Лабиринтное уплотнение турбины



Лабиринтное уплотнение турбины
Лабиринтное уплотнение турбины

 


Владельцы патента RU 2518723:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

 

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

Известно лабиринтное уплотнение турбины, содержащее размещенный между дисками турбины лабиринт и ответный ему статорный фланец (патент US №7921634, F02K 3/02, 2008 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры лабиринта, контактирующего с высокотемпературным газовым потоком.

Наиболее близким к заявляемому является лабиринтное уплотнение турбины, включающее в себя размещенный между дисками турбины лабиринт с уплотнительными гребешками и ответный лабиринту сотовый статорный фланец, установленный на сопловой лопатке (патент US №6883303, F01D 25/16, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность уплотнительных гребешков лабиринта, имеющих повышенную температуру и повышенные термические напряжения на переходных режимах работы турбины.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности лабиринтного уплотнения турбины путем снижения температуры уплотнительных гребешков лабиринта.

Указанный технический результат достигается тем, что в лабиринтном уплотнении турбины, состоящем из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками турбины лабиринта, на внешней поверхности которого размещены уплотнительные гребешки, каждый из которых состоит из обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей, согласно изобретению на противоположной внутренней поверхности лабиринта также расположена прямоугольная в поперечном сечении внутренняя часть уплотнительного гребешка, при этом лабиринт состоит из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины, и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, со стыком переднего и заднего лабиринтов по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта, причем отношения Н/y=6…12; H/h=2…5; и H/L=2…6; где:

Н - общая высота уплотнительного гребешка, включая его прямоугольную часть, расположенную на внутренней поверхности лабиринта,

y - радиальный зазор между лабиринтом и фланцем лабиринта,

h - радиальная высота внутренней прямоугольной части гребешка,

L - осевая толщина прямоугольной части гребешка.

Размещение на противоположной, внутренней поверхности лабиринта прямоугольной в поперечном сечении внутренней части уплотнительного гребешка позволяет за счет теплопроводности материала обода лабиринта снизить температуру обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей гребешка, что повышает надежность лабиринтного уплотнения турбины.

Выполнение лабиринта составным, состоящим из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, повышает ремонтопригодность турбины за снижение трудоемкости при демонтаже и монтаже дисков турбины.

Выполнение стыка переднего и заднего лабиринтов по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта повышает надежность лабиринтного уплотнения, так как температура внутренней прямоугольной части гребешка минимальна.

При Н/y<6 - ухудшаются уплотнительные свойства лабиринтного уплотнения турбины.

При Н/y>12 - увеличивается вес лабиринтного уплотнения турбины.

При Н/h<2 - излишне повышается вес уплотнительных гребешков.

При Н/h>5 - ухудшается охлаждение гребешков лабиринтного уплотнения из-за уменьшения охлаждаемой площади внутренней поверхности лабиринта.

При H/L<2 - ухудшается работа лабиринтного уплотнения.

При H/L>6 - снижается надежность из-за возможности образования трещин в уплотнительных гребешках.

На фиг.1 - изображен продольный разрез лабиринтного уплотнения турбины.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

Лабиринтное уплотнение 1 турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке 2 статорного фланца 3 и установленного между передним по потоку газа 4 диском 5 турбины и задним по потоку 4 диском 6 лабиринта 7 с уплотнительными гребешками 8.

Каждый из уплотнительных гребешков 8 состоит из обращенных к статорному фланцу 3 внешних прямоугольной 9 и конической 10 в поперечном сечении частей, размещенных на внешней поверхности 11 лабиринта 7, а также из прямоугольной в поперечном сечении внутренней части 12, размещенной на противоположной внутренней поверхности 13 лабиринта 7.

Лабиринт 7 выполнен составным, состоящим из переднего лабиринта 14, установленного на переднем по потоку 4 диске 5 турбины и из заднего лабиринта 15, установленного на заднем по потоку 4 диске 6, со стыком лабиринтов 14 и 15 по внутренней поверхности 16 прямоугольной части 12 крайнего уплотнительного гребешка 17 заднего лабиринта 15.

Во внутренней полости 18 лабиринта 7 протекает поток 19 охлаждающего воздуха, снижающий температуру лабиринта 7.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе лабиринтного уплотнения 1 турбины высокотемпературный газовый поток 4, протекающий через лабиринтное уплотнение 1, интенсивно нагревает внешние коническую и прямоугольную в поперечном сечении части уплотнительных гребешков 8, что могло бы привести к перегреву и разрушению лабиринта 7. Однако этого не происходит, так как протекающий во внутренней полости лабиринта 7 поток охлаждающего воздуха 19 интенсивно турбулизируется внутренними прямоугольными в поперечном сечении частями 12 уплотнительных гребешков 8 и 17, что способствует улучшению охлаждения лабиринта 7.

