Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя



Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя
Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя
Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя
Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя
Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2604777:

СНЕКМА (FR)

Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя, содержащего ротор турбины, при этом упомянутый направляющий аппарат турбины содержит по меньшей мере одну внутреннюю кольцевую площадку, при этом упомянутый ротор турбины содержит выходной бортик, расположенный по существу в осевом направлении, при этом упомянутое устройство герметизации содержит по меньшей мере один уплотнительный лист, расположенный радиально между внутренней площадкой и выходным бортиком ротора турбины, образуя зазор перекрывания. Технический результат изобретения - усиление герметизации, позволяющей избежать нагрева дисков ротора. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, таких как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель и в частности относится к устройству герметизации для турбины такого газотурбинного двигателя.

Такой газотурбинный двигатель с передним вентилятором и двойным валом содержит, например, от входа к выходу, вентилятор, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления.

Газовые турбины, используемые в качестве авиационных двигателей, имеют по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину. При разрушении, например, вала, соединяющего компрессор среднего давления с турбиной среднего давления, совершаемая турбиной среднего давления работа, соответственно развиваемая турбиной среднего давления мощность, не может более передаваться в компрессор среднего давления, из-за чего турбина среднего давления может начать вращаться с завышенной частотой. Подобного прокручивания турбины среднего давления необходимо избегать из-за возможного повреждения вследствие этого всего авиационного двигателя. Поэтому, исходя из требований безопасности, должна обеспечиваться возможность надежного обнаружения разрушения вала газовой турбины с тем, чтобы сразу после разрушения вала можно было прекратить подачу топлива в камеру сгорания. Однако подобное обнаружение разрушения вала газовой турбины сопряжено с определенными трудностями, прежде всего в газовой турбине с тремя валами, которые расположены соосно друг другу один в другом. При наличии у газовой турбины трех таких валов особые сложности возникают главным образом с надежным обнаружением разрушения среднего вала, кинематически связывающего турбину среднего давления с компрессором среднего давления.

Известно устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины (см., например, DE 10 2004 033924 А1, опубликован 09.02.2006). Устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины в авиационном двигателе, разрушения вала ротора ее первой турбины, прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина, прежде всего турбина низкого давления, имеющее расположенный между ротором первой турбины и статором второй турбины радиально внутри относительно проточной части газовой турбины управляющий элемент и установленный в статоре второй турбины чувствительный элемент, который при происходящем в результате разрушения вала срабатывании расположенного радиально внутри управляющего элемента способен выдавать электрический сигнал, подаваемый на коммутационный элемент, который расположен радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе.

Обнаружение разрушения вала газовой турбины сопряжено с определенными трудностями, прежде всего в газовой турбине с тремя валами, которые расположены соосно друг другу один в другом. При наличии трех валов особые сложности возникают главным образом с надежным обнаружением разрушения среднего вала, кинематически связывающего турбину среднего давления с компрессором среднего давления.

В источнике ЕР 2239422 (опубликован 13.10.2010), рассматриваемом в качестве ближайшего аналога, раскрыто уплотнение, сформированное по меньшей мере между двумя лопатками в турбине газотурбинного двигателя, который содержит первую турбинную лопатку и вторую турбинную лопатку, при этом одна из лопаток содержит лопатку 126 ротора турбины, а другая турбинная лопатка содержит лопатку 128 статора турбины. Паз 150 и уплотнение сформированы между первой турбинной лопаткой и второй турбинной лопаткой, когда первая турбинная лопатка выровнена по окружности со второй турбинной лопаткой, указанное уплотнение содержит подрезающий зуб 160 и соты 162. Подрезающий зуб 160 включает в себя проходящий в осевом направлении жесткий зуб, который расположен на одной из первой турбинной лопатке и второй турбинной лопатке, а соты 162 содержат истираемый материал, который расположен на другой из первой турбинной лопатке и второй турбинной лопатке; при этом подрезающий зуб 160 и соты 162 расположены таким образом, что каждый расположен напротив другого через паз 150, когда первая турбинная лопатка выровнена по окружности со второй турбинной лопаткой.

В документе Д1 также раскрыт выступ статора 154, сформированный на лопатке статора 128, расположенный в радиальном направлении между внутренней пластиной и соплом ниже по потоку от ротора турбины. Однако этот выступ статора не является уплотнительной пластиной, в частности, пригодной для сплющивания подвижными лопастями ротора, и самое главное, осевой зазор между выступом статора и ротором турбины не меньше, чем осевой зазор между внутренней площадкой и ротором турбины, так чтобы уплотнительный лист сплющился под действием ротора турбины в случае контакта, в частности, с одной стороны, в связи с наличием зуба 164 на роторе, а с другой стороны, гребня 162 на статоре. Кроме того, в документе, в случае превышения скорости, крыло 152 вступает в контакт с ротором перед выступом 154, это означает, что неопасный зазор выбирается прежде, чем опасный зазор.

В настоящей заявке термины «входной» и «выходной» условно следует рассматривать относительно направления циркуляции воздуха в турбореактивном двигателе. Точно так же в настоящей заявке термины «внутри» и «снаружи», «нижний» и «верхний», «внутренний» и «наружный» условно определены радиально относительно оси двигателя. Так, цилиндр, проходящий вокруг оси двигателя, имеет внутреннюю поверхность, обращенную к оси двигателя, и наружную поверхность, противоположную внутренней поверхности.

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя содержит турбинный вал, на котором установлено множество последовательных ступеней, каждая из которых содержит рабочее колесо и направляющий аппарат. Каждое рабочее колесо содержит диск, на наружной периферии которого установлены по существу радиальные лопатки, при этим диски разных турбин соединены коаксиально друг с другом и с приводным валом ротора турбины при помощи соответствующих средств. Каждый направляющий аппарат содержит внутреннюю кольцевую площадку и наружную кольцевую площадку, между которыми расположены по существу радиальные лопатки. Наружная площадка направляющего аппарата содержит средства зацепления и крепления на наружном картере турбины. Все направляющие аппараты образуют неподвижную часть двигателя, называемую статором.

Внутренняя площадка содержит стенку, проходящую радиально внутрь турбины, и кольцевой венец, соединенный со стенкой. Стенка и кольцевой венец образуют входную полость и выходную полость между направляющим аппаратом турбины и ротором турбины. Как правило, венец, радиальная стенка и внутренняя площадка направляющего аппарата выполнены в виде единой литой детали.

Во время работы лопатки направляющего аппарата обдуваются горячими газами, проходящими в газовоздушном тракте турбины. Температура газов в тракте является относительно высокой, как правило, порядка 900 градусов Цельсия, тогда как температура в зоне, заключенной между внутренней площадкой направляющего аппарата и ротором, является более низкой, например около 700 градусов Цельсия.

Чтобы зафиксировать эту температурную разность между трактом и полостью, что соответствует ограничению рециркуляций воздуха, как известно, ротор турбины содержит входной бортик, образующий уплотнительную перегородку во входной полости, образованной стенкой и кольцевым венцом таким образом, чтобы получить уплотнение с эффектом лабиринта.

Для обеспечения герметизации, позволяющей избежать нагрева дисков ротора, который создает потенциальный риск для целостности двигателя, и явлений, снижающих производительность турбины, таких, например, как потери напора или вихревые образования, выходной бортик ротора турбины и входная часть внутренней площадки в каждой ступени частично перекрывают друг друга в осевом направлении. Так, хорошая герметичность обеспечивается, если зазор между выходным бортиком ротора турбины и входной частью внутренней площадки, называемый зазором перекрывания, меньше нуля во время работы турбины.

Другая проблема возникает, когда турбина вращается с раскруткой. Проблема раскрутки возникает, если рассматривать, например, разрыв вала турбины низкого давления во время работы. Это приводит к значительному повышению скорости вращения, называемому раскруткой. Чтобы остановить это нарушение, которое может иметь серьезные последствия на целостность турбины и, следовательно, летательного аппарата, необходимо добиться поломки максимума лопаток рабочих колес на лопатках направляющих аппаратов, исходя из того, что узел ротора отойдет при этом назад относительно статора (содержащего все направляющие аппараты) под действием аэродинамических усилий, что приведет к контакту между неподвижными лопатками направляющих аппаратов статора и подвижными лопатками ротора.

Различают опасные зазоры раскрутки, возникающие между задней кромкой подвижных лопаток ротора и передней кромкой направляющего аппарата на верхнем уровне или посередине газовоздушного тракта, и неопасные зазоры раскрутки между задней кромкой подвижных лопаток ротора и передней кромкой направляющего аппарата на нижнем уровне газовоздушного тракта.

Чтобы лучше контролировать раскрутку и, следовательно, сохранить целостность турбины, необходимо чтобы опасные зазоры раскрутки выбирались в первую очередь, то есть становились нулевыми раньше неопасных зазоров раскрутки. Это заставляет увеличивать неопасные зазоры раскрутки для обеспечения соблюдения этой очередности.

При этом, как показано на фиг. 1 и описано ниже со ссылками на упомянутую фиг. 1, сталкиваются со следующим противоречием: увеличение неопасных зазоров раскрутки нижнего газовоздушного тракта обуславливает уменьшение зазоров перекрывания и наоборот.

Изобретение призвано по меньшей мере частично решить эти проблемы и предложить устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя, содержащего ротор турбины, при этом упомянутый направляющий аппарат турбины содержит по меньшей мере одну внутреннюю кольцевую площадку, при этом упомянутый ротор турбины содержит выходной бортик, расположенный по существу в осевом направлении, при этом упомянутое устройство герметизации содержит по меньшей мере один уплотнительный лист, расположенный радиально между внутренней площадкой и выходным бортиком ротора турбины, отличается тем, что осевой зазор между уплотнительным листом и ротором турбины меньше осевого зазора между внутренней площадкой и ротором турбины таким образом, чтобы в случае контакта уплотнительный лист сжался под действием ротора турбины.

Таким образом, осевой зазор между уплотнительным листом и ротором турбины меньше осевого зазора между внутренней площадкой и ротором турбины, чтобы энергия, развиваемая во время отхода назад ротора турбины, при раскрутке сжимала так называемый «предохранительный» лист в случае контакта. Это позволяет листу принять на себя удар раньше внутренней площадки в случае раскрутки, связанной с разрывом вала турбины, и сохранить очередность выбирания опасных зазоров и неопасных зазоров, находящихся между внутренней площадкой и более открытым ротором.

Кроме того, устройство в соответствии с изобретением позволяет увеличить перекрывание выходного бортика благодаря листу, что улучшает герметичность и позволяет избегать уменьшения зазоров раскрутки, что делает возможным уменьшение осевого габарита (то есть длины) турбины и, следовательно, массы турбины. Кроме того, это позволяет ограничить завихрения и нагрев окружающих деталей и, следовательно, снижение производительности турбины.

Предпочтительно зазор перекрывания выходного бортика уплотнительным листом больше или равен зазору перекрывания выходного бортика внутренней площадкой. Таким образом, зазор перекрывания и зазоры раскрутки оказываются не взаимосвязанными, что делает возможной их оптимизацию. Кроме того, это обеспечивает лучшее перекрывание, что непосредственно влияет на производительность двигателя и на срок службы окружающих деталей.

Предпочтительно уплотнительный лист конфигурирован таким образом, что содержит по меньшей мере один изгиб, чтобы контролировать сжатие листа в случае контакта с ротором турбины. Это обеспечивает контролируемое и своевременное сжатие уплотнительного листа ротором турбины в случае разрыва вала турбины. Кроме того, этот изгиб облегчает выгибание уплотнительного листа.

Предпочтительно уплотнительный лист закреплен на направляющем аппарате по меньшей мере в одной точке.

Согласно другому отличительному признаку изобретения уплотнительный лист проходит под нижней частью входного бортика. Это позволяет создать дополнительное лабиринтное уплотнение во входной полости между радиальной стенкой направляющего аппарата и ротором турбины, что еще больше ограничивает завихрения.

Согласно еще одному отличительному признаку изобретения уплотнительный лист закреплен при помощи сварки на радиальной стенке или на внутренней площадке. Таким образом, это исключительно локальное сварное соединение быстро разойдется в случае раскрутки.

Предпочтительно уплотнительный лист содержит кольцевой элемент или множество секторных элементов. Это увеличивает срок службы устройства, учитывая, что на него будут действовать такие же деформации, что и на внутреннюю площадку. Кроме того, это позволяет улучшить герметичность.

Согласно еще одному отличительному признаку изобретения кольцевой элемент дополнительно содержит щели, распределенные на всей или на части окружности упомянутого кольцевого элемента, и отверстия на конце щелей, чтобы избегать распространения щелей во время работы турбины.

Предпочтительно секторные элементы могут быть соединены попарно межсекторным листом или посредством перекрывания вдоль линии разделения на сектора.

Устройство в соответствии с изобретением может дополнительно содержать отсечный элемент, расположенный по существу перпендикулярно к входному бортику и выполненный с возможностью уменьшения площади прохождения воздушного потока под нижней частью входного бортика. За счет этого уменьшаются завихрения, и увеличивается герметичность.

Объектом изобретения является также турбина газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один направляющий аппарат турбины и по меньшей мере один ротор турбины, при этом упомянутый направляющий аппарат турбины содержит по меньшей мере одну внутреннюю кольцевую площадку, при этом упомянутый ротор турбины содержит по меньшей мере один выходной бортик, расположенный по существу в осевом направлении, при этом упомянутая турбина содержит описанное выше устройство.

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры (где аналогичные объекты обозначены одинаковыми позициями), на которых:

Фиг. 1 - вид в осевом разрезе первого ротора согласно известному решению.

Фиг. 2 - вид в осевом разрезе ротора с первым вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 3 - вид в осевом разрезе ротора с вторым вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 4 - вид в осевом разрезе ротора с третьим вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 5 - вид в осевом разрезе ротора с четвертым вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 6а - вид в осевом разрезе ротора с пятым вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 6b - вид в осевом разрезе ротора с первым вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 6с - вид в осевом разрезе ротора с седьмым вариантом выполнения устройства в соответствии с изобретением.

Фиг. 7 - вид сверху устройства в соответствии с изобретением, содержащего щели и отверстия.

Фиг. 8 - вид сверху устройства в соответствии с изобретением, в котором уплотнительные листы разделены на сектора.

Фиг. 9 - вид сверху устройства в соответствии с изобретением, в котором разделенные на сектора уплотнительные листы перекрывают друг друга.

Настоящее изобретение описано для турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата, но его можно применять для любого типа турбины газотурбинного двигателя, работающего идентично или аналогично.

На Фиг. 1 представлен схематичный вид турбины 10 низкого давления газотурбинного двигателя в разрезе по плоскости, проходящей через ось вращения (не показана) ротора 11 турбины 10. Ротор 11 турбины 10 содержит диски 12, которые соединены коаксиально друг с другом при помощи кольцевых фланцев 14 и на которых расположены кольцевые ряды подвижных лопаток 16, установленных своими хвостовиками, например, в форме ласточкина хвоста или аналогичной формы, своими радиально внутренними концами на наружной периферии дисков 12. Ротор 11 связан с валом турбины через приводной конус (не показан), закрепленный при помощи кольцевого фланца (не показан) между кольцевыми фланцами 14 дисков 12. Кроме того, между дисками установлены также кольцевые фланцы 22 осевого удержания подвижных лопаток 16 на дисках 12, содержащие, каждый, радиальную стенку 24, зажатую в осевом направлении между кольцевыми фланцами 14 двух смежных дисков 12. Между рядами подвижных лопаток 16 находятся направляющие аппараты 25, каждый из которых содержит две кольцевые площадки, соответственно внутреннюю 26 и наружную (не показана), соединенные между собой кольцевым рядом неподвижных лопаток 28. Наружные площадки направляющих аппаратов 25 закреплены при помощи соответствующих средств на картере (не показан) турбины 10 низкого давления. Внутренние площадки 26 направляющих аппаратов 25 содержат, каждая, радиальную стенку 30, которая проходит радиально внутрь от внутренней поверхности площадки 26 и которая связана на своей внутренней периферии с опорным цилиндрическим венцом 32 для установки кольцевых элементов 34 из истираемого материала. Таким образом, зоны, ограниченные между внутренней стенкой 26, радиальной стенкой 30 и кольцевым венцом 32, образуют две полости 31а и 31b.

Эти истираемые элементы 34 расположены радиально снаружи напротив наружных кольцевых гребешков 36, выполненных на фланцах 22. Гребешки 36 предназначены для фрикционного взаимодействия с истираемыми элементами 34, образуя лабиринтные уплотнения, плоскость соединения которых параллельна оси вращения 13 ротора 11 турбины, и ограничивая, таким образом, прохождение воздуха в осевом направлении через эти уплотнения.

Цилиндрический венец 32 содержит от входа к выходу кольцевые буртики, которые проходят по существу в осевом направлении со стороны, противоположной радиальной стенке 30 внутренней площадки 26 направляющего аппарата 25. Венец 32 и радиальная стенка 30 каждого направляющего аппарата 25 могут быть выполнены в виде единой литой детали с внутренней площадкой 26 этого направляющего аппарата 25.

На хвостовиках 17 подвижных лопаток 16 выполнены по существу цилиндрические выходной 40а и выходной 40b бортики, выступающие в осевом направлении в полости 31а и 31b и взаимодействующие таким образом за счет эффекта лабиринта с кольцевыми буртиками и входным и выходными краями внутренних площадок 26, чтобы ограничивать прохождения горячих газов из газовоздушного тракта турбины 10 радиально внутрь на уровне лабиринтных уплотнений.

На Фиг. 1 показан зазор 41 перекрывания, образованный перекрыванием внутренней площадки 26 направляющего аппарата 25 с выходным бортиком 40а ротора 11 турбины. На Фиг. 1 показаны также зазоры 45а и 45b раскрутки, соответственно между входным концом внутренней площадки 26 направляющего аппарата 25 и ротором 11 турбины 10 и между концом выходного бортика 40а ротора 11 турбины 10 и радиальной стенкой 30 направляющего аппарата 25. Таким образом, возникает следующее противоречие: увеличение неопасных зазоров 45а и 45b раскрутки влечет за собой уменьшение зазора 41 перекрывания и наоборот.

На Фиг. 2-6 показаны варианты выполнения устройства герметизации в соответствии с изобретением, содержащие один или более листов 50а и/или 50b. Под листом следует понимать пластину из материала, такого как металл или любой материал, который специалист может адаптировать для целей настоящего изобретения, например такой как композиционный материал, пластик и т.д.

Таким образом, зазор 43 перекрывания оказывается увеличенным без соответствующего уменьшения зазоров 45а и 45b раскрутки. Следовательно, зазор 43 перекрывания и зазоры 45а и 45b раскрутки оказываются не взаимосвязанными, и остается только соблюсти условие отсутствия контакта, то есть определить параметры зазоров 45а и 45b раскрутки независимо от зазора 43 перекрывания таким образом, чтобы неопасные зазоры 45а и 45b раскрутки не заполнялись раньше, чем опасные зазоры.

В случае раскрутки, чтобы обеспечить контакт ротора 11 турбины 10 с уплотнительным листом 50а и/или 50b раньше контакта с внутренней площадкой 26, необходимо убедиться, что зазор 46 между уплотнительным листом 50а и/или 50b меньше зазора 45а раскрутки. Это значит, что зазор 43 перекрывания должен быть больше зазора 41 перекрывания.

Разность между зазором 43 перекрывания и зазором 41 перекрывания вытекает из реализации зазора 46, размеры которого рассчитаны на отсутствие контакта (например, не менее 1 мм во время работы), вместо зазора 45а, который рассчитан на раскрутку (например, около 7 мм). Разность перекрывания соответствует разности между зазором 45а и 46.

Устройство герметизации в соответствии с изобретением, показанное на Фиг. 2, содержит уплотнительный лист 50а, например, из металла, установленный на входной стороне радиальной стенки 30 направляющего аппарата 25, проходящий между внутренней площадкой 26 направляющего аппарата 25 и входным бортиком 40а и расположенный таким образом, чтобы образовать зазор 43 перекрывания с выходным бортиком 40а (иначе говоря, расположенный таким образом, чтобы частично перекрывать в осевом направлении выходной бортик 40а). Такой зазор 43 перекрывания, образованный заявленным устройством герметизации, равен или больше, чем зазор 41 перекрывания, образованный внутренней площадкой 26 направляющего аппарата 25 и выходным бортиком 40а, что улучшает герметичность и позволяет при этом избежать увеличения зазоров раскрутки.

Для того, чтобы устройство герметизации не имело неопасного зазора раскрутки, уплотнительный лист 50а можно выполнить, например, в виде предварительно выгнутого листа, чтобы в случае разрыва вала турбины он потерял часть своей осевой жесткости и мог быть своевременно сжат подвижными лопатками ротора, выполняя, таким образом, роль «предохранительного элемента».

Кроме того, добавление такого листа обуславливает уменьшение полости 31а под внутренней площадкой 26 направляющего аппарата 25, что, как и перекрывание, позволяет ограничить нагрев окружающих деталей и снижение характеристик.

Устройство герметизации может содержать уплотнительный лист 50а и уплотнительный лист 50b, как показано на Фиг. 3 и 4. Эти два уплотнительных листа 50а и 50b можно установить, например, в виде “U”, чтобы улучшить перекрывание за счет этого дополнительного лабиринтного выполнения, в результате чего полость 31а оказывается лучше закрытой и ограничиваются завихрения воздуха.

Следует отметить, что значения длины перекрывания выходного бортика 40а уплотнительными листами 50а и 50b могут быть одинаковыми или разными.

В устройстве герметизации, показанном на Фиг. 5, лист 50а закреплен, например, точечной сваркой на внутренней поверхности внутренней площадки 26 в дополнение к креплению на радиальной стенке 30. Эти две точки сварки позволяют уменьшить и даже устранить вибрации, которые могут создаваться устройством герметизации в соответствии с изобретением.

В устройстве герметизации, показанном на Фиг. 6а, лист 50а идентичен листу, показанному на Фиг. 2, а отсечный элемент 52 позволяет еще больше закрыть полость 31а, чтобы усилить герметичность и уменьшить, таким образом, воздушные завихрения в полости 31а. Это усовершенствование позволяет уменьшить нагрев ротора.

В вариантах выполнения заявленного устройства, представленных на Фиг. 2-6а, уплотнительные листы 50а и 50b могут быть установлены на радиальной стенке 30, например, при помощи сварки.

На каждой из Фиг. 6b и 6с показано заявленное устройство, установленное на внутренней площадке 26 направляющего аппарата 25. Эти два решения представляют интерес для газовоздушных трактов с сильной конусностью, так как позволяют избежать подъема конца листа внутрь газовоздушного тракта под действием аэродинамических усилий. Эти решения позволяют также обойти возможные проблемы вибрации за счет большей компактности листа, например, при его креплении сваркой радиально под внутренней площадкой направляющего аппарата, что позволяет устранить любое радиальное биение. Эти решения позволяют также получить минимальный радиальный зазор и, следовательно, минимальное сечение утечки, не меняя радиального положения направляющих аппаратов 25 и подвижных лопаток 16. Как и в других вариантах выполнения устройства в соответствии с изобретением, лист можно тоже предварительно выгнуть, чтобы облегчить и контролировать его сжатие.

Следует отметить, что заявленное устройство герметизации можно установить на одной, нескольких или на всех ступенях турбины.

Устройство герметизации можно расположить на всей или на части окружности одной или более ступеней турбины.

Уплотнительный лист 50а и/или 50b можно выполнить в виде одного кольцевого элемента (на 360°) или в виде множества секторных элементов.

Осевую жесткость одного или более уплотнительных листов 50а и 50b можно снизить намеренно, чтобы он мог легче сложиться в случае контакта с ротором, например, при поломке вала турбины. Для этого один или более уплотнительных листов 50а и 50b можно разделить на сектора или выполнить в них щели.

На Фиг. 7 показан уплотнительный лист, например 50а, участок которого содержит щели 54 в окружном направлении в разных местах. Выполненные отверстия 56 еще больше уменьшают жесткость уплотнительного листа 50а. Кроме того, отверстия 56 позволяют избежать распространения щелей 54 во время работы турбины. Они являются также метками для механической обработки щелей 54.

На Фиг. 8 показан уплотнительный лист, например 50а, содержащий секторные элементы, то есть элементы, разделенные секторами 59. Элемент перекрывания или межсекторный лист 58, например, закрепленный сваркой на одном или двух секторах листа 50а, позволяет усилить герметичность за счет заполнения сектора 59.

Разделение на сектора уплотнительного листа, например 50а, заявленного устройства герметизации обеспечивает, в частности, механическую прочность устройство во времени, учитывая, что оно подвергается таким же деформациям, что и внутренняя площадка 26.

При разделении на сектора уплотнительных листов, например 50а, показанных на Фиг. 9, два листа 50а перекрывают друг друга вдоль поперечной разделительной линии 60, например, два сектора листа 50 можно механически обработать на скос 60. В этом случае сама форма двух секторов листа 50а обеспечивает герметичность без добавления дополнительного элемента перекрывания.

1. Устройство герметизации для направляющего аппарата (25) турбины (10) газотурбинного двигателя, содержащего ротор (11) турбины (10), при этом упомянутый направляющий аппарат (25) турбины (10) содержит по меньшей мере одну внутреннюю кольцевую площадку (26), при этом упомянутый ротор (11) турбины (10) содержит выходной бортик (40а), расположенный по существу в осевом направлении, при этом упомянутое устройство герметизации содержит по меньшей мере один уплотнительный лист (50а, 50b), расположенный радиально между внутренней площадкой (26) и выходным бортиком (40а) ротора (11) турбины (10), отличающееся тем, что осевой зазор между уплотнительным листом (50а, 50b) и ротором (11) турбины (10) меньше осевого зазора (45а) между внутренней площадкой (26) и ротором (11) турбины (10) таким образом, чтобы в случае контакта уплотнительный лист (50а, 50b) сплющился под действием ротора турбины.

2. Устройство герметизации по п. 1, в котором уплотнительный лист (50а, 50b) образует с выходным бортиком (40а) ротора (11) зазор (43) перекрывания, при этом упомянутый зазор (43) перекрывания выходного бортика (40а) уплотнительным листом (50а) больше или равен зазору (41) перекрывания выходного бортика (40а) внутренней площадкой (26).

3. Устройство герметизации по любому из предыдущих пунктов, в котором уплотнительный лист (50а, 50b) конфигурирован таким образом, что содержит по меньшей мере один изгиб, чтобы контролировать сжатие уплотнительного листа (50а, 50b) в случае контакта с ротором (11) турбины (10).

4. Устройство герметизации по п. 3, в котором уплотнительный лист (50а) закреплен на направляющем аппарате (25) по меньшей мере в одной точке.

5. Устройство герметизации по п. 1, в котором уплотнительный лист (50b) проходит под нижней частью выходного бортика (40а).

6. Устройство герметизации по п. 1, причем упомянутое устройство дополнительно содержит отсечный элемент (52), расположенный по существу перпендикулярно к выходному бортику (40а) и выполненный с возможностью уменьшения площади прохождения воздушного потока под нижней частью выходного бортика (40а).

7. Устройство герметизации по п. 1, в котором уплотнительный лист (50а, 50b) содержит кольцевой элемент (50а, 50b) или множество секторных элементов (50а, 50b).

8. Устройство герметизации по п. 7, в котором кольцевой элемент (50а, 50b) дополнительно содержит щели (54), распределенные по окружности упомянутого кольцевого элемента (50а, 50b), и отверстия (56) на конце щелей (54), чтобы избежать распространения щелей (54) во время работы турбины (10).

9. Устройство герметизации по п. 8, в котором секторные элементы (50а, 50b) соединены попарно межсекторным листом (58) или посредством перекрывания вдоль разделительной линии (60).

10. Турбина (10) газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один направляющий аппарат (25) турбины (10) и по меньшей мере один ротор (11) турбины (10), при этом упомянутый направляющий аппарат (25) турбины (10) содержит по меньшей мере одну внутреннюю кольцевую площадку (26), при этом упомянутый ротор (11) турбины (10) содержит по меньшей мере один выходной бортик (40а), расположенный по существу в осевом направлении, при этом упомянутая турбина содержит устройство по любому из пп. 1-9.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к системам охлаждения турбины газотурбинного двигателя. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам и сопловой аппарат закрутки.

Уплотнительный узел турбомашины содержит вращающийся элемент, проходящий через неподвижную часть, и уплотнительный элемент. Уплотнительный элемент образован на концевой части вращающегося элемента и содержит ряд из первой и второй канавок, частично проходящих по окружной длине вокруг части внешней поверхности вращающегося элемента.

Аспираторное торцевое уплотнение содержит первичное уплотнение, вторичное уплотнение и поджимающее устройство. Первичное уплотнение содержит первый уплотнительный компонент и второй уплотнительный компонент.

Изобретение относится к турбомашине с установленным в корпусе (1) вала валом (2) ротора, по меньшей мере с одним расположенным на конце вала (2) ротора в корпусе (5) рабочего колеса радиальным рабочим колесом (4) и с системой (9) уплотнения между поперечным сечением (7) потока корпуса (5) рабочего колеса и охватывающим вал (2) ротора внутри корпуса (1) вала свободным пространством (8), причем система (9) уплотнения имеет несколько расположенных на некотором расстоянии друг от друга элементов (10A, 10B, 10C) уплотнения, предназначенных для отделения поперечного сечения (7) потока от свободного пространства (8).

Уплотнительный узел для турбоустановки содержит дугообразную или кольцеобразную пластину, уплотнительное кольцо, дугообразные зубцы и смещающий элемент. Пластина имеет Т-образное поперечное сечение, присоединена к внутренней поверхности неподвижного корпуса турбоустановки и расположена в радиальной плоскости.

Уплотнительный узел турбомашины содержит дугообразные сегменты уплотнительного кольца и поджимающие элементы. Дугообразные сегменты уплотнительного кольца расположены между ротором и неподвижным корпусом турбомашины и имеют межсегментные промежутки, проходящие вдоль радиальной оси ротора.

Уплотнительный узел для турбоустановки содержит переднее и заднее кольца, эластичные пластинчатые элементы, неподвижное кольцо и гаситель вибраций. Переднее и заднее кольца соединены с неподвижным корпусом турбоустановки.

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.

Группа изобретений относится к уплотнительным устройствам, предназначенным для использования между первым компонентом и вторым компонентом ротационной установки.

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.
Наверх