Турбина высокого давления



Турбина высокого давления
Турбина высокого давления

 


Владельцы патента RU 2470162:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Турбина высокого давления включает вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником. Межлабиринтная воздушная полость повышенного давления соединена с внешней кольцевой щелевой полостью через радиальную перфорацию в лабиринте. Внешняя кольцевая щелевая полость расположена между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении. Так же указанная щелевая полость на выходе связана с внутренней кольцевой щелевой полостью через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала. Внутренняя кольцевая щелевая полость расположена между внутренней втулкой и валом и соединена с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска, через радиальные ближние к диску отверстия в валу. Изобретение позволяет повысить надежность турбины высокого давления. 2 ил.

 

Изобретение относится к турбинам высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина высокого давления, диски ротора которой выполнены с радиальными отверстиями во фланце крепления к валу (Патент РФ №2369746, F01D 5/06, 2009 г.).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как радиальные отверстия во фланце являются концентратором напряжений, что снижает циклическую долговечность диска.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина высокого давления, диск которой фланцевым соединением установлен на валу, размещенном в подшипнике качения, масляная полость которого уплотнена лабиринтными воздушными уплотнениями (Патент США №6763653, F02C 3/067, F02K 3/072, 2004 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных тепловых потоков, поступающих на подшипник качения во время работы турбины.

Массивные диски турбины высокого давления являются также тепловым аккумулятором, интенсивно отдающим накопленное во время работы тепло в подшипниковую опору после остановки газотурбинного двигателя, что вызывает коксование масла в подшипниковой опоре и снижение надежности турбины высокого давления.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины высокого давления путем снижения отдачи тепла от диска ротора к подшипнику за счет организации «петлевой» системы охлаждения вала как на режимах работы турбины высокого давления, так и после ее остановки.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбине высокого давления, включающей вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником, согласно изобретению, межлабиринтная воздушная полость повышенного давления через радиальную перфорацию в лабиринте соединена с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, указанная щелевая полость на выходе через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала связана с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом и соединенной через радиальные ближние к диску отверстия в валу с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска.

Соединение межлабиринтной воздушной полости повышенного давления через радиальную перфорацию с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, позволяет осуществить вначале интенсивное струйное, а затем конвективное охлаждение внешней поверхности вала, уменьшая тем самым тепловые потоки, идущие к подшипнику от нагретого до высокой температуры диска.

Соединение указанной щелевой кольцевой полости через радиальные, ближние к подшипнику отверстия вала с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом, позволяет с помощью радиальных отверстий уменьшить тепловые потоки, идущие по центральной части вала, и обеспечивает интенсивное охлаждение внутренней поверхности вала.

Во внутренней щелевой полости охлаждающий воздух движется навстречу тепловому потоку, идущему от диска к подшипнику, что также улучшает охлаждение вала. Соединение внутренней щелевой кольцевой полости через радиальные, ближние к диску отверстия с воздушной полостью низкого давления, позволяет уменьшить тепловой поток, поступающий по центральной части вала к щелевым полостям.

Заявляемая конструкция турбины позволяет организовать «петлевую» систему охлаждения вала на режимах работы и после ее остановки.

После остановки турбины высокого давления ближайшие к диску и ближние к подшипнику радиальные отверстия в валу создают дополнительное сопротивление тепловому потоку, идущему по валу от диска к подшипнику, что исключает коксование масла в масляной полости подшипника качения.

На фиг.1 показан продольный разрез турбины высокого давления, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из диска 2, фланцевым соединением 3 установленного на валу 4, который в свою очередь размещен в подшипнике качения 5 опоры турбины 6, масляная полость 7 которой отделена от воздушной полости 8 низкого давления расположенными между диском 2 и подшипником 5 лабиринтными воздушными уплотнениями 9.

Межлабиринтная воздушная полость повышенного давления 10 лабиринтного уплотнения 9 на выходе через радиальную перфорацию 11 в лабиринте 12 соединена с внешней кольцевой щелевой полостью 13 между лабиринтом 12 и наружной поверхностью 14 вала 4 со стороны подшипника 5 в радиальном направлении и между диском 2 и подшипником 5 в осевом направлении.

Внешняя щелевая полость 13 и на выходе через ближние к подшипнику 5 радиальные отверстия 15 вала 4 связана с внутренней щелевой кольцевой полостью 16 между внутренней втулкой 17 и внутренней поверхностью 18 вала 4. Внутренняя щелевая кольцевая полость 16 на выходе через ближние к диску 2 радиальные отверстия 19 вала 4 соединена через каналы 20 с воздушной полостью низкого давления 8, расположенной со стороны диска 2.