Лабиринтное уплотнение турбины, состоящее из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками турбины лабиринта, на внешней поверхности которого размещены уплотнительные гребешки, каждый из которых состоит из обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей, отличающееся тем, что на противоположной внутренней поверхности лабиринта также расположена прямоугольная в поперечном сечении внутренняя часть уплотнительного гребешка, при этом лабиринт состоит из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины, и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, со стыком переднего и заднего лабиринтов по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта, причем отношения Н/y=6…12, Н/h=2…5 и Н/L=2…6, где:
Н - общая высота уплотнительного гребешка, включая его прямоугольную часть, расположенную на внутренней поверхности лабиринта,
y - радиальный зазор между лабиринтом и фланцем лабиринта,
h - радиальная высота внутренней прямоугольной части гребешка,
L - осевая толщина прямоугольной части гребешка.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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

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.

Уплотнительный узел (86), расположенный между вращающимся компонентом (82) и неподвижным компонентом (84) вращательного механизма, содержит зубцы (94) и гребешки (96). Зубцы (94) расположены в первых осевых местах (89) на расстоянии друг от друга вдоль оси вращения вращающегося компонента (82). Гребешки (96) расположены в указанных первых осевых местах (89) с обеспечением осевого согласования с зубцами (94). Каждый из гребешков имеет поверхность (106), расположенную смежно с одним из уплотнительных зубцов, и первую и вторую противолежащие боковые поверхности (112), проходящие от указанной поверхности (106) в радиальном внутреннем направлении. На первой, на второй или на обеих боковых поверхностях (112) выполнена треугольная выемка (116). Достигается минимизация протечки текучей среды через уплотнение на 5-25% за счёт создаваемых треугольными выемками завихрений. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Газотурбинный двигатель содержит ротор, радиально наружную и внутреннюю статорные части, между которыми проходит воздушный канал компрессора, кольцевой зазор между ротором и радиально внутренней статорной частью, а также выпускной трубопровод. Ротор включает роторную часть подшипника, работающего на текучей среде, а радиально внутренняя статорная часть содержит его статорную часть. Кольцевой зазор образует кольцевой воздушный канал, сообщающийся с воздушным каналом компрессора. В направлении потока воздуха в кольцевом воздушном канале площадь последнего уменьшается в первой части и затем увеличивается во второй части. Впуск выпускного трубопровода для ввода воздуха, прошедшего через вторую часть кольцевого воздушного канала, расположен аксиально между второй частью кольцевого воздушного канала и подшипником, работающим на текучей среде. При эксплуатации указанного выше газотурбинного двигателя вращают ротор относительно радиально наружной и внутренней статорных частей. Пропускают сжатый воздух через воздушный канал компрессора в кольцевой воздушный канал, образованный частью кольцевого зазора между ротором и радиально внутренней статорной частью. Группа изобретений позволяет исключить попадание жидкости из подшипниковой камеры в воздушный канал компрессора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Лопатка турбины включает аэродинамический профиль и бандажную полку у его внутреннего торца. Бандажная полка содержит верхнюю плиту и переднюю стенку, содержащую изогнутый участок с уплотнительный участком, а также плоский участок, направленный перпендикулярно верхней плите и расположенный между верхней плитой и изогнутым участком. Задняя стенка бандажной полки содержит выступ, выполненный с возможностью расположения во взаимодополняющем по форме углублении в задней стенке смежной лопатки, и/или задняя стенка содержит углубление, выполненное с возможностью установки в нем взаимодополняющего по форме выступа в задней стенке смежной лопатки. Между плоским участком и изогнутым участком передней стенки расположен нижний переходный участок, а между верхней плитой и плоским участком передней стенки расположен верхний переходный участок передней стенки. Аэродинамический профиль сопряжен с верхним переходным участком на верхней по потоку стороне посредством переходного участка аэродинамического профиля. Переходный участок аэродинамического профиля, граничащий с одним концом верхнего переходного участка, имеет первый радиус, а переходный участок аэродинамического профиля, граничащий с другим концом верхнего переходного участка, имеет второй радиус, меньший первого. Другое изобретение группы относится к ротору турбины, содержащей указанную выше лопатку и уплотнительную плиту, имеющую двухслойную конструкцию и/или являющуюся упругой. Группа изобретений позволяет обеспечить уплотнение между лопатками турбины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к уплотнительным устройствам, предназначенным для использования между первым компонентом и вторым компонентом ротационной установки. Уплотнительное устройство содержит первый уплотнительный сегмент, имеющий первый конец с первой наклонной поверхностью, и второй уплотнительный сегмент, имеющий второй конец со второй наклонной поверхностью. Первая наклонная поверхность первого конца первого уплотнительного сегмента входит в контакт со второй наклонной поверхностью второго конца второго уплотнительного сегмента в области соединения. Изобретение повышает надежность уплотнения устройства. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к герметичному уплотнению статора турбомашины. Герметичное уплотнение (7) имеет первую истираемую поверхность, расположенную напротив роторной части турбомашины, и вторую поверхность, находящуюся в соприкосновении с внутренним кожухом статора. Причем первая истираемая поверхность уплотнения имеет ступенчатую форму и включает в себя группу секций (10), каждая из которых содержит окружную ступеньку (9), образующую препятствие в окружном направлении внутреннего кожуха, и осевую ступеньку (8), образующую препятствие в осевом направлении турбомашины. Изобретение обеспечивает более значительную потерю напора и способствует повышению герметизации. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх