Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя



Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя
Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя
Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя
Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя
Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2493372:

Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" (RU)

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.

 

Сотовое уплотнение статора турбины относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению.

Известно уплотнение статора турбины отдельными сегментами, состоящими из корпуса с припаянными поясами сотоблоков из жаропрочного материала, устанавливаемыми в кольцевые пазы наружного корпуса статора турбины. Фиксация от осевого перемещения осуществляется за счет минимального зазора между торцем сегмента и торцем соседней детали, от окружного перемещения - постановкой штифтов в пазы корпуса статора между сегментами (см. «Руководство по технической эксплуатации НК-86», 1988, раздел 72.50.00 стр. 5/6, рис.1, стр. 5а/6а, рис. 1, 2).

Недостатком является большая трудоемкость ремонта, заключающаяся в замене изношенных сотоблоков путем фрезеровки каждого сегмента в отдельности и припайки новых сотоблоков.

Известно уплотнение внутреннего корпуса статора турбины отдельными сотовыми вставками, состоящими из металлической подложки с припаянными сотами из жаропрочного материала, устанавливаемыми в паз корпуса статора, имеющий форму ласточкиного хвоста с фиксацией, от окружного перемещения отдельными замками закрепленными заклепками (см. «Руководство по технической эксплуатации НК-86», 1988, раздел 72.53.00 стр. 3/4, рис. 1).

Недостатками является небольшая площадь контакта боковых поверхностей вставок с пазом в корпусе, что может привести к выпадению вставки и повреждению деталей ротора турбины, большая трудоемкость изготовления, ремонта - при ремонте производится 100% замена на новые вставки.

Известно уплотнение статора турбины с отдельными сотовыми вставками, состоящее из обоймы с гребешками и припаянными сотовыми вставками, фиксирующееся пальцем-фиксатором в корпусе статора турбины (см. Патент RU №2150627, МПК F16J 15/447).

Основным недостатком является то, что фиксация каждой сотовой вставки в осевом и окружном направлениях осуществляется пальцем-фиксатором, в случае разрушения которого происходит смещение сотовой вставки и выпадение ее в проточную часть, что приведет к повреждению деталей ротора турбины.

Технической задачей изобретения является усовершенствование способа фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины.

Решаемая техническая задача достигается тем, что с целью усовершенствования способа фиксации сотового уплотнения статора турбины во внутреннем корпусе выполняют специальные пазы и сквозные прорези, а в кольцевом сотовом уплотнении устанавливают штифты, при этом 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.

Технический эффект в части усовершенствования способа фиксации сотового уплотнения статора турбины заключается в реализации возможности установки кольцевого сотового уплотнения с фиксацией в окружном и осевом направлениях для повышения надежности и качества монтажа сотового уплотнения, повышения технологичности сборки, ремонта и снижения трудоемкости изготовления, что обеспечивает ремонтопригодность узла.

Изобретение поясняется следующими чертежами:

На фиг.1 представлена схема фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины.

На фиг.2 представлено сечение А-А внутреннего корпуса с сотовым уплотнением с фигурными пластинчатыми контровками 4.

На фиг.3 представлено сечение В-В внутреннего корпуса с сотовым уплотнением со штифтами 5.

На фиг.4 представлен вид Л (вид сверху на внутренний корпус с установленным сотовым уплотнением).

На фиг.5 представлено сечение Г-Г (установка фигурной пластинчатой контровки 4).

Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины, состоящий из цельного кольцевого корпуса 2 с припаянным ленточным сотоблоком 3 и приваренными штифтами 5 (фиг.3), которые устанавливают в кольцевой паз внутреннего корпуса 1 и поворачивают по поверхности специальных пазов 6 (фиг.4), выполненных во внутреннем корпусе 1, до упора штифтов 5, в направлении вращения ротора турбины, предварительно фиксируя сотовое уплотнение 2 в корпусе 1. Окончательную фиксацию положения сотового уплотнения производят фигурными пластинчатыми контровками 4 (фиг.2, 4, 5), установленными в проточке внутреннего корпуса 1 (фиг.5), до постановки сотового уплотнения, загибкой их по торцу корпуса уплотнения 2 (фиг.2) и по наружной поверхности внутреннего корпуса 1 статора турбины (фиг.4).

Возможность установки кольцевого сотового уплотнения с фиксацией в окружном и осевом направлениях повышает надежность и качество монтажа сотового уплотнения, повышает технологичность сборки, ремонта, снижает трудоемкость изготовления и обеспечивает ремонтопригодность узла.

Способ фиксации сотового уплотнения во внутреннем корпусе статора турбины газотурбинного двигателя, состоящий из сотоблока и корпуса, установленный во внутреннем корпусе статора турбины, отличающийся тем, что во внутреннем корпусе выполняют специальные пазы и сквозные прорези, а в кольцевом сотовом уплотнении устанавливают штифты, при этом 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.



 

Похожие патенты:

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

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. .

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.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6) промежуточного диска 5 выполнены радиальные каналы (13) и (14), соединяющие воздушную междисковую полость (4) с газовой полостью (12) турбины. Радиальные стенки (15) и (16) каналов (13) и (14) выполнены плоскими, а соединяющие их стенки (17) и (18) выполнены цилиндрическими. Отношение длины L канала в окружном направлении к радиусу R цилиндрической стенки канала находится в пределах 2...6. Путем исключения загрязнения внутренней поверхности промежуточного диска и снижения концентрации напряжений в ободе диска повышается надежность ротора высокотемпературной турбомашины. 2 ил.

Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности. Турбина турбореактивного двигателя включает статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления фланец и ответный ему лабиринт на валу ротора низкого давления. Фланец выполнен S-образным в поперечном сечении и расположен с внутренней стороны роторного лабиринта, установленного на хвостовике вала ротора высокого давления и фиксирующего в осевом направлении посредством резьбового хвостовика внутреннее кольцо роликоподшипника ротора высокого давления. Фланец зафиксирован в радиальном направлении цилиндрической внутренней поверхностью роторного лабиринта, а в осевом направлении - торцевой поверхностью хвостовика вала ротора высокого давления, с одной стороны, и расположенным на роторном лабиринте стопорным разжимным кольцом, с другой стороны. Передний и задний по потоку газа хвостовики фланца посредством шлицов соединены соответственно с валом ротора высокого давления и роторным лабиринтом. Ответный фланцу лабиринт на валу ротора низкого давления выполнен с цилиндрическим осевым кольцевым ребром, пластически деформированным и установленным с упором в выемки вала ротора низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность и ремонтопригодность турбины турбореактивного двигателя. 3 ил.
Наверх