возможностью ее жесткого крепления к турбинному соплу. Другое изобретение относится к сопловому устройству газовой турбины, содержащему опорное кольцо и сопловые сегменты, каждый из которых имеет наружную площадку, образующую сегмент наружной стенки канала течения горячего рабочего газа, по меньшей мере, одну направляющую лопатку, а также указанный выше уплотнительный элемент. Еще одно изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанное выше сопловое устройство. Группа изобретений позволяет упростить уплотнительный элемент газовой турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода. Край обода направлен к диску турбины. Сотовый фланец установлен с возможностью регулировки осевого положения с помощью размещенного между фланцем и статором регулировочного кольца. Между лабиринтом и диском размещена ступица дефлектора диска с образованием щелевой полости между боковой поверхностью ступицы дефлектора диска и ближним к диску кольцевым радиальным ребром, ограничивающим кольцевую канавку. Отношение диаметра демпфирующего кольца в поперечном сечении к высоте щелевой полости составляет 6…12. изобретение позволяет повысить надежность лабиринтного уплотнения. 2 ил.

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и боковой поверхностью ступицы диска щелевой полости. В полости размещено уплотнительное кольцо. На внутренней поверхности лабиринта установлено разжимное демпфирующее кольцо, охватывающее кольцевое радиальное ребро лабиринта. На цилиндрическом выступе кольца выполнены радиальные отверстия. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность лабиринтного уплотнения. 1 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем. Диск турбины зафиксирован установленной на валу гайкой, выполненной с радиальным фланцем, размещенным с передней стороны ступицы диска. На радиальном фланце гайки зафиксированы радиальным ребром с помощью болтового соединения лабиринт и сотовый фланец. Лабиринт зафиксирован с помощью осевого выступа в окружном направлении относительно установленной в радиальном отверстии вала втулки. Между радиальным фланцем и резьбовым хвостовиком гайки выполнены наклонные к оси ротора перемычки с образованием перед хвостовиком гайки увеличенных в окружном направлении выступов. Выступы перемычек образуют между собой прямоугольные, радиальные, расположенные на равных между собой расстояниях пазы. Изобретение позволяет повысить ремонтопригодность ротора турбомашины при снижении его веса. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к уплотнению вала для турбомашины. Уплотнение вала для турбомашины содержит нагружаемое технологическим газом и запираемое со стороны процесса уплотнение технологического газа и нагружаемое воздухом и запираемое со стороны атмосферы атмосферное уплотнение. Вокруг вала турбомашины проходит вентиляционная камера, которая размещена между уплотнением технологического газа и атмосферным уплотнением, Для сбора и отвода утечки технологического газа, проникающей через уплотнение технологического газа, и утечки воздуха, проникающей через атмосферное уплотнение, вентиляционная камера на своей расположенной радиально внутри стороне содержит впускное отверстие утечки, а на своей расположенной радиально снаружи стороне - выпускное отверстие утечки, а также насадки между впускным отверстием утечки и выпускным отверстием утечки. Насадки выполнены таким образом, что вентиляционная камера имеет функцию блокирования пламени в отношении воспламенения утечки на впускном отверстии утечки, и/или утечка в вентиляционной камере является негорючей. Изобретение повышает надежность уплотнения. 13 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх