Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца



Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца
Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца
Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца
Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца

 


Владельцы патента RU 2615867:

СНЕКМА (FR)

Настоящее изобретение относится к картеру (30) турбины летательного аппарата, предназначенному для установки на нем блока секций кольца (28), которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, содержащему средства динамического регулирования радиального положения секций кольца (28), радиальную входную лапку (38), которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30) и выходную радиальную лапку (40), которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), при этом по меньшей мере входная радиальная лапка (38) выполнена как одно целое с картером (30) и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца (28). Достигается уменьшение веса картера и ограничивается риск утечек. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к картеру турбомашины, содержащему средства крепления секций кольца.

Настоящее изобретение, в частности, предлагает картер, в котором секции кольца закреплены так, чтобы ограничить утечку охлаждающего воздуха из секций кольца.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В турбомашине летательного аппарата радиальное положение вершины лопаток турбины высокого давления изменяется в зависимости от условий функционирования турбомашины, в частности, в результате того, что лопатки в большей или меньшей степени расширяются, так как они нагреваются газом сгорания, а также в результате скорости вращения турбомашины, вызывающей более или менее значительное удлинение лопаток под действием центробежных сил.

Лопатки турбины высокого давления расположены в магистрали турбины, которая ограничена наружным кольцом, образованным из множества смежных секций кольца. Вершины лопаток проходят вблизи от внутренней поверхности каждой секции кольца.

Так как радиальное положение вершины каждой лопатки изменяется в зависимости от условий функционирования турбомашины, радиальный зазор между вершиной каждой лопатки и секциями кольца также изменяется.

Если этот зазор слишком большой, возникает турбулентное движение газа на уровне вершины каждой лопатки, что снижает эффективность турбомашины. Если зазор слишком маленький, вершина лопатки может вступить в контакт с секцией кольца и повредить ее.

Каждая секция кольца расположена на наружном картере турбомашины, который выполнен так, чтобы контролировать величину этого радиального зазора.

С этой целью картер содержит выступы, на которые направляется воздух более холодный, чем температура картера, для охлаждения картера и вызывания радиального противодействия картера. Это противодействие картера приводит к уменьшению диаметра картера и кольца, сокращая тем самым радиальный зазор между вершинами лопаток и секциями кольца.

Такой картер в основном называют «управляемый картер».

Соединение между секциями кольца и картером осуществляется посредством радиальных распорок, закрепленных на картере, с одной стороны, и на секциях кольца, с другой стороны.

Такой способ крепления секций кольца раскрыт, например, в документе ЕР 1.903.186.

Каждая распорка проходит по угловой секции и каждая из них прикреплена к двум соответствующим секциям кольца.

Распорки прикреплены к управляемому картеру, таким образом, они подвижны в радиальном направлении для того, чтобы позволить радиальное перемещение секций кольца. Таким образом, между двумя смежными распорками имеется функциональный зазор.

Тем не менее, по причине зазора между распорками, воздух, который используется для охлаждения секций кольца, может выходить через этот зазор и достигнуть магистрали турбины высокого давления, уменьшая, таким образом, эффективность турбины высокого давления и турбомашины.

Таким образом, установка распорок на управляемом картере относительно сложна и вес распорок ухудшает общие характеристики турбомашины.

Задачей изобретения является разработка картера турбомашины, который позволит решить указанные проблемы.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В изобретении предлагается картер турбины летательного аппарата, предназначенный для установки на нем блока секций кольца, которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, при этом картер содержит средства динамического регулирования радиального положения секций кольца посредством контролируемого нагнетания потока воздуха на участки кольцевой стенки картера, при этом картер содержит радиальную входную лапку, которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца в направлении течения потока газа с картером, и выходную радиальную лапку, которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца с картером, отличающийся тем, что, по меньшей мере, входная радиальная лапка выполнена как одно целое с картером и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца.

Такой вариант воплощения, по меньшей мере, входной лапки позволяет исключить средства крепления входной лапки на картере, уменьшая вес картера и ограничивая также риск утечек.

Предпочтительно, две радиальные лапки выполнены как единое целое с картером и соединены непосредственно с каждой секцией кольца.

Предпочтительно, по меньшей мере, входная радиальная лапка содержит отверстия для прохождения воздуха для вентиляции секций кольца.

Предпочтительно, каждая радиальная лапка имеет форму венца, проходящего радиально внутрь в радиальной плоскости относительно главной оси турбины, начиная от кольцевой внутренней поверхности кольцевой стенки картера.

Предпочтительно, картер содержит канал, направляющий поток воздуха вдоль одной кольцевой внутренней поверхности кольцевой стенки картера.

Предпочтительно, указанный направляющий канал открывается в направлении секций кольца.

Предпочтительно, отверстия радиальной входной лапки открываются в указанный направляющий канал.

Предпочтительно, канал радиально ограничен кольцевой стенкой и направляющим кольцевым листом, который расположен радиально между кольцевой стенкой и секциями кольца.

В настоящем изобретении также предложена турбина турбомашины летательного аппарата, характеризующаяся тем, что она содержит узел статора, состоящий из картера в соответствии с настоящим изобретением и включающий в себя нескольких секций кольца, которые прикреплены непосредственно, по меньшей мере, к входной радиальной лапке картера.

В настоящем изобретении также предложена турбомашина летательного аппарата, содержащая турбину в соответствии с настоящим изобретением и/или картер в соответствии с настоящим изобретением.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут очевидны из нижеследующего описания, приводимого со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 представляет собой частичный вид по осевому разрезу турбомашины, содержащей картер в соответствии с настоящим изобретением;

Фиг. 2 представляет собой часть управляемого картера, показанного на фиг. 1, в увеличенном масштабе, в котором две радиальные лапки выполнены как одно целое с картером;

Фиг. 3 представляет собой вид, аналогичный представленному на фиг. 2, показывающий вариант осуществления настоящего изобретения, содержащего кольцевой канал, направляющий поток охлаждающего воздуха от кольцевых стенок картера;

Фиг. 4 представляет общий вид части варианта, представленного на фиг. 3, показывающий два отсека из кольцевого листового железа, образующих кольцевой канал.

Лучший вариант осуществления изобретения

На фиг. 1 частично представлена турбомашина 10 с главной осью А, которая последовательно содержит в направлении течения потока газа, здесь слева направо, компрессор 12 высокого давления, камеру 14 сгорания и турбину высокого давления.

Турбина высокого давления содержит кольцевой канал 18, обычно называемый «магистраль», через который газ, поступающий от камеры 14 сгорания, направляется от входа к выходу, неподвижные распределители 20 и подвижные лопатки 22, которые расположены на магистрали 18.

Лопатки 22 установлены на корпусе высокого давления 24 турбины высокого давления, которая является подвижной при вращении вокруг главной оси 2 турбомашины 10 и соединяет турбину высокого давления с компрессором 12 высокого давления.

Турбина высокого давления содержит радиально наружный узел статора, который частично ограничивает магистраль и который содержит множество смежных секций кольца 28, которые радиально ограничивают магистраль 18.

Узел статора также содержит наружный картер турбины высокого давления, на котором установлены секции кольца 28, как это можно увидеть более детально на фиг. 2.

Картер 30 содержит кольцевую стенку 34, расположенную радиально на расстоянии от секций кольца 28, на внутренней поверхности 34i которой установлены секции кольца 28.

Картер 30 также выполнен таким образом, чтобы позволить динамическое регулирование радиального положения секций кольца 28 относительно главной оси А турбомашины 10, чтобы оптимизировать радиальный зазор между вершиной 32 каждой лопатки 22 и внутренней поверхностью 28i напротив каждой секции кольца 28.

Это динамическое регулирование осуществляется согласно условиям функционирования турбомашины 10, оно в основном состоит в нагнетании некоторого количества воздуха в направлении части картера 30 для частичного охлаждения картера 30 и ограничения его расширения.

С этой целью некоторое количество воздуха отбирается из компрессора 12 высокого давления и подводится к картеру 30 по каналам для его нагнетания на наружную поверхность 34е кольцевой стенки 34.

Отобранный воздух нагнетается в коробку 60 управления картера 30, которая жестко соединена с кольцевой стенкой 34.

Коробка 60 управления содержит выступы 36, которые выполнены на наружной поверхности 34е кольцевой стенки 34. Выступы 36 сформированы для способствования теплообмену с нагнетаемым воздухом.

Коробка 60 управления является мультиперфорированной, иначе говоря, содержит несколько просверленных отверстий, через которые проходит воздух, позволяющий охладить выступы 36 путем столкновения с воздухом.

В зависимости от количества воздуха, который нагнетается на выступы 36, картер 30 более или менее значительно охлаждается и амплитудой его расширения, таким образом, управляют.

Секции кольца 28 установлены на стенке 34 картера 30, таким образом, они жестко перемещаются в радиальном направлении при расширении или противодействии картера 30.

Также воздух, нагнетаемый на выступы 36, позволяет изменить радиальное положение секций кольца 28 относительно главной оси А турбомашины 10.

Установка каждой секции кольца 28 на управляемом картере 30 осуществляется посредством двух радиальных лапок 38, 40, которые проходят радиально от кольцевой стенки 34 управляемого картера 30 до секции кольца 28.

Первая входная радиальная лапка 38 расположена на уровне входного концевого участка 28а каждой секции кольца 28 в направлении течения потока газа, а вторая выходная лапка 40 расположена на уровне выходного концевого участка 28b секции кольца 28.

Внутренний радиальный концевой участок 38а, 40а каждой радиальной лапки 38, 40 прикреплен к соответствующему концевому участку 28а, 28b секции кольца 28 при помощи обычных средств крепления.

Наружный радиальный концевой участок 38b, 40b каждой радиальной лапки 38, 40 прикреплен к кольцевой стенке 34 картера 30.

В соответствии с настоящим изобретением, по меньшей мере, входная радиальная лапка 38 выполнена как одно целое с кольцевой стенкой 34 картера 30, и согласно предпочтительному варианту воплощения, представленному на чертежах, две радиальные лапки 38, 40 выполнены как одно целое с кольцевой стенкой 34 картера 30.

Такой вариант воплощения радиальных лапок 38, 40 позволяет локально упростить конструкцию турбомашины 10, уменьшая количество деталей. Более того, это позволяет сократить вес всего узла, в частности, исключив средства крепления радиальных лапок 38, 40 к кольцевой стенке 34 картера 30.

Кроме этого, радиальные лапки 38, 40 закреплены относительно кольцевой стенки 34, что исключает функциональный зазор и, таким образом, возможные утечки потока охлаждающего воздуха из секций кольца 28.

Каждая радиальная лапка 38, 40 в целом состоит из плоского венца, который проходит в плоскости, радиальной относительно главной оси А турбомашины 10.

Радиальная входная лапка 38 дополнительно содержит несколько отверстий 42, которые распределены под углом и равномерно вокруг главной оси А турбомашины 10.

Эти отверстия 42 выполнены так, чтобы позволить циркуляцию воздуха в направлении секций кольца 28 для их охлаждения. В действительности секции кольца 28 находятся в непосредственном контакте с газом, поступающим из камеры сгорания, температура которых является высокой. Охлаждение колец 28 позволит значительно увеличить срок их службы.

Каждая секция кольца 28 содержит внутренние отверстия (не показаны) и на них расположены металлические листы U-образной формы для направления охлаждающего воздуха, поступающего из отверстий 42.

Согласно другому аспекту управляемого картера 30 каждая радиальная лапка 38, 40 расположена в осевом направлении на уровне выступа 36 управления.

Здесь, картер 30 имеет два выступа 36 управления, которые смещены в осевом направлении относительно друг друга.

Таким образом, радиальная входная лапка 38 находится в осевом направлении справа от выступа 36 управления, расположенного на входе, а радиальная выходная лапка 40 находится в осевом направлении слева от выступа 36 управления, расположенного на выходе.

Очевидно, что настоящее изобретение не ограничивается этим вариантом воплощения, в котором картер 30 содержит два выступа 36, оно также относится к вариантам воплощения, в которых количество выступов различно. Положение радиальных лапок 38, 40, таким образом, адаптируется для того, чтобы каждая радиальная лапка 38, 40 находилась на уровне выступа 36 управления.

В соответствии с вариантом воплощения, представленном на фиг. 2, каждый сектор кольца 28 обращен непосредственно к кольцевой стенке 34 картера 30.

Как раскрыто ранее, секции кольца 28 нагреваются до высоких температур под действием газа, циркулирующего в магистрали 18.

Таким образом, секции кольца 28 могут нагревать кольцевую стенку 34 картера 30 излучением.

Это нагревание кольцевой стенки 34 уменьшает эффективность охлаждающего воздуха, нагнетаемого на выступы 36 управления.

Вот почему в соответствии с другим аспектом настоящего изобретения, представленного на фиг. 3 и 4, картер 30 включает в себя кольцевой канал 46 направления потока воздуха вдоль внутренней стенки 34i кольцевой стенки 34.

Циркулируя вдоль кольцевой стенки 34, поток воздуха охлаждает кольцевую стенку 32 картера 30. Так, поток воздуха образует барьер для теплового излучения, происходящего от секций кольца 28.

В соответствии с одним из вариантов воплощения, поток воздуха, который пересекает кольцевой канал 46, также используется для охлаждения секций кольца.

Для этой цели входной концевой участок 46а кольцевого канала 46 расположен на уровне радиальной входной лапки 38, а отверстия 42 открываются в кольцевой канал 46. Также, выходной кольцевой участок 46b кольцевого канала 46 расположен на уровне радиальной выходной лапки 40, и он выполнен так, чтобы открываться в направлении секций кольца 28.

Как следствие, поток воздуха в основном циркулирует от входа к выходу в кольцевом канале 46, охлаждая кольцевую стенку 34 картера 30, затем он перенаправляется от концевого выходного участка кольцевого канала 46 в направлении секций кольца 28 для их охлаждения.

В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг. 3 и 4, кольцевой канал 46 ограничен радиально кольцевой стенкой 34 картера 30 и кольцевым листом 48, который расположен радиально между кольцевой стенкой 34 и секциями кольца 28.

Чтобы уменьшить утечки воздуха, кольцевой лист 48 выполнен так, чтобы его осевые концевые участки опирались на сторону, находящуюся напротив радиальных лапок 38, 40. Предпочтительно, этому упору способствует гибкая деформация кольцевого листа 48, который сжимается в осевом направлении между двумя радиальными лапками 38, 40.

С этой целью кольцевой лист 48 имеет выпуклую форму и выступает наружу так, чтобы входная и выходная кромки осевого концевого участка кольцевого листа, по меньшей мере, частично были ориентированы радиально в направлении главной оси А турбомашины 10.

Выходной концевой участок 50 кольцевого листа 48 содержит выходные отверстия 52, которые ориентированы в целом в направлении листа 44 U-образной формы, удерживаемого каждой секцией кольца 28, который перенаправляет поток воздуха, выходящий из кольцевого канала 46, в направлении секций кольца 28.

Чтобы его установка между двумя радиальными лапками 38, 40 была возможна, как это показано на фиг. 4, кольцевой лист 48 выполняют из нескольких отсеков 54, каждый из которых проходит по угловому сектору.

Например, угловой лист выполняется из трех отсеков, каждый из которых проходит по угловому сектору примерно под 120 градусами.

Связь между двумя смежными отсеками 54 выполнена так, чтобы было возможным относительное перемещение отсеков относительно друг друга в направлении, перпендикулярном радиальной плоскости.

Здесь, связь между двумя соответствующими концевыми участками двух смежных отсеков 54 является телескопической связью, то есть концевой участок одного отсека заходит в концевой участок другого отсека и выполнен с возможностью скользить в направлении, перпендикулярном радиальной плоскости.

Это относительное перемещение отсеков 54 относительно друг друга позволяет изменять диаметр углового листа 48 при регулировании зазора между секциями кольца 28 и вершинами лопаток 22, избегая, таким образом, возникновения внутренних механических напряжений в кольцевом листе 48 или в управляемом картере 30.

Кольцевой лист 48, здесь, прикреплен к картеру 30 посредством радиальных болтов 56, которые проходят через кольцевую стенку 34. Шайба 58, соединенная с каждым болтом, сжата радиально соответствующим радиальным болтом между кольцевым листом 48 и кольцевой стенкой 34, чтобы поддерживать заданное пространство, соответствующее кольцевому каналу 46 прохода воздуха.

Описанное выше настоящее изобретение относится к части статора турбины высокого давления турбомашины 10, которая содержит картер 30 и секции кольца 28.

Настоящее изобретение не ограничивается картером 30 и турбиной высокого давления, а относится также к части статора турбины низкого давления турбомашины 10, которая также включает в себя аналогичные картер и секции кольца.

1. Картер (30) турбины летательного аппарата, предназначенный для установки на нем блока секций кольца (28), которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, при этом картер (30) содержит средства динамического регулирования радиального положения секций кольца (28) посредством контролируемого нагнетания потока воздуха на участки (36) кольцевой стенки (34) картера (30), при этом картер (30) содержит радиальную входную лапку (38), которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), и выходную радиальную лапку (40), которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), причем по меньшей мере одна входная радиальная лапка (38) выполнена как одно целое с картером (30) и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца (28), отличающийся тем, что содержит направляющий поток воздуха канал (46) вдоль одной кольцевой внутренней поверхности (34i) кольцевой стенки (34) картера (30), причем указанный направляющий канал (46) открывается в направлении секций кольца (28).

2. Картер (30) по п. 1, отличающийся тем, что две радиальные лапки (38, 40) выполнены как единое целое с картером (30) и соединены непосредственно с каждой секцией кольца (28).

3. Картер (30) по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что по меньшей мере одна входная радиальная лапка (38) содержит отверстия (42) для прохождения воздуха для вентиляции секций кольца (28).

4. Картер (30) по одному из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что каждая радиальная лапка (38, 40) имеет форму венца, проходящего радиально внутрь в радиальной плоскости относительно главной оси турбины, начиная от кольцевой внутренней поверхности (34i) кольцевой стенки (34) картера (30).

5. Картер (30) по одному из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что отверстия (42) радиальной входной лапки (38) открываются в указанный направляющий канал (46).

6. Картер (30) по п. 1, отличающийся тем, что канал (46) радиально ограничен кольцевой стенкой (34) и направляющим кольцевым листом (48), который расположен радиально между кольцевой стенкой (34) и секциями кольца (28).

7. Турбина турбомашины (10) летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит узел статора, состоящий из картера (30) по одному из предыдущих пунктов и содержащий несколько секций кольца (28), которые прикреплены непосредственно к входной радиальной лапке (38) картера (30).

8. Турбомашина летательного аппарата, включающая в себя турбину по п. 7 и/или картер по одному из пп. 1-6.



 

Похожие патенты:

Способ управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу.

Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7).

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3).

Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки.

Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей.

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.

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.
Наверх