Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца



Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца

 


Владельцы патента RU 2594392:

СНЕКМА (FR)

Уплотнительное кольцо для прижимания к диску ротора ступени турбомашины содержит множество запорных выступов, предотвращающих вращение упомянутого кольца относительно диска ротора. Каждый выступ выступает по направлению оси от кольцевой части и имеет две противоположные круговые торцевые поверхности, соответственно обращенные к двум следующим друг за другом лопаткам, несомым диском ротора. Каждый запорный выступ пересекается в радиальном направлении прорезью, выходящей по направлению оси. При изготовлении указанного выше уплотнительного кольца прорезь запорного выступа выполняют механической обработкой. Другие изобретения группы относятся к ротору ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащему диск, лопатки, установленные на диске, и указанное выше уплотнительное кольцо, а также к турбомашине летательного аппарата, содержащей турбину, включающую указанный выше ротор. Группа изобретений позволяет повысить срок службы уплотнительного кольца. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к области турбин для турбомашины летательного аппарата, в частности для турбореактивных двигателей летательного аппарата или турбовинтовых двигателей. Изобретение, в частности, относится к расположенному позади по ходу уплотнительному кольцу ступени турбины, предназначенному для вхождения в контакт уплотненным способом с лопатками, установленными на диске ротора ступени турбины. Более конкретно, изобретение относится к запорным выступам, предусмотренным на этом кольце, и эти запорные выступы предотвращают вращение последних относительно диска ротора.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Ротор ступени турбины турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит диск, лопатки, установленные на диске на его периферии, и расположенное позади по ходу кольцо, установленное позади по ходу установки диска/лопатки турбины. Известным способом ротор приводят во вращение потоком газа от направленного вверх по потоку до направленного вниз по потоку через турбину.

Для установки лопаток диск снабжают периферийными зубцами, разграничивающими между ними ячейки, в которых хвостовики лопаток поддерживаются радиально.

В предшествующей технике они известны для прикрепления расположенного позади по ходу уплотнительного кольца к расположенной вниз по потоку поверхности установки диска/лопатки для получения оптимального уплотнения.

Кроме того, кольцо снабжают множеством запорных выступов, например тремя выступами, выполненными под углом 120°, выступающими по оси от кольцевого корпуса. Эти выступы предотвращают вращение кольца относительно диска ротора. Для выполнения этого каждый выступ имеет две противоположные кольцевые торцевые поверхности, соответственно предназначенные для размещения, обращенные к двум прямо следующим друг за другом лопаткам, выполненным на диске ротора. Поэтому эти поверхности составляют касательные ограничители, обеспеченные для вхождения в контакт с лопатками, и по этой причине препятствуют относительному вращению между кольцом и установкой диска/лопатки. В работе выступы подвергаются реальному касательному напряжению, в особенности на высокой скорости вращения. Самые критические зоны образованы соединительными радиусами между круговыми торцевыми поверхностями и опорной поверхностью для выступов, предусмотренных на кольцевом корпусе. Эти два соединительных радиуса имеют фактически очень низкие значения, например, близкие к 0,1 мм, и подвергаются очень высокому касательному напряжению, переводя эти радиусы, критические, в срок службы кольца.

Чтобы решить эту проблему напряжения, оказывающую влияние на срок службы кольца, можно увеличить значение вышеупомянутых соединительных радиусов. Однако это решение не является удовлетворительным, потому что оно создает задевание хвостовиков этих двух лопаток.

Другое рассматриваемое решение состоит в создании выемок на двух соединительных радиусах, создавая зубчатость в основании этих двух круговых торцевых поверхностей, чтобы преодолеть проблему задеваний с хвостовиками лопаток. Однако эти выемки уменьшают площадь поверхности круговых торцевых поверхностей и переводят их менее эффективно в их функции предупреждения вращения. Кроме того, механическая обработка этих выемок является сложной для осуществления.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение имеет задачу преодоления упомянутых недостатков предшествующего уровня техники.

Для решения задачи в изобретении прежде всего предусмотрено уплотнительное кольцо, предназначенное для прижимания к диску ротора ступени турбины для турбомашины летательного аппарата, содержащее множество запорных выступов, которые предотвращают вращение упомянутого кольца относительно диска ротора, при этом каждый выступ выступает по направлению оси от кольцевой части и имеет две противоположные круговые торцевые поверхности, соответственно обращенные к двум следующим друг за другом лопаткам, несомым диском ротора, причем каждый запорный выступ пересекается в радиальном направлении прорезью, выходящей по направлению оси.

Изобретение позволяет просто, эффективно и легко уменьшать касательное напряжение по меньшей мере на одном из запорных выступов и более предпочтительно на всех выступах. Наличие прорези, проходящей через запорный выступ, позволяет разделить последний на два полуштифта, где каждый имеет более низкую жесткость, которая поэтому обеспечивает их более высокой деформационной способностью под напряжением, сопровождаемым понижением касательного напряжения, которому они подвергаются. В этом отношении было замечено, что максимальное касательное напряжение, наблюдаемое на соединительных радиусах касательных торцевых поверхностей, можно уменьшать по меньшей мере на 20% благодаря простому присутствию прорези, предусмотренной в настоящем изобретении.

Изобретение, в частности, выгодно тем, что оно обеспечивает решение, которое не требует изменения значения вышеупомянутых соединительных радиусов, установленных, чтобы получать удовлетворительное взаимодействие между выступами и хвостовиками лопаток, без задеваний. Это решение также не создает уменьшение в осевом отрезке касательных торцевых поверхностей таким способом, при котором последний может выполнять их функцию как круговой ограничитель соответствующим способом.

Изобретение также предпочтительно тем, что его можно осуществлять на имеющихся в наличии кольцах, просто создавая прорези на их запорных выступах, более предпочтительно механической обработкой. Было установлено, что кольцо в соответствии с изобретением предпочтительно предназначено, чтобы представлять собой расположенное позади по ходу уплотнительное кольцо для ротора ступени турбины, но которое можно использовать в качестве расположенного впереди по ходу кольца, не выходя за рамки объема изобретения.

Более предпочтительно каждую из двух противоположных круговых торцевых поверхностей соединяют с опорной поверхностью для выступов, выполненных на кольцевой части, первым соединительным радиусом. Кроме того, каждую из двух боковых граней прорези соединяют с основанием этой прорези вторым соединительным радиусом, таким образом, что второй радиус оказывается существенно больше, чем первый соединительный радиус. Таким образом, второй соединительный радиус подвергается касательному напряжению, которое еще меньше, чем то, которое прикладывается к первому соединительному радиусу. Поскольку никакой окружающий элемент обычно не предусматривают для взаимодействия непосредственно с прорезью, второй соединительный радиус не подвергается задеваниям.

Отношение между двумя соединительными радиусами более предпочтительно больше восьми и может выходить за пределы десяти. Чтобы дополнительно увеличить эффективность снижения напряжения, обеспеченного прорезью, ее выполняют таким способом, при котором основание прорези каждого выступа располагают в осевом направлении на таком же уровне или вблизи основания упомянутого выступа. Кроме того, для достижения компромисса между эффективностью снижения напряжения, общей массой и механическим сопротивлением полувыступов, разделенных прорезью, в частности относительно стойкости к срезу, отношение между шириной прорези и полной шириной упомянутого запорного штифта в соответствии с круговым направлением выбирают между 0,3 и 0,4.

Более предпочтительно, прорезь выполняют посередине запорного выступа. В качестве альтернативы ее можно смещать к одной или другой из круговых торцевых поверхностей, не выходя за рамки объема изобретения.

Более предпочтительно, кольцо имеет три запорных выступа, расположенных под углом 120° друг относительно друга.

Наконец, упомянутые запорные выступы более предпочтительно выполняют вблизи наружного радиального конца упомянутого кольцевой части, даже в случае другого расположения, не выходя за рамки объема изобретения.

Изобретение также относится к ротору ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащему диск, лопатки, установленные на диске, и расположенное позади по ходу уплотнительное кольцо, такое как описано выше, установленное позади по ходу диска и лопаток. Изобретение также относится к турбомашине для летательного аппарата, содержащей по меньшей мере одну такую турбину, содержащую по меньшей мере один ротор ступени турбины, такой как описан выше.

Наконец, изобретение также относится к способу изготовления уплотнительного кольца, такого как описано выше, в котором прорезь упомянутого запорного выступа выполняют механической обработкой. Другие преимущества и характеристики изобретения представлены в приводимом ниже подробном описании неограничительных вариантов осуществления изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение в дальнейшем поясняется описанием неограничительных вариантов его осуществления, приводимым со ссылками на чертежи, на которых:

Фиг. 1 изображает схематический вид с частичным осевым разрезом турбомашины летательного аппарата, содержащей турбину высокого давления в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления этого изобретения;

Фиг. 2 - частичный вид в изометрии ротора ступени турбины высокого давления, показанной на предыдущей фигуре;

Фиг. 3 - схематическая половина вида с частичным осевым разрезом ротора, показанного на предыдущей фигуре;

Фиг. 4 - вид в изометрии одной из лопаток турбины ротора, показанного на Фиг. 2 и 3;

Фиг. 5 показывает вид, подобный виду Фиг. 2, показывающий более точным способом один из запорных штифтов расположенного позади по ходу кольца;

Фиг. 6 также показывает частичный вид в изометрии расположенного позади по ходу кольца и одного из его запорных штифтов;

Фиг. 7 показывает вид в поперечном разрезе запорного штифта, показанного на предыдущей фигуре, взятом по линии А-А этой фиг. 6. На этих чертежах идентичные или подобные элементы обозначены идентичными ссылочными позициями.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО ВАРИАНТА ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

На Фиг. 1 показана турбомашина 1 летательного аппарата, двухпоточного и двухкорпусного типа.

Турбореактивный двигатель содержит последовательно в соответствии с направлением осевой нагрузки, показанной стрелкой 2, компрессор 4 низкого давления, компрессор 6 высокого давления, камеру 8 сгорания, турбину 10 высокого давления и турбину 12 низкого давления.

Турбина 10 высокого давления одноступенчатого типа представлена в форме предпочтительного варианта осуществления этого изобретения, детали которого соответствуют фиг. 2-7.

Турбина содержит рабочее колесо 20 ступени, которое расположено позади по ходу направляющего аппарата 24 высокого давления, принадлежащего предыдущей ступени. Позади по ходу ротора 20 расположен неподвижный участок 22 турбореактивного двигателя, соответствующий впускному отверстию турбины низкого давления. Прежде всего, ротор 20 содержит диск 26, радиально внешняя периферия которого имеет зубцы 28, каждый из которых расположен на расстоянии по окружности друг от друга. Ячейки 30 расположены между зубцами диска. Они являются осевыми или наклонными, открыты и на расположенную вверх по потку поверхность 31, и на расположенную вниз по потку поверхность 33 диска 26. Обычно, каждая ячейка 30 принимает хвостовик 32 лопатки 34, чтобы поддерживать его радиально к внешней части, через взаимодействие формы.

Хвостовик 32 каждой лопатки 34 располагают на расстоянии от основания 36 его связанной ячейки 30, в соответствии с радиальным направлением. Также, между концом хвостовика 32 и основанием ячейки 36 образуют свободное пространство 38.

Расположенный вверх по потоку хвостовик 32 можно по возможности продолжать радиально к внутренней части первой стенкой 40, расположенной ниже по потоку, а также хвостовик 32 продолжают радиально к внутренней части второй стенкой 42.

Кроме того, каждая лопатка 34 содержит в своем основании платформу 46, предназначенную, в частности, чтобы направлять поток от направления вверх по потоку до направления вниз по потоку в турбине, то есть от впускного отверстия к выпускному отверстию турбины, основного потока газа, приходящего из камеры сгорания. Эта платформа 46, выполненная между хвостовиком 32 и аэродинамическим пером 48 лопатки, продолжается по окружности по обе стороны от этого пера 48. Ее обычно располагают в удлинении идентичной платформы, принадлежащей непосредственно последующей лопатке, как можно видеть на чертеже 2.

Ротор 20 включает в себя расположенное вверх по потоку уплотнительное кольцо 44, опирающееся на диск 26 на расположенной вверх по потоку поверхности 31 последнего. Расположенное впереди по ходу кольцо 44 участвует, в частности, в осевом удерживании лопаток в ячейках, к передней стороне.

Ротор 20 дополнительно включает в себя расположенное вниз по потоку уплотнительное кольцо 60, опирающееся на диск 26 на нагнетающей поверхности 33 последнего. Круговое кольцо 60 имеет наружный радиальный конец в форме периферийного края 61, предназначенного для прижимания к ушку 62 расположенной вниз по потоку опоры платформы 46, который продолжается под платформой в соответствии с круговым отрезком, являющимся длиннее, чем отрезок ножки, который несет это ушко 62, причем с этим отрезком, являющимся, однако, по существу идентичным отрезку платформы. Затем создают свободные пространства 64, расположенные под ушками 62, разграниченные по окружности верхним участком хвостовиков лопаток, и разграниченные радиально между ушками 62 и верхней поверхностью зубцов 28 диска. Выступы 66, выступающие по оси вверх по потоку о расположенной вверх по потоку позади по ходу поверхности 68 расположенного вниз по потоку кольца, проходят по оси через пространства 64, локально принимая форму опорной поверхности для этих выступов. Более предпочтительно выполняют три штифта 66, распределенные под углом 120° по кольцевому корпусу, от которого они выступают, от опорной поверхности 68, по существу ориентированные в соответствии с поперечной плоскостью. Эти выступы 66 позволяют обеспечивать запорную функцию к расположенному вниз по потоку кольцу, относительно установки диска/лопатки. Их располагают вблизи периферийного края 61 кольца, выполнением радиально к внутренней части относительно этого края 61, также выступающего вниз по потку.

Одна из особенностей этого изобретения содержится в конструкции запорных выступов 66, предпочтительный вариант осуществления которых будет в дальнейшем описан со ссылками на фиг. 5-7.

Каждый выступ 66 имеет две противоположные круговые торцевые поверхности 72, обращенные к двум следующим друг за другом ножкам лопаток 34. Две поверхности 72, обращенные к дополнительным поверхностям ножек лопаток, используют для предотвращения относительного вращения между кольцом 60 и установкой диска/лопатки, в соответствии с осью вращения этой установки. Однако между этими поверхностями предусматривают установочный зазор, взаимодействующий попарно и по существу ориентированный параллельно к осевому 90 и круговому 92 направлениям. Поверхности 72, используемые в качестве ограничителей, являются также по существу ортогональными к опорной поверхности для выступов 68, от которой они выступают.

Кроме того, прорезь 70 проходит радиально через каждый выступ 66, который открыт поэтому радиально к внутренней части и к внешней части, и который открыт в осевом направлении против потока. В этом случае прорезь 70 имеет предпочтительную форму обычно U-образного сечения, как показано на фиг. 7. Однако она может принимать другие формы, не выходя за рамки объема изобретения.

Прорезь 70, основание 74 которой ориентировано по оси в направлении против потока, таким образом, разграничивает два полувыступа, расположенные с промежутками по окружности друг от друга. Основание 7 4 располагают по существу на таком же уровне, в соответствии с осевым направлением 90, как опорная поверхность 68 для выступов, и поэтому по существу на таком же уровне как основание его связанного выступа 66, как можно видеть на фиг. 7. В этом отношении на Фиг. 6 и 7 можно видеть, что опорная поверхность для выступов 68 может иметь при изготовлении, в частности механической обработке выступов на кольце, изготовленных за одно целое, осевые ступени 76, выступающие против потока, каждая несущая выступ 66. В таком случае основание 74 прорези затем располагают по существу на таком же уровне как ступень 76 опорной поверхности 68 для выступов.

Прорезь 70, предпочтительно располагаемая посредине выступа, поэтому имеет U-образное сечение, две боковых грани 78 которого выполняют на основании 74 соответственно двумя соединительными радиусами 80, более предпочтительно идентичными, например, размером в 1 мм.

Эти радиусы 80 являются высокими по сравнению с соединительными радиусами 82 между поверхностями ограничителя 72 и опорной поверхностью выступов 68. Эти радиусы более предпочтительно также идентичны, имеют, например, размер 0,1 мм, полностью адаптированы для подведения выступа 66 насколько можно близко к хвостовикам лопаток, без задеваний.

Наконец, прорезь 66 имеет круговую ширину "I" между 0,3 и 0,4 от общей ширины "L" штифта, в соответствии с этим же круговым направлением 92. Более предпочтительно отношение между ширинами "I" и "L" составляет одну треть.

Очевидно, специалисты в данной области техники могут вносить изменения в настоящее изобретение в виде неограничивающих примеров.

1. Уплотнительное кольцо (60), предназначенное для прижимания к диску (26) ротора (20) ступени (10) турбины для турбомашины летательного аппарата, содержащее множество запорных выступов (66), которые предотвращают вращение упомянутого кольца относительно диска ротора, при этом каждый выступ (66) выступает по направлению оси от кольцевой части (63) и имеет две противоположные круговые торцевые поверхности (72), соответственно обращенные к двум следующим друг за другом лопаткам, несомым диском ротора, в котором каждый запорный выступ (66) пересекается в радиальном направлении прорезью (70), выходящей по направлению оси.

2. Кольцо по п. 1, в котором каждая из двух противоположных круговых торцевых поверхностей (72) соединена с опорной поверхностью выступов (68), предусмотренной на кольцевой части (63), первым соединительным радиусом (82), причем каждая из двух боковых граней (78) прорези соединена в основании (74) этой прорези вторым соединительным радиусом (80), при этом второй соединительный радиус (80) существенно больше первого соединительного радиуса (82).

3. Кольцо по п. 1, в котором основание (74) прорези (70) каждого выступа (66) расположено в осевом направлении на таком же уровне или вблизи основания упомянутого выступа.

4. Кольцо по п. 1, в котором отношение между шириной (I) прорези (70) и полной шириной (L) упомянутого запорного выступа (66) в окружном направлении (92) находится между 0,3 и 0,4.

5. Кольцо по п. 1, в котором прорезь (70) расположена посередине запорного выступа (66).

6. Кольцо по п. 1, в котором предусмотрены три запорных выступа (66), расположенные под углом в 120° друг относительно друга.

7. Кольцо по п. 1, в котором запорные выступы (66) выполняют вблизи наружного радиального конца (61) кольцевой части (63).

8. Ротор (20) ступени (10) турбины для турбомашины летательного аппарата, содержащий диск (26), лопатки (34), установленные на диске, и расположенное позади по ходу уплотнительное кольцо (60) по п. 1.

9. Турбомашина (1) для летательного аппарата, содержащая по меньшей мере одну турбину (10), содержащую по меньшей мере один ротор (20) ступени турбины по п. 8.

10. Способ изготовления уплотнительного кольца (60) по п. 1, в котором прорезь (70) запорного выступа (60) выполняют механической обработкой.



 

Похожие патенты:

Ротор вентилятора турбомашины содержит диск, несущий лопатки, ножки которых установлены в осевых пазах диска, кожух, имеющий форму усеченного конуса, установленный на диске, средства осевого удержания лопаток на диске, а также средства обеспечения неподвижности при вращении обода.

Предложены устройство и способ для установки сочлененных турбинных лопаток в пазах с осевым вводом, выполненных в роторных колесах. На охватываемом осевом выступе пазового замка, расположенном на корневой части лопатки, и на соответствующем охватывающем осевом пазу пазового замка, расположенном в роторном колесе, может быть выполнено закругление в вертикальной плоскости.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при аксиальном закреплении лопатки турбины относительно диска ротора. Лопатка имеет перо, полку и хвостовую часть, а также стопорный штифт.

Изобретение относится к механическому сборочному узлу (1) для авиации, содержащему: деталь (3), содержащую присоединяемый конец; углубление, предназначенное для посадки в него детали (3), причем указанное углубление (2) имеет стенку, содержащую композитный материал с органической матрицей; фиксирующий композитный материал (4), содержащий термопластичный или термореактивный материал с содержанием наполнителя от 0 до 70 весовых процентов и образующий механическую и/или физико-химическую связь между указанной деталью (3) и углублением (2) со стенкой из композитного материала с органической матрицей.

Вентилятор (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит множество лопаток (10) вентилятора. Каждая лопатка содержит аэродинамическое перо (15), хвостовик (12) лопатки, помещенный в одну из выемок (8) диска, и ножку (13), вставленную между пером и хвостовиком.

Изобретение может быть использовано при сварке блисков. На диске и лопатке формируют выступы с поверхностями контакта при сварке трением с необходимым технологическим припуском Р на периферии свариваемых деталей.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в роторах турбомашин. Устройство для блокирования ножки роторной лопатки в пазу роторного колеса содержит кольцевой сектор, установленный перпендикулярно оси турбомашины в канавке роторного колеса.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и, в частности, может быть реализовано в конструкции роторов осевых компрессоров и турбин. Рабочее колесо ротора газотурбинного двигателя содержит диск ротора с кольцевой канавкой, в которой посредством хвостовиков закреплены лопатки ротора, и, по крайней мере, одно фиксирующее устройство.

Изобретение может быть использовано при изготовлении сваркой трением блисков, преимущественно для роторов газотурбинных двигателей. Неподвижно закрепленный на станине узел вращения диска блиска выполнен в виде сменной револьверной головки, установленной с помощью втулки в сменном корпусе, смонтированном на станине по ее фланговой и опорной поверхностям.

Средство блокировки кольцевого уплотнителя на диске турбины включает кольцевой зажим, устройство блокировки и средство стягивания. Кольцевой зажим закреплен на задней по потоку поверхности диска, ориентирован в радиальном направлении и ограничивает вместе с поверхностью диска канавку, в которой размещен кольцевой уплотнитель.
Наверх