Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель



Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель
Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель
Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель
Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель
Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель
Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2538988:

ТУРБОМЕКА (FR)

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу. Выходной зацеп обращен к выходу и размещен в выходной канавке кольца, открытой к входу. Между входным и выходным зацепами сформирована полость повышенного давления, запитываемая охлаждающим газом. На входе входного зацепа расположены средства подачи охлаждающего газа для охлаждения входного зацепа, а на выходе выходного зацепа - средства подачи охлаждающего газа для охлаждения выходного зацепа. Средства подачи охлаждающего газа выполнены с возможностью подачи охлаждающего газа без прохождения через указанную полость повышенного давления. Еще одно изобретение группы относится к узлу, состоящему из указанного выше устройства и кольца турбины, содержащего входную канавку, открытую к выходу, и выходную канавку, открытую к входу. Входная и/или выходная канавки имеют контактную поверхность искривленной формы для контакта с соответствующим зацепом. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанное выше устройство крепления или упомянутый узел, а также к турбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет обеспечить постоянство формы зацепов независимо от режима работы турбины, а также повысить их надежность. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение касается области газовых турбин и, в особенности, турбинных колец и устройств их крепления.

Турбинный двигатель для летательного аппарата, такого как самолет или вертолет, по направлению движения газов содержит обычно с входа на выход вентилятор, одну или несколько компрессорных ступеней, например компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, камеру сгорания, одну или несколько турбинных ступеней, например турбину высокого давления и турбину низкого давления, а также выхлопную газовую трубу. Каждому компрессору может соответствовать одна турбина, причем они соединены валом, образуя, таким образом, корпус высокого давления и корпус низкого давления; в различной конфигурации турбинный двигатель может содержать первую турбину, соединенную с компрессором, и вторую турбину, называемую независимой, которая связана с валом, приводящим в движение, например, ротор вертолета (первая турбина, связанная с компрессором, таким образом, обычно называется турбиной высокого давления).

Ниже выражение «высокое давление» будет обозначаться «НР», а выражение «низкое давление» «ВР».

Турбина HP расположена на выходе камеры сгорания. Она содержит одну или несколько лопаточных ступеней, при этом каждая ступень содержит обычно колесо неподвижных лопаток, называемое дистрибутором НР, и колесо подвижных лопаток. Колесо подвижных лопаток приводится во вращение вокруг оси турбинного двигателя посредством газового потока на выходе камеры сгорания, и жестко соединено при вращении с валом НР турбинного двигателя, жестко соединенным с колесами подвижных лопаток компрессора НР. Газовый поток на уровне колеса подвижных лопаток турбины НР ограничен с внешней стороны кожухом кольцевой формы, размещенным по периферии подвижных лопаток и обозначаемым выражением «турбинное кольцо», это кольцо может быть моноблочным или поделенным на сектора; ниже, за исключением специального уточнения, термин «кольцо» будет относиться к этим двум вариантам, либо к моноблочному кольцу, либо к кольцу, поделенному на сектора. Кольцо крепится деталью, называемой суппортом кольца и связанной с неподвижной структурой турбинного двигателя.

Для обеспечения вращения подвижных лопаток между радиальными концами подвижных лопаток и неподвижным турбинным кольцом выполнен зазор, проходящий от радиальных концов лопаток. Чем больше этот зазор, тем меньше эффективность (либо также кпд) турбины НР и, следовательно, турбинного двигателя, так как часть газового потока на выходе из камеры сгорания поступает в этот зазор, не участвуя в приведении во вращение колеса подвижных лопаток турбины.

Зона турбины НР подвергается значительным термическим напряжениям, в частности вследствие ее размещения на выходе камеры сгорания. Детали этой зоны подвержены, по меньшей мере, четырем различным термическим напряжениям:

- конвективная теплопередача от охлаждающего газового потока, выходящего из компрессора;

- теплопроводность вследствие теплопередачи газового потока при прохождении через детали, контактирующие между собой;

- тепловое излучение от нагретых деталей турбинного двигателя, и, в особенности, от камеры сгорания и газового потока на уровне турбины НР, и

- значительная конвективная теплопередача газового потока струи, которая может увеличиваться, когда часть газового потока отделяется от струи и проходит на уровне связи между кольцом турбины и устройством для его крепления с внешней стороны кольца (в этом случае говорят о повторном, или байпасном, поступлении газовой струи, которое вызывает термические напряжения турбинного кольца, а также потерю кпд двигателя, так как часть основного газового потока следует не по нормальной траектории, а по байпасной).

Такие различные термические напряжения вызывают различные тепловые расширения - между различными затрагиваемыми деталями - и температурные градиенты внутри статических деталей, которыми трудно управлять. В частности, эффекты, связанные с тепловой конвекцией, связанные с повторным поступлением газов вне газового потока, трудно моделировать. Это явление является тем более значительным, что эволюция мощностей двигателей, вызванная требованием уменьшения потребления топлива, требует повышения температур газов на выходе из камеры сгорания существующих турбинных двигателей.

Предложено управлять зазором между вершинами лопаток и турбинным кольцом различными средствами. В документе ЕР 1475516 предложен, например, структурный кожух (на котором установлено устройство для крепления кольца), имеющий некоторую упругость, при этом его форма зависит также от давлений, которым он подвергается при различных режимах работы двигателя, что позволяет регулировать зазор на уровне вершин лопаток.

Настоящее изобретение предлагает устройство для крепления кольца турбины, обеспечивающее лучшее управление зазорами с вершинами турбинных лопаток и большую надежность деталей при старении для обеспечения стабильности характеристик газового потока во времени.

Для этого в изобретении предлагается устройство для крепления кольца газовой турбины, при этом кольцо окружает подвижные лопатки турбины, приводимые в движение газовым потоком, протекающим с входа на выход, причем устройство содержит, по меньшей мере, один входной зацеп, обращенный в сторону входа, предназначенный для размещения во входной канавке кольца, открытой в сторону выхода, и, по меньшей мере, один выходной зацеп, обращенный в сторону выхода, предназначенный для размещения в выходной канавке кольца, открытой в сторону входа, при этом устройство содержит на входе входного зацепа средства (например, отверстия) для впуска охлаждающего газа для охлаждения входного зацепа и/или содержит на выходе из выходного зацепа средства (например, отверстия) для впуска охлаждающего газа для охлаждения выходного зацепа.

Благодаря изобретению зацепы устройства для удержания размещены каждый в канавке кольца и, таким образом, защищены от газового потока самим кольцом, что гарантирует сохранение постоянства их формы независимо от режима работы турбины, так как они менее подвержены изменениям вследствие термических воздействий. Гарантируя, таким образом, сохранность зацепов, регулирование зазоров между вершинами лопаток и кольцом облегчено и улучшено, так как изменение и сохранность лучше управляются во времени. Благодаря средствам подачи охлаждающего газа термическая сохранность входного зацепа и/или выходного зацепа обеспечивается лучше, что позволяет, кроме того, оптимизировать переходные тепловые режимы.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения охлаждающие газы имеют давление, превышающее или равное давлению газов газового потока с входной стороны подвижных лопаток турбины. Таким образом, охлаждающие газы выполняют также барьерную функцию по отношению к возможному повторному поступлению газов газового потока с входной стороны кольца.

В соответствии с предпочтительной формой воплощения охлаждающие газы имеют давление, превышающее или равное давлению газов газового потока с выходной стороны подвижных лопаток турбины. Таким образом, охлаждающие газы выполняют также барьерную функцию по отношению к возможному повторному поступлению газов газового потока с выходной стороны кольца.

В соответствии с предпочтительной формой воплощения устройство предназначено для формирования между двумя зацепами полости повышенного давления, питаемой охлаждающими газами. Зацепы, таким образом, защищены лучше, так как полость защищает их от газового потока турбины. В частности, давление в полости повышенного давления превышает или равно давлению газового потока с входной стороны подвижных лопаток турбины, что исключает повторное поступление газов от газового потока. Формирование такой полости с повышенным давлением обеспечивается особой формой кольца; оно может быть улучшено возможным наличием герметизирующих средств, таких, как представлены ниже.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения входная канавка кольца имеет контактную поверхность криволинейной формы с входным зацепом (на осевом разрезе речь идет об оси кольца, которая является осью турбинного двигателя).

В соответствии с предпочтительной формой воплощения выходная канавка имеет контактную поверхность криволинейной формы с выходным зацепом (на осевом разрезе речь идет об оси кольца, которая является осью турбинного двигателя).

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения устройство содержит, по меньшей мере, входное уплотнение, предназначенное для обеспечения герметичности относительно газов между кольцом и входным зацепом, при этом входное уплотнение расположено во входной канавке кольца. Такое уплотнение позволяет улучшить герметичность устройства относительно газов, что является особенно предпочтительным в случае, когда полость повышенного давления образована между входным и выходным зацепами, и/или в случае, когда охлаждающие газы со стороны входа предназначены для формирования барьера относительно газов газового потока турбины на входе входного зацепа. Такое уплотнение может, кроме того, участвовать в удержании кольца в осевом и радиальном положениях.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения устройство содержит, по меньшей мере, одно выходное уплотнение, предназначенное для обеспечения герметичности относительно газов между кольцом и выходным зацепом, при этом выходное уплотнение размещено в выходной канавке кольца. Такое выходное уплотнение создает с выходной стороны те же преимущества, что и входное уплотнение.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения входное уплотнение и/или выходное уплотнение представляет собой плетеное уплотнение из отражающего материала. Такое уплотнение увеличивает также эффективность герметичности, предпочтительно удерживая кольцо в осевом и радиальном направлениях.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения устройство с входной стороны кольца содержит периферийное уплотнение, герметичное относительно газов, протекающих с внешней стороны кожуха дистрибутора турбины, доходящее на входе до подвижных лопаток.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения устройство содержит входную удерживающую деталь, содержащую входной зацеп, и отдельную от входной удерживающей детали выходную удерживающую деталь, содержащую выходной зацеп.

В соответствии с предпочтительным вариантом воплощения в этом случае входная и выходная удерживающие детали выполнены моноблочными и кольцевыми, а кольцо поделено на секторы, по меньшей мере, на два кольцевых сектора.

Предпочтительно в этом случае входная и выходная удерживающие детали предназначены для монтажа с кольцом путем скольжения удерживающих деталей относительно друг друга и путем горячей посадки, что гарантирует осевое и радиальное позиционирование кольца. Этот монтаж облегчается наличием входного и выходного уплотнений, таких, какие описаны выше, причем эти уплотнения могут участвовать в удержании в радиальном и осевом положениях кольца на своем устройстве для крепления.

Предпочтительно также, по меньшей мере, между контактными поверхностями двух последовательных кольцевых секторов размещена герметизирующая пластина в предназначенной для этого канавке. В соответствии с частным вариантом воплощения эта пластина предназначена для обеспечения подачи охлаждающего газа из полости повышенного давления, образованной между зацепами, в сторону газового потока; такая подача исключает циркуляцию газа в обратном направлении (то есть подача газа вне газового потока турбины) и позволяет удалить охлаждающие газы.

В соответствии с другим частным вариантом воплощения кольцо является моноблочным и кольцевой формы, выходная деталь крепления является моноблочной и кольцевой, а входная деталь поделена на секторы, по меньшей мере, на два сектора детали для крепления.

В соответствии с частным вариантом воплощения в этом случае минимальный радиальный диаметр выходного зацепа превышает минимальный радиальный диаметр входного зацепа. Такая разность в диаметрах облегчает установку различных элементов между собой.

Изобретение касается также кольца газовой турбины, окружающего подвижные лопатки турбины, приводимые в движение газовым потоком, проходящим от входа к выходу, при этом кольцо предназначено для удержания устройством для крепления, представленным выше, причем кольцо содержит входную канавку, открытую в сторону выхода, предназначенную для размещения, по меньшей мере, одного входного зацепа, обращенного в сторону входа устройства для крепления, и выходную канавку, открытую в сторону входа, предназначенную для размещения, по меньшей мере, одного выходного зацепа, обращенного в сторону выхода устройства для крепления.

Изобретение касается также турбины, содержащей устройство для крепления, представленное выше.

Изобретение касается также турбинного двигателя (или турбореактивного двигателя), содержащего такую турбину.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг. 1 схематично изображает вид в осевом разрезе кольца турбины и его устройство для крепления в соответствии с первым вариантом предпочтительного воплощения изобретения;

- фиг. 2 схематично изображает детальный вид кольца и устройства для крепления по фиг. 1 с изображением газового потока охлаждения;

- фиг. 3 схематично изображает вид в осевом разрезе турбинного кольца и его устройство для крепления в соответствии со вторым вариантом предпочтительного воплощения изобретения;

- фиг. 4а-4с схематично изображают различные этапы установки кольца и устройства для крепления по фиг. 3.

На фиг. 1 турбинный двигатель, предназначенный, например, для использования на самолете или вертолете, содержит со входа на выход в направлении потока газов вентилятор, компрессор ВР, компрессор НР, камеру сгорания, турбину НР 1, турбину ВР и систему выхлопа газов. Турбина ВР связана с компрессором ВР валом ВР, образуя корпус ВР, в то время как турбина НР связана с компрессором НР валом НР, образуя корпус НР.

Изобретение будет представлено ниже в вариантах воплощения по фиг. 1 и 2, с одной стороны, 3-4с, с другой стороны, в отношении турбины НР турбинного двигателя типа, указанного выше. Разумеется, изобретение применимо к любой турбине, подверженной тепловым напряжениям, в частности турбине турбинного двигателя вертолета, содержащего турбину НР, связанную с компрессором НР, и свободную турбину, связанную с валом, приводящим ротор вентилятора (изобретение касается, предпочтительно, турбины НР, но также и свободной турбины). Изобретение может использоваться с другими типами турбин.

Турбина НР 1 содержит неподвижное лопаточное колесо 2, называемое дистрибутором НР, и колесо 3 подвижных лопаток, приводимых во вращение газовым потоком G, который протекает с входа на выход, выходя из камеры сгорания. Подвижные лопатки 3 вращаются вокруг оси А, которая является осью турбинного двигателя.

Понятия внутренний и внешний определяют относительно оси А турбинного двигателя, учитывая то, что внутреннее расположение или ориентация относится к расположению или ориентации в направлении оси А турбинного двигателя. Кроме того, определяют понятия радиальный и продольный относительно оси А турбинного двигателя и понятия входа и выхода относительно направления потока газов.

Известным образом газовая струя на уровне турбины НР 1 ограничена с внешней стороны кольцевым кожухом 4 (обычно называемым специалистами «внешним меридианом»), на котором закреплены неподвижные лопатки 2 дистрибутора, и кольцом 5, называемым турбинным кольцом 5, которое размещено на выходе кожуха 4 и образует кожух, охватывающий подвижные лопатки 3.

Турбинное кольцо 5 имеет общую кольцевую форму по всей периферии, то есть на 360º. В форме воплощения по фиг. 1 и 2 оно разрезано на несколько кольцевых секторов 5 (в данном случае на десяток секторов), которые, будучи расположенными край в край, образуют общее кольцо 5; в данном случае говорят о выполненном из секторов кольце 5.

Ниже в описании формы воплощения по фиг. 1 и 2 представлена форма кольцевого сектора 5, учитывая, что кольцо 5 является осесимметричным (это тело вращения); для упрощения изложения совмещают, таким образом, понятия кольцо 5 и сектор кольца 5. Другими словами, представленные характеристики структуры кольца применимы к моноблочному кольцу, либо также к секторальному кольцу из кольцевых секторов, учитывая, что кольцевой сектор, в конечном итоге, является частью кольца, имеющей общую форму кольца, но секторальную, то есть имеющую меньшую окружную протяженность.

Кольцо 5 содержит внутреннюю стенку 6, ограничивающую внешний газовый поток; при этом радиальные вершины лопаток 3 размещены на расстоянии от этой стенки 6, а это расстояние, соответствующее зазору е между вершинами лопаток 3 и кольцом 4, служит для обеспечения возможности лучшего управления и сохранения во времени. Кроме того, кольцо 5 содержит входную реборду 7, ограничивающую входную канавку 8, и выходную реборду 9, ограничивающую выходную канавку 10.

Входная канавка 8 открыта в сторону выхода; для этого входная реборда 7 содержит радиальную стенку 7а, простирающуюся наружу от внутренней стенки 6 кольца 5, и продольную стенку 7b, простирающуюся к выходу от внешнего края радиальной стенки 7а (в данном случае перпендикулярно последней).

Выходная канавка 10 открыта в сторону входа; для этого выходная реборда 9 содержит радиальную стенку 9а, простирающуюся наружу от внутренней стенки 6 кольца 5, и продольную стенку 9b, простирающуюся к входу от внешнего края радиальной стенки 9а (в данном случае перпендикулярно последней).

Турбинный двигатель содержит устройство 11 для крепления кольца 5. Это устройство 11 содержит входной зацеп 12, обращенный в сторону входа, размещенный во входной канавке 8 кольца 5, и выходной зацеп 13, обращенный в сторону выхода, размещенный в выходной канавке 10 кольца 5; кольцо 5, таким образом, удерживается в своем положении зацепами 12, 13.

Точнее говоря, зацепы 12, 13 имеют кольцевую форму и в варианте воплощения по фиг. 1 и 2 выполнены моноблочными по всей периферии кольца 5 (то есть по периферии совокупности кольцевых секторов 5).

В представленной форме воплощения зацепы 12, 13 являются осесимметричными. Альтернативно зацепы 12, 13 могут быть прорезными и/или содержать множество дискретных зацепов, распределенных по окружности.

Входной зацеп 12 удерживается входной деталью 14 крепления общей продольной цилиндрической формы (по оси А турбинного двигателя), которая связана с неподвижной конструкцией турбинного двигателя, не изображенной на чертеже (например, с помощью фиксирующего фланца, привинченного к дополнительному фланцу неподвижной конструкции). Зацеп 12 содержит радиальную стенку 12а, простирающуюся внутрь от входной детали 14 крепления, и продольную стенку 12b, простирающуюся в сторону входа от внутреннего края радиальной стенки 12а (в данном случае перпендикулярно последней).

Выходной зацеп 13 удерживается выходной деталью 13 крепления общей продольной цилиндрической формы (по оси А турбинного двигателя), которая связана с неподвижной конструкцией турбинного двигателя, не изображенной на чертеже (например, с помощью фиксирующего фланца, привинченного к дополнительному фланцу неподвижной конструкции). Зацеп 13 содержит радиальную стенку 13а, простирающуюся внутрь от входной детали 15 крепления, и продольную стенку 13b, простирающуюся к выходу от внутреннего края радиальной стенки 13а (в данном случае перпендикулярно последней).

Входной 12 и выходной 13 зацепы размещены соответственно во входной 8 и выходной 10 канавках кольца 5 для его удержания и, таким образом, термически защищены собственно кольцом 5, а точнее его внутренней стенкой 6 и стенками (7а, 7b), (9а,9b), формирующими реборды 7, 9, образующими канавки 8, 10 соответственно.

На фиг. 2 входная канавка 8 имеет контактную поверхность 8' для контакта с входным зацепом 12; в данном случае эта контактная поверхность 8' имеет в осевом разрезе искривленную форму для обеспечения стабильного позиционирования кольца 5 на входном зацепе 12 независимо от возможных неточностей монтажа, вызванных, например, допусками изготовления.

Выходная канавка 10 имеет контактную поверхность 10' для контакта с выходным зацепом 13; в данном случае эта контактная поверхность 10' имеет в осевом разрезе искривленную форму для обеспечения стабильного позиционирования кольца 5 на выходном зацепе 13, как объяснено выше в отношении входного зацепа 12.

Входная деталь 14 крепления содержит охлаждающие отверстия 16, обеспечивающие впуск охлаждающего газа (например, выходящего из компрессора) от внешней части входной детали 14 крепления к входному зацепу 12 для охлаждения последнего (охлаждающие газы позволяют также охладить выходную реборду 7 кольца 5); этот входной поток охлаждающего газа показан стрелкой G1 на фиг. 2. Входной зацеп 12, защищенный кольцом 5, также охлаждается, что повышает его термическую стабильность и позволяет управлять радиальными перемещениями осесимметричных элементов устройства 11 для крепления, облегчая, таким образом, управление зазором е между вершинами лопаток 3 и кольцом 5, тем более что кольцо 5 также охлаждается.

Выходная деталь 15 крепления содержит охлаждающие отверстия 17 для впуска охлаждающего газа (например, выходящего из компрессора) от наружной части выходной детали 15 крепления к выходному зацепу 13 для охлаждения последнего (охлаждающие газы позволяют также охладить выходную реборду 9 кольца 5); этот газовый поток обозначен стрелкой G2 на фиг. 2. В данном случае входная 14 и выходная 15 детали крепления частично перекрываются в зоне охлаждающих отверстий 17, при этом входная деталь 14 крепления также содержит отверстия 18 для прохода газов охлаждения выходных зацепов 13. Выходной зацеп 13, защищенный кольцом 5, также охлаждается, что также улучшает его тепловую стабильность и позволяет управлять зазором е между вершинами лопаток 3 и кольцом 5, тем более что кольцо 5 также охлаждается.

Одновременное охлаждение входных 12 и выходных 13 зацепов является особенно предпочтительными: кольцо 5 может также крепиться защищенными и, кроме того, охлажденными им средствами 12 и 13, то есть иметь высокую структурную стабильность независимо от тепловых колебаний, связанных, например, с изменениями режима.

Радиальные стенки 12а, 13а входных 12 и выходных 13 зацепов выполнены, данном случае, для того, чтобы с частью продольной стенки входной детали 14 крепления и продольной стенкой 5 кольца 5 сформировать полость С избыточного давления; на фиг. 2 особенно ясно показано, что радиальные стенки 12а, 13а зацепов 12, 13 продолжаются каждая с внутреннего края тонкими пластинками 12а', 13а' для контакта с продольной стенкой 6 кольца 5; тонкие контактные пластинки 12а', 13а' являются радиально сквозными.

Полость С избыточного давления питается охлаждающим газом, который поступает на уровне охлаждающих отверстий 19; этот газовый охлаждающий поток показан стрелкой G3 на фиг. 2. Охлаждающий газ охлаждает зацепы 12, 13, а также кольцо 5 и, в особенности, его продольную стенку 6.

В данном случае с внешней стороны входной детали 14 крепления на уровне полости С избыточного давления установлен кольцеобразный перфорированный металлический лист 20 для охлаждения входной детали 14 крепления путем воздействия газов (как показано стрелками G4), а также для измерения расхода охлаждающих газов G3, питающих полость С избыточного давления. Воздействия газов, поступающих через металлический лист 20, позволяют в комбинации с входным G1 и выходным G2 потоками охлаждающих газов термодинамически управлять радиальными перемещениями осесимметричных элементов устройства 11 для крепления, обеспечивая оптимизацию зазора е между вершинами лопаток 3 и кольцом 5.

Входное торообразное герметизирующее уплотнение 21 размещено между входным краем входного зацепа 12 и поверхностью входной канавки кольца 5 с внутренней стороны последнего; оно образует вместе с тонкой входной контактной пластинкой 12а', продольной стенкой 6 кольца 5 и входным зацепом 12 полость С1. Это уплотнение 21 улучшает герметичность полости С избыточного давления с входной стороны (полость С1 сообщается с полостью С через щели входной контактной пластинки 12а').

Выходное торообразное герметизирующее уплотнение 22 размещено между выходным краем выходного зацепа 13 и поверхностью выходной канавки 10 кольца 5 с внутренней стороны последнего; оно образует вместе с выходной тонкой контактной пластинкой 13а', продольной стенкой 6 кольца 5 и выходным зацепом 13 полость С2. Это уплотнение 22 улучшает герметичность полости С избыточного давления с выходной стороны (полость С2 сообщается с полостью С через щели выходной контактной пластинки 13а').

Торообразные уплотнения 21, 22 в данном случае являются плетеными уплотнениями, то есть каждое из них образовано из нескольких прядей, сплетенных между собой, при этом в данном случае пряди выполнены из отражающего материала, сохраняющего свои механические характеристики при значительных тепловых воздействиях, которым подвергается кольцо 5. В представленной форме воплощения каждое уплотнение 21, 22 разделено на секторы подобно секторам кольца 5; альтернативно уплотнения 21, 22 могут каждое размещаться по всей окружности кольца 5 между различными секторами кольца 5.

Устройство 11 для крепления кольца 5 содержит, кроме того, уплотнение 23 типа «сегментного уплотнения» (металлического), удерживаемого входным фланцем 24 входной детали 14 крепления. Сегментное уплотнение 23 находится в контакте с внешней поверхностью кольцевого кожуха 4 дистрибутора и обеспечивает герметичность для газов на этом уровне.

Различные элементы кольца 5 и его устройства 11 для крепления и, в особенности, охлаждающие отверстия 16, 17, 18, 19, предназначены для того, чтобы охлаждающие газы G1, G2, G3 выполняли также барьерную функцию (по давлению) для газов газового потока G турбины 1 для исключения байпасного прохода этих газов, то есть циркуляции газов газового потока G с внешней стороны кольца 5, другими словами, повторного поступления газов газового потока G, что могло бы значительно снизить кпд турбинного двигателя, а также сказаться на целостности статических деталей устройства 11 для крепления.

Для этого кольцо 5 и устройство 11 его крепления выполнены так, чтобы давление газа на входе входного зацепа 12, а точнее в полости С3 между удерживающим фланцем 24 сегментного уплотнения 23 и входным зацепом 12, превышало давление газов газового потока G на входе турбинных лопаток 3; например, оно может составлять 6 бар, тогда как давление газов газового потока G на входе турбинных лопаток составляет 5 бар. Таким образом, охлаждающие газы G1 имеют тенденцию просачиваться из полости С3 в газовый поток через зазор J между кольцевым кожухом 4 дистрибутора и кольцом 5 скорее, чем утекать в обратном направлении. Зацепы 12, 13, таким образом, защищены от повторного поступления газа на вход, что исключает то, что они могли бы быть подвержены следующей из этого тепловой конвекции, облегчая управление зазором 7 в вершинах лопаток 3, так как дифференциальные расширения являются наименьшими.

Отмечается, что давление газов на входе сегментного уплотнения 23 также превышает давление газов газового потока G на входе турбинных лопаток 3 для исключения любого подъема газа в случае утечки на уровне сегментного уплотнения 23; впрочем, легкая утечка может быть при желании предусмотрена для лучшей защиты кольцевых зацепов 12, 13 газовым потоком охлаждения от входной стороны сегментного уплотнения 23.

Кроме того, кольцо 5 и его устройство для крепления выполнено таким образом, что давление газов в полости С4, размещенной на выходе выходного зацепа 13, превышало бы давление газов газового потока G на выходе турбинных лопаток 3; например, оно может быть равно 3 барам, тогда как давление газового потока G на выходе турбинных лопаток 3 равно 2,5 барам. Таким образом, охлаждающие газы G1 имеют тенденцию перетекать из полости С3 в газовую струю (по не изображенному зазору) скорее, чем в обратном направлении. Зацепы 12, 13, таким образом, защищены от повторного поступления газа на выход, что исключает то, что они могли бы быть подвержены вытекающей из этого тепловой конвекции, облегчая, таким образом, управление зазором 7 в вершинах лопаток 3, так как дифференциальные расширения являются наименьшими.

Кроме того, кольцо 5 и устройство 11 его крепления выполнены таким образом, что давление газов в полости С повышенного давления превышало бы или было бы равно (в данном случае, по существу, равно) давлению газового потока на входе турбинных лопаток 3, чтобы дополнить барьер газом газового потока G, образованный полостью С3 на входе входного зацепа 12.

Полости С3, С и С4, имеющие давления, превышающие давление газов газовой струи, протекающей продольно на их уровне, образуют барьер для этих газов; этот барьер защищает зацепы 12, 13 и является особенно предпочтительным для управления зазором е при вершинах лопаток 3. Кроме того, охлаждающие газы, питающие эти различные полости С3, С4, позволяют охладить зацепы 12, 13, а также кольцо 5.

Как изображено на фиг. 2, секторы кольца 5 известным образом содержат, кроме того, на границах контактов между их концами герметизирующие пластины 25, причем эти пластины 25, размещены, например, в пазах, выполненных на крайней поверхности одного или двух контактирующих секторов кольца 5. Эти пластины 25 предназначены для обеспечения гарантии максимальной герметичности между полостью С повышенного давления и газовой струей газового потока G турбины, а также для исключения повторной подачи газа струи в полость С повышенного давления; разумеется, герметичность не может быть идеальной, так как в устройстве существует утечка охлаждающих газов из полости С повышенного давления в газовую струю газового потока G турбины 1, обеспечивая удаление этих охлаждающих газов. Полость С повышенного давления расположена вертикально относительно турбинных лопаток 3 (то есть на том же продольном уровне, что и лопатки 3) и давление в ней равно давлению на входе лопаток 3, при этом давление в полости повышенного давления превышает давление на уровне лопаток 3 (давление в турбине снижается со входа на выход); таким образом, газы обязательно проходят из полости С повышенного давления в газовую струю турбины 1, а не наоборот.

Для еще большего улучшения его термической защиты и ограничения поступления газов к зацепам 12, 13 кольцо 5 в данном случае имеет покрытие 26 из керамического материала с внутренней стороны его продольной стенки 6.

Установка кольца 5 на устройство 11 для его крепления будет описана далее. Речь идет об установке путем скольжения относительно друг друга входных 14 и выходных 15 деталей крепления и горячей посадки. Точнее говоря, входная деталь 14 крепления нагревается (например, до температуры в 100ºС) и размещается путем скольжения таким образом, что входной 12 и выходной 13 зацепы приближаются один к другому и даже входят в контакт между собой; это является возможным, так как детали 14, 15 крепления являются телескопическими, при этом радиус продольной стенки входной детали 14 крепления слегка превышает радиус продольной стенки выходной детали 15 крепления. Секторы кольца 5 устанавливаются затем на выходной зацеп 13 (который размещен в своих выходных канавках 10). Входная деталь крепления перемещается, таким образом, к входу до упора входного зацепа 12 во входную канавку 8 кольца 5; в этом положении входной зацеп 12 находится в состоянии упора в поверхность 8' входной канавки внешним входным углом его продольной стенки 12b и во входное плетеное уплотнение 21 внутренним входным углом своей продольной стенки 12b; кроме того, выходной зацеп 13 находится в состоянии упора в поверхность 10' выходной канавки внешним выходным углом своей продольной стенки 13b и в выходное плетеное уплотнение 22 внутренним входным углом своей продольной стенки 13b. На последнем этапе конструкцию оставляют охлаждаться, что обеспечивает тугую посадку между различными деталями вследствие горячей посадки входной детали 14 крепления (радиус ее продольной стенки уменьшается в процессе ее охлаждения) на выходную деталь 15 крепления в соответствии с известным основным принципом.

Сегментное уплотнение 23 устанавливается после, например, приклеиванием, при этом клеящие средства исчезают при работе.

Ниже будет описан второй вариант воплощения кольца и устройства его крепления со ссылками на фиг. 3 и 4а-4с. Эта форма воплощения подобна предыдущей форме воплощения и поэтому для облегчения описания позиции, используемые для обозначения элементов турбины по фиг. 3 и 4а-4с конструкции, идентичны, эквиваленты или подобны функциям элементов турбины по фиг.1 и 2.

Впрочем, описание турбины по фиг. 1 и 2 не повторяется, это описание, касающееся турбины по фиг.1 и 2, не имеет несоответствий. Описаны будут только существенные конструктивные и функциональные отличия.

Основное отличие второго варианта воплощения состоит в том, что кольцо 5 является моноблочным и образует, таким образом, полное кольцо в 360º в виде единой осесимметричной детали (другими словами, оно не состоит из секторов). Кроме того, выходная деталь 15 крепления также является моноблочной по всей периферии (360º), тогда как входная деталь 14 крепления выполнена из секторов, то есть она разрезана на несколько секторов входной детали 14 крепления (в данном случае на десяток секторов).

Также как и выше, кольцо 4 закреплено входным 12 и выходным 13 зацепами, расположенными во входной 8 и выходной 10 канавках кольца 5, с теми же преимуществами. Средства впуска охлаждающих газов (не изображенных на чертеже) предусмотрены для охлаждения зацепов 12, 13, а также кольца 5, которое управляет зазором е в вершинах лопаток; они питают полости С3, С, С4 повышенного давления; как и ранее, эти средства для впуска предназначены для обеспечения того, чтобы охлаждающие газы выполняли барьерную функцию по отношению к газам газового потока G турбины 1 для исключения их циркуляции с внешней стороны кольца 5; для этого давления газов с внешней стороны кольца 5 превышают соответствующие давления газового потока G турбины 1.

Вопреки варианту воплощения по фиг.1 и 2, в которой входная 8 и выходная 10 канавки имеют одинаковые размеры (радиусы их продольных стенок 7b, 9b являются одинаковыми), входная 8 и выходная 10 канавки в варианте воплощения по фиг. 3 не имеют одинаковых размеров, радиус продольной стенки 9b выходной реборды 9, образующей выходную канавку 10, является более значительным, чем радиус продольной стенки 7b входной реборды 7, образующей входную канавку 8; продольная стенка 6 кольца 5 параллельна оси А турбинного двигателя, радиальный размер радиальной стенки 9а выходной реборды 9, образующей выходную канавку 10, является, таким образом, более значительным, чем радиальный размер радиальной стенки 7а входной реборды 7, образующей входную канавку 8. Продольная стенка 13b выходного зацепа 13 простирается, таким образом, на радиальное расстояние от оси А турбинного двигателя более значительное, чем продольная стенка 12b входного зацепа 12 (продольные стенки 12b, 13b зацепов 12, 13 опираются во входной 8 и выходной 10 канавках вблизи продольных стенок 7b, 9b реборд 7, 9, образующих эти канавки 8, 10). Такое различие в радиусах позволяет осуществить монтаж описанной выше конструкции.

Далее теперь будет описан монтаж кольца 5 и устройства 11 для его крепления, в основном, со ссылками на фиг. 4а, 4b и 4с. В противоположность монтажу, описанному со ссылками на фиг. 1 и 2, речь не идет о монтаже надвиганием деталей крепления одну на другую и горячей посадкой, но о монтаже скольжением деталей крепления относительно кольца и свинчивании.

В процессе первого этапа по фиг. 4а выходная деталь 15 крепления монтируется в кольце 5 путем относительного перемещения кольца 5 от выхода к входу относительно этой детали 15 (это относительное перемещение показано стрелкой F1) для размещения выходного зацепа 13 в выходной канавке 10 кольца 5.

В процессе второго этапа по фиг. 4b первый сектор входной детали 14 крепления устанавливается в кольце 5 путем относительного перемещения этого сектора 14 снаружи внутрь, затем от выхода к входу относительно конструкции, образованной кольцом 15 и выходной деталью крепления (это относительное перемещение показано стрелкой F2), для размещения входного зацепа 12 во входной канавке 8 кольца 5.

В процессе третьего этапа по фиг. 4с распорка 27, не изображенная на фиг. 3, кольцевой формы и соответствующая по окружности сектору входной детали 14 крепления, вставлена между выходным фланцем 14' входной детали 14 крепления и входным фланцам 15' выходной детали 15 крепления для обеспечения зазора между ними (движение распорки 27 показано стрелкой F3). Входная 14 и выходная 15 детали крепления жестко соединены, таким образом, между собой винтом 28 (движение которого показано стрелкой F4), предназначенным для крепления между собой фланцев 14', 15' и распорки 27, вставленной между ними.

Наконец, второй и третий этапы повторяются для каждого сектора входной детали 14 крепления для того, чтобы составить эту входную деталь 14 крепления по всей периферии кольца 5.

Благодаря изобретению в этой форме воплощения можно, в частности, удерживать моноблочное кольцо турбины 5 с полностью осесимметричными кольцевыми зацепами 12, 13 в противоположность известному уровню техники, где моноблочные кольца удерживаются рычагами путем точечного и дискретного воздействия. Следовательно, деформации, испытываемые моноблочным кольцом 5, являются осесимметричными и, таким образом, более простыми для моделирования.

1. Устройство для крепления кольца (5) газовой турбины (1), при этом кольцо (5) предназначено для охватывания подвижных лопаток (3) турбины (1), приводимых в движение газовым потоком (G), протекающим с входа на выход, причем устройство содержит, по меньшей мере, один входной зацеп (12), обращенный к входу, предназначенный для размещения во входной канавке (8) кольца (5), открытой к выходу, и, по меньшей мере, один выходной зацеп (13), обращенный к выходу, предназначенный для размещения в выходной канавке (10) кольца (5), открытой к входу, при этом полость С повышенного давления, запитываемая охлаждающим газом, сформирована между входным (12) и выходным (13) зацепами, причем устройство содержит на входе входного зацепа (12) средства (16) подачи охлаждающего газа для охлаждения входного зацепа (12) и/или содержит на выходе выходного зацепа (13) средства (17, 18) подачи охлаждающего газа для охлаждения выходного зацепа (13), причем указанные средства подачи охлаждающего газа выполнены с возможностью подачи охлаждающего газа без прохождения через полость С повышенного давления.

2. Узел, состоящий из устройства по п.1 и кольца турбины, содержащего входную канавку (8), открытую к выходу, и выходную канавку (10), открытую ко входу, при этом входная канавка (8) кольца (5) имеет контактную поверхность (8′) искривленной формы для контакта с входным зацепом (12) и/или выходная канавка (10) кольца (5) имеет контактную поверхность (10′) искривленной формы для контакта с выходным зацепом (13).

3. Узел по п.2, содержащий, по меньшей мере, одно входное уплотнение (21), предназначенное для обеспечения герметичности по отношению к газам между кольцом (5) и входным зацепом (12), при этом входное уплотнение (21) расположено во входной канавке (8) кольца (5), и/или, по меньшей мере, одно выходное уплотнение (22), предназначенное для обеспечения герметичности по отношению к газам между кольцом (5) и выходным зацепом (13), при этом выходное уплотнение (22) расположено в выходной канавке (10) кольца (5).

4. Узел по п.2, содержащий входную удерживающую деталь (14), содержащую входной зацеп (12), и выходную удерживающую деталь (15), содержащую выходной зацеп (13), причем входная (14) и выходная (15) удерживающие детали выполнены моноблочными, а кольцо (5) поделено на секторы, по меньшей мере, на два сектора кольца (5).

5. Узел по п.4, в котором входная (14) и выходная (15) удерживающие детали выполнены с возможностью монтажа с кольцом (5) посредством скольжения удерживающих деталей (14, 15) относительно друг друга и посредством горячей посадки.

6. Узел по п.2, содержащий входную удерживающую деталь (14), содержащую входной зацеп (12) и выходную удерживающую деталь (15), содержащую выходной зацеп (13), причем кольцо (5) выполнено моноблочным, выходная удерживающая деталь (15) является моноблочной, а входная удерживающая деталь (14) поделена на секторы, по меньшей мере, на два сектора входной удерживающей детали (14).

7. Турбина, содержащая устройство крепления по п.1 или узел по одному из пп.2-6.

8. Турбинный двигатель, содержащий турбину по п. 7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к статорам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор высокотемпературной турбины включает размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью.

Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает наружный корпус и обтекатели стоек подшипниковой опоры, зафиксированные болтовыми соединениями в наружном корпусе.

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления включает наружный корпус и разрезное кольцо.

Изобретение относится к статорам газовых турбин авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины включает наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца.

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана.

Сборка обоймы турбины содержит опорную конструкцию обоймы и множество секторов обоймы, каждый из которых содержит единый элемент из композитного материала с керамической матрицей.

Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо.

Турбомашина содержит корпус, колесо турбины, установленное с возможностью вращения внутри корпуса, кольцо, образованное из сегментов и установленное концентрично вокруг колеса турбины, а также установочный элемент.

Радиальный кольцевой фланец элемента ротора или статора турбины газотурбинного двигателя содержит на внутренней периферийной части или на наружной периферийной части, соответственно, чередующиеся выпуклые части и части с углублениями, содержащие донные зоны.

Корпус (5) для ротора турбокомпрессора, в частности для вентилятора турбореактивного двигателя. Корпус содержит периферийный бандаж (6), формирующий кольцевой зажим вокруг корпуса.

Турбомашина содержит средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого из компрессора высокого давления турбомашины, первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления средствами электрического нагрева (60).

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД. Турбина газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины.

Газотурбинный двигатель содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и обдува статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.

Турбина высокого давления содержит наружный корпус, распределитель, лопастное колесо, узел, образующий кольцо и размещенный по окружности вращающихся лопастей, устройство для регулирования радиального зазора между законцовками вращающихся лопастей и кольцом, а также кольцевую опору и кольцевой амортизирующий элемент.

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины. Технический результат изобретения - повышение точности регулирования радиального зазора в турбине. 1 ил.
Наверх