Утечки масла из масляной полости 7 исключаются за счет наддува лабиринтного уплотнения 21 воздухом повышенного давления из межлабиринтной воздушной полости 10.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе турбины 1 высокого давления охлаждающий воздух проходит через радиальную перфорацию 11 лабиринта 12 вдоль внешней кольцевой щелевой полости 13, через радиальные отверстия 15 попадает во внутреннюю кольцевую полость 16, затем - в радиальные отверстия 19 и выходит через каналы 20 в воздушную полость 8 низкого давления. Таким образом формируется «петлевая» система охлаждения участка вала 4 между диском 2 и подшипником качения 5 (показана стрелками на фиг.2), которая охлаждает вал 4 и уменьшает тепловые потоки от диска 2 под действием перепада давления между воздушными полостями 10 и 8, что повышает надежность подшипника 5.

После остановки турбины 1 ближний к диску 2 ряд радиальных отверстий 19 и ближний к подшипнику 5 ряд радиальных отверстий 15 в валу 4 создает дополнительное сопротивление потоку тепла от диска 2 к подшипнику 5, что уменьшает нагрев подшипника 5 после остановки турбины 1 и повышает ее надежность.

Турбина высокого давления, включающая вал, установленный в подшипнике с масляной полостью, внутреннюю втулку и воздушные лабиринтные уплотнения между диском и подшипником, отличающаяся тем, что межлабиринтная воздушная полость повышенного давления через радиальную перфорацию в лабиринте соединена с внешней кольцевой щелевой полостью, расположенной между лабиринтом и валом со стороны подшипника в радиальном направлении и между диском и подшипником в осевом направлении, указанная щелевая полость на выходе через радиальные ближние к подшипнику отверстия вала связана с внутренней кольцевой щелевой полостью, расположенной между внутренней втулкой и валом и соединенной через радиальные ближние к диску отверстия в валу с воздушной полостью низкого давления, расположенной со стороны диска.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области турбостроения. .

Изобретение относится к двухступенчатым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению. Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя, состоящего из сотоблока и корпуса, установленного во внутреннем корпусе статора турбины. Во внутреннем корпусе выполняют специальные пазы и сквозные прорези. В кольцевом сотовом уплотнении устанавливают штифты. Фиксацию сотового уплотнения во внутреннем корпусе производят поворотом уплотнения относительно внутреннего корпуса статора турбины в направлении вращения ротора турбины, до упора штифтов, по поверхности специальных пазов, на внутреннем корпусе статора турбины и за счет контровки фигурными пластинчатыми контровками, установленными в проточке внутреннего корпуса до постановки сотового уплотнения, загибкой их по торцу корпуса уплотнения и по наружной поверхности внутреннего корпуса статора турбины. Изобретение позволяет повысить надежность и качество монтажа сотового уплотнения, технологичность сборки, ремонта, снизить трудоемкость изготовления и обеспечивает ремонтопригодность узла. 5 ил.

Направляющий сопловый аппарат турбины газотурбинного двигателя содержит внутреннюю и внешнюю кольцевые платформы, соединенные радиальными лопатками. Внутренняя платформа содержит кольцевые элементы из истираемого материала, размещенные на образующих кольцо листовых секторах с сечением L, S или С-образной формы, установленных внутри внутренней платформы. Каждый из листовых секторов своей внешней периферией закреплен пайкой или сваркой на внутренней платформе, а внутренней периферией - на элементе из истираемого материала или на листовом кольце, закрепленном на элементе из истираемого материала. Внутренняя платформа соплового аппарата является цилиндрической перегородкой, разделенной на участки. Секторы внутренней платформы выполнены литьем и несут герметизирующие пластинки, приваренные или припаянные одним краем к сектору платформы, а другим краем находящиеся в скользящем контакте с соседним сектором платформы на уровне листовых секторов, несущих элементы из истираемого материала. Другие изобретения группы относятся к турбине газотурбинного двигателя, содержащей указанный выше направляющий сопловый аппарат, и к газотурбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет снизить вес и тепловую инерцию средств, удерживающих элементы из истираемого материала. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения. Турбина низкого давления газотурбинного двигателя включает ротор, статор с задней опорой, лабиринтное уплотнение с внутренним и внешним фланцами на задней опоре статора. Лабиринтное уплотнение турбины выполнено двухъярусным. Внутренний ярус образован двумя уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к оси турбины, и рабочей поверхностью внутреннего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к проточной части турбины. Внешний ярус образован уплотнительными гребешками лабиринта, направленными к проточной части турбины, и рабочей поверхностью внешнего фланца лабиринтного уплотнения, направленной к оси турбины. Уплотнительные гребешки лабиринта внутреннего яруса лабиринтного уплотнения выполнены с параллельными внутренними стенками, между которыми установлено демпфирующее кольцо. Внешний фланец лабиринтного уплотнения выполнен с наружной замкнутой кольцевой воздушной полостью. Между проточной частью турбины и внешним фланцем лабиринтного уплотнения размещена кольцевая заградительная стенка, установленная на задней опоре статора. Рабочая поверхность внутреннего фланца лабиринтного уплотнения расположена таким образом, чтобы отношение внутреннего диаметра на выходе из проточной части турбины к диаметру рабочей поверхности внутреннего фланца лабиринтного уплотнения составляло 1,05…1,5. Изобретение позволяет повысить надежность турбины низкого давления газотурбинного двигателя. 3 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 лабиринтным уплотнениям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками и турбиной лабиринта. На внешней поверхности лабиринта размещены уплотнительные гребешки. Каждый из гребешков состоит из обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей. На противоположной внутренней поверхности лабиринта также расположена прямоугольная в поперечном сечении внутренняя часть уплотнительного гребешка. Лабиринт состоит из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины, и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, со стыком лабиринтов и по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта. Отношение общей высоты Н уплотнительного гребешка, включая его прямоугольную часть, расположенную на внутренней поверхности лабиринта, к радиальному зазору у между лабиринтом и фланцем находится в пределах 6....12. Отношение общей высоты Н к радиальной высоте h внутренней прямоугольной части гребешка находится в пределах 2…5. Отношение общей высоты Н к осевой толщине L прямоугольной части гребешка находится в пределах 2…6. Путем снижения температуры уплотнительных гребешков лабиринта повышается надежность лабиринтного уплотнения. 2 ил.

Паровая турбина (10) содержит корпус (26), ротор (12) и по меньшей мере один гибкий пластинчатый уплотнительный узел (24), расположенный между корпусом и ротором. Указанный уплотнительный узел содержит опорный элемент (28), неподвижный относительно корпуса, пластинчатые элементы (48), которые установлены на указанном опорном элементе с возможностью перемещения и проходят по направлению к ротору и каждый из которых наклонен относительно направления вращения ротора, а также исполнительный механизм (32), предназначенный для избирательного приложения давления с обеспечением втягивания указанных пластинчатых элементов в направлении от ротора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

Способ уплотнения турбины от утечки рабочего флюида. Турбина имеет неподвижный элемент и вращающийся элемент, уплотнительное кольцо введено с возможностью скольжения по меньшей мере в один паз неподвижного элемента, паз имеет расположенную выше по течению боковую поверхность и расположенную ниже по течению боковую поверхность. Способ включает в себя следующие операции: используют уплотнительное кольцо, содержащее головку и корпус, имеющий элементы дросселирования, выступающие радиально из него. Используют, по меньшей мере, один комплект устройств подвески, который подвешивает уплотнительное кольцо в проектном радиальном зазоре. Устанавливают датчик между элементами дросселирования. Соединяют датчик с комплектом устройств подвески, таким образом, что комплект устройств подвески поддерживал уплотнительное кольцо в проектном радиальном зазоре без повреждения элементов дросселирования, всякий раз когда датчик контактирует с вращающимся элементом. Другой способ уплотнения турбины от утечки рабочего флюида включает в себя операции: определение центральной продольной оси, относительно которой вращается вращающийся элемент. Определение проектного радиального зазора между самым длинным элементом дросселирования плавающего уплотнительного кольца и внешней поверхностью вращающегося элемента. Установка с возможностью скольжения плавающего уплотнительного кольца, имеющего корпус, содержащий элементы дросселирования, головку и по меньшей мере один датчик, связанный по меньшей мере с одним комплектом устройств подвески, в паз неподвижного элемента, за счет чего осуществляется соосная подвеска плавающего уплотнительного кольца в проектном радиальном зазоре при помощи комплекта устройств подвески. Поддержание плавающего уплотнительного кольца в проектном радиальном зазоре. Восстановление проектного радиального зазора плавающего уплотнительного кольца без повреждения каких-либо его элементов дросселирования, всякий раз когда датчик контактирует с вращающимся элементом. Изобретение позволяет уменьшить утечки рабочего тела. 2 н.п. ф-лы, 30 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к устройству для контроля кольцевого уплотнителя, проходящего по поверхности барабана облопаченных дисков ротора. Устройство содержит каретку, имеющую по меньшей мере два направляющих колеса и несущую датчик, в рабочем положении обращенный к кромке проверяемого уплотнителя и расположенный на заданном расстоянии от нее. Технический результат изобретения - повышение надежности контроля. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх