Лопатка ротора газовой турбины, ротор газовой турбины и способ сборки ротора

Лопатка ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть, платформу и перьевую часть. Платформа содержит входную и выходную стороны, боковые стороны, проходящие от входной к выходной стороне, а также осевую и радиальную канавки в каждой боковой стороне платформы. Радиальная канавка имеет первый конец, направленный от осевой канавки, и второй конец, направленный к осевой канавке. Второй конец расположен на расстоянии от осевой канавки так, чтобы между вторым концом радиальной канавки и осевой канавкой был образован участок, не содержащий канавку. Осевая и радиальная канавки расположены с перекрыванием в осевом направлении. Участок без канавки имеет размер в радиальном направлении между осевой канавкой и радиальной канавкой и находится в пределах прямой видимости в осевом направлении. Другое изобретение группы относится к ротору газовой турбины, содержащему указанные выше лопатки, а также осевые и радиальные уплотнения, проходящие между соседними лопатками ротора и удерживаемые соответственно осевыми и радиальными канавками в боковых сторонах платформ соседних лопаток. При сборке ротора устанавливают по меньшей мере две указанные выше лопатки ротора на диск. Вставляют осевую уплотнительную полоски через открытый конец дополнительной канавки так, чтобы она полностью или в большей степени находилась внутри осевой канавки. Вставляют радиальную уплотнительную полоску в радиальную канавку через открытый конец и размещают запорную пластину поперек открытого конца для предотвращения выхода уплотнительной полоски. Группа изобретений позволяет снизить суммарную утечку между лопатками газовой турбины в условиях действия центробежных сил при вращении ротора. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Настоящее изобретение относится к лопатке ротора газовой турбины, а также к ротору газовой турбины, содержащему некоторое количество лопаток ротора газовой турбины и уплотнительные полоски между соседними лопатками ротора.

Газовые турбины в целом включают в себя ротор с некоторым количеством рядов вращающихся лопаток ротора, которые прикрепляют к валу ротора, и рядов неподвижных лопаток между рядами лопаток ротора, которые прикрепляют к корпусу газовой турбины. Когда горячая рабочая текучая среда под давлением протекает через ряды неподвижных лопаток и подвижных лопаток, она передает момент лопаткам ротора и, таким образом, вызывает вращательное движение ротора при расширении и охлаждении. Неподвижные лопатки используются для контроля потока рабочей среды для того, чтобы оптимизировать передачу момента лопаткам ротора.

Типовая лопатка ротора газовой турбины содержит корневую часть, посредством которой ее прикрепляют к валу ротора, имеющую аэродинамическую форму перьевую часть, конструкция которой позволяет передавать момент, когда горячая и сжатая рабочая текучая среда протекает вдоль перьевой секции. Далее, она содержит платформу, которая располагается между корневой частью и перьевой частью. Поверхность платформы, которая направлена на перьевую часть, образует стеновую часть канала для прохождения горячей рабочей среды под давлением.

Поскольку рабочая среда является горячей, лопатки турбины из ряда лопаток устанавливают на вал ротора так, чтобы между соседними платформами оставались зазоры для того, чтобы расширение лопаток ротора газовой турбины из-за тепла рабочей среды не являлось помехой. Более того, для того, чтобы активно охлаждать лопатку турбины, охлаждающая жидкость, обычно сжатый воздух от компрессора, подается вдоль корневой стороны платформы и иногда через внутреннюю часть перьевой части. В конструкциях предшествующего уровня техники использовались открытые контуры охлаждения, в которых сжатый охлаждающий воздух подавался в канал для прохождения рабочей среды после прохождения лопатки турбины. Однако высокоэффективные газотурбинные двигатели требуют использования замкнутых контуров охлаждения, в которых охлаждающий воздух не подается в канал для прохождения рабочей среды, а возвращается в компрессор после его повторного охлаждения. Такие замкнутые системы охлаждения зависят от уплотнения зазора между соседними лопатками ротора.

Лопатки ротора с уплотнительными полосками или уплотнительными стержнями между соседними лопатками ротора раскрыты в патентных документах DE 10346384 A1, US 2009/169369 A1, US 2010/0284800 A1, US 6273683 B1, US 6561764 B1, US 2010/0129226 A1, и EP 2201271 B1. Как правило, такие уплотнительные полоски или уплотнительные стержни удерживаются на месте посредством канавок, расположенных в боковых сторонах платформ. Поскольку уплотнительные полоски также расширяются под воздействием горячей рабочей среды, размеры канавок, как правило, немного больше, чем длина и толщина уплотнительных полосок или уплотнительных стержней.

С учетом описанного предшествующего уровня техники целью настоящего изобретения является создание лопатки ротора газовой турбины, которая обеспечивает хорошее уплотнение зазора между платформами соседних лопаток ротора. Второй целью изобретения является создание преимущественного ротора газовой турбины.

Первая цель изобретения достигается посредством лопатки ротора газовой турбины в соответствии с пунктом 1 формулы изобретения, вторая цель достигается посредством ротора в соответствии с пунктом 9 формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат дополнительные разработки изобретения.

Лопатка ротора газовой турбины в соответствии с изобретением включает в себя корневую часть, платформу и перьевую часть, расположенные вдоль направления размаха лопатки ротора, с платформой, расположенной между корневой частью и перьевой частью. Платформа содержит входную сторону, выходную сторону и боковые стороны, которые проходят от входной стороны к выходной стороне. В каждой из боковых сторон платформы предусмотрена осевая канавка, причем осевая канавка проходит по существу перпендикулярно направлению размаха, с меньшим компонентом протяженности в направлении размаха. Отношение меньшего компонента протяженности к протяженности канавки в осевом направлении обычно находится в диапазоне от 0,03 до 0,1. Кроме того, в каждой боковой стороне платформы предусмотрена радиальная канавка, причем радиальная канавка проходит к осевой канавке с компонентом протяженности в направлении размаха и компонентом протяженности, перпендикулярным направлению размаха. Отношение компонента протяженности, перпендикулярного направлению размаха к компоненту протяженности в направлении размаха, может находиться в диапазоне от 0,3 до 0,5. Радиальная канавка имеет первый конец, который направлен от осевой канавки, и второй конец, который направлен к осевой канавке. Второй конец расположен на расстоянии от осевой канавки так, чтобы между вторым концом радиальной канавки и осевой канавкой образовывалась секция без канавки.

В лопатке ротора в соответствии с изобретением осевая канавка не является строго осевой, а она слегка наклонена. Причина этого заключается в том, что поверхность платформы, образующая стенку канала для прохода рабочей среды также обычно не перпендикулярна направлению размаха лопатки ротора. Придавая канавке небольшой наклон, можно выполнить канавку параллельной поверхности такой платформы. Следовательно, расстояние охлаждаемой области платформы от поверхности, образующей стенку канала одинаково вдоль всей платформы. Наличие наклона в осевой канавке может, однако, приводить к скользящему перемещению уплотнительной полоски, вставленной в канавку, из-за центробежных сил вращения ротора, частью которого является лопатка ротора. В особенности такое перемещение возникает при роторах маленького диаметра. Если радиальная канавка была бы открыта к осевой канавке, скольжение уплотнительной полоски, расположенной в осевой канавке из-за центробежной силы, могло бы приводить к ситуации, когда радиальное уплотнение могло бы перемещаться радиально наружу из-за центробежной силы, что создавало бы канал утечки вокруг радиального уплотнения.

При наличии секции без канавки между вторым концом радиальной канавки и осевой канавкой такое перемещение радиального уплотнения может быть предотвращено. Хотя в области секции без канавки образуется небольшой канал утечки, утечка через эту секцию без канавки хорошо определяется, поскольку размер канала утечки является постоянным, и суммарная утечка может быть уменьшена по сравнению с ситуацией, при которой не предусмотрена секция без канавки, так что радиальное уплотнение может перемещаться радиально наружу при вращении ротора. Следовательно, при введении хорошо определяемого канала утечки суммарная утечка может быть снижена. Кроме того, хорошо определяемый канал утечки обеспечивает известную и повторяемую утечку через каждое уплотнение и через всю лопатку ротора.

В осуществлении лопатки ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением меньший компонент протяженности осевой канавки в направлении размаха такой, что осевая канавка наклонена в направлении к перьевой части, если смотреть от выходной стороны к входной стороне платформы.

В дополнительной разработке лопатки ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением в боковой стороне платформы предусмотрена дополнительная канавка. Эта дополнительная канавка открыта к осевой канавке и к входной стороне платформы. Более того, дополнительная канавка наклонена в направлении от перьевой части, если смотреть от выходной стороны к входной стороне платформы. Если уплотнительная полоска выполнена из упругого материала, эта дополнительная канавка может быть использована для вставления уплотнительной полоски от входной стороны лопатки ротора. Если осевая канавка наклонена по направлению к перьевой части, если смотреть от выходной стороны платформы по направлению к входной стороне, можно обеспечить перемещение уплотнительной полоски в ее уплотняющее положение после вставления через дополнительную канавку под действием центробежной силы, действующей на уплотнительную полоску при вращении ротора. Кроме того, дополнительная уплотнительная полоска может быть помещена в дополнительную канавку после того, как уплотнительная полоска будет вставлена в осевую канавку.

В дополнительной разработке лопатки ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением компонент протяженности радиальной канавки, перпендикулярный направлению размаха, такой, что радиальная канавка наклонена к входному концу платформы, если смотреть от первого конца радиальной канавки по направлению к ее второму концу.

Если радиальная канавка открыта на своем первом конце, уплотнительная полоска может быть вставлена в канавку от выходной стороны платформы.

К тому же, открытые концы канавок важны для того, чтобы сначала устанавливать лопатки на диск до установки уплотнительных полосок. Это может обеспечить наличие меньших зазоров между противоположными боковыми сторонами, а также извлечение и/или замену уплотнительных полосок без разборки всего собранного ротора.

Другое преимущество заключается в том, что перекрывание канавок и/или уплотнительных полосок в осевом направлении является таковым, что секция без канавки имеет размер в радиальном направлении между канавками и/или уплотнительными полосками. Секция без канавки имеет размер или протяженность в радиальном направлении между канавками и/или уплотнительными полосками такую, что существует четкая линия прямой видимости в осевом направлении и в полости, образованной платформой лопатки.

Дополнительная канавка открыта на своем дистальном конце для обеспечения вставления уплотнительной полоски.

Осевая канавка и радиальная канавка расположены с возможностью перекрывания в осевом направлении. Перекрывание в осевом направлении, по меньшей мере длина, определяется от входного конца осевой канавки до места соединения дополнительной канавки и осевой канавки.

Секция без канавки имеет размер в радиальном направлении между осевой канавкой и радиальной канавкой. Другими словами, по меньшей мере часть радиальной канавки находится в радиальном выравнивании по меньшей мере с частью осевой канавки. Предпочтительно, радиальная канавка расположена радиально вовнутрь от осевой канавки там, где она применяется для радиально внутренней платформы или противоположной поверхности лопатки турбины. Предпочтительно, радиальная канавка расположена радиально наружу от осевой канавки там, где она применяется для радиально наружной платформы или противоположной поверхности лопатки турбины.

Размер в радиальном направлении выполнен с возможностью обеспечения четкой линии прямой видимости в осевом направлении и в полости, образуемой лопатками ротора.

В лопатке ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением протяженность в направлении размаха секции без канавки между вторым концом радиальной канавки и осевой канавкой преимущественно находится в диапазоне от 50% до 150% от ширины осевой канавки, в особенности в диапазоне между 75% и 100% от ширины осевой канавки. При наличии секции без канавки с размерами в упомянутом диапазоне, канал утечки, создаваемый этой секцией, может сохраняться достаточно маленьким так, чтобы утечка была меньше, чем утечка без такой секции без канавки и радиальной уплотнительной полоски, перемещающейся радиально наружу под действием центробежной силы.

В соответствии с дополнительным аспектом изобретения предлагается ротор газовой турбины. Ротор газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением проходит вдоль осевого направления и содержит некоторое количество лопаток ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением. Лопатки ротора расположены рядом друг с другом в круговом направлении ротора таким образом, что между соседними лопатками ротора остаются зазоры. Между соседними лопатками ротора проходят осевые уплотнения, причем уплотнения удерживаются на месте посредством осевых канавок в боковых сторонах платформ соседних лопаток ротора. К тому же, между соседними лопатками ротора проходят радиальные уплотнения и удерживаются на месте посредством радиальных канавок в боковых сторонах платформ соседних лопаток ротора.

Используя лопатки ротора газовой турбины в роторе в соответствии с настоящим изобретением утечка через зазоры между лопатками ротора может быть уменьшена посредством обеспечения определяемой утечки, как описано ранее со ссылкой на ротор газовой турбины в соответствии с изобретением.

Хотя определенная утечка появляется с использованием лопатки ротора газовой турбины в соответствии с изобретением секция без канавки лопатки ротора в соответствии с изобретением обеспечивает независимое действие осевого уплотнения и радиального уплотнения. Если этого не происходит, утечка будет даже больше. Таким образом, посредством использования определенной утечки, утечка ротора может быть уменьшена по сравнению с использованием лопаток ротора с наклонными осевыми канавками и секцией без канавки между радиальной канавкой и осевой канавкой.

Осевое уплотнение может быть выполнено в виде уплотнительной полоски или уплотнительного стержня. Таким же образом радиальное уплотнение может быть выполнено в виде уплотнительной полоски или уплотнительного стержня. В особенности, существует также возможность выполнения одного из уплотнений в виде уплотнительной полоски, в то время как другое может быть выполнено в виде уплотнительного стержня.

В соответствии с другим аспектом настоящего изобретения предлагается способ сборки ротора, содержащий этапы, во-первых, установки по меньшей мере двух лопаток ротора в соответствии с настоящим изобретением на диск ротора, во-вторых, либо вставления осевой уплотнительной полоски через открытый конец дополнительной канавки так, чтобы она полностью или по большей части находилась внутри осевой канавки, либо вставления радиальной уплотнительной полоски в радиальную канавку через открытый конец с последующей альтернативой. По выбору, способ включает в себя расположение запорной пластины поперек открытого конца для предотвращения выхода уплотнительной полоски. Преимущество заключается в том, что лопатка ротора в соответствии с изобретением и/или уплотнительные полоски могут быть вставлены или собраны в своих канавках после того, как каждая из лопаток будет установлена на ротор. Таким образом, равные или рассчитанные величины утечки могут быть предусмотрены через или между смежными в круговом направлении лопатками.

Дополнительные отличительные признаки, свойства и преимущества настоящего изобретения станут понятны из последующего описания конкретных вариантов осуществления со ссылкой на сопроводительные чертежи.

На фиг. 1 показана лопатка ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 2 схематически показано сечение ротора в соответствии с настоящим изобретением.

Вариант осуществления лопатки ротора газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением описан со ссылкой на фиг. 1 и 2, на которых лопатка 25 ротора установлена на диск 27 ротора вокруг оси вращения 100. Термины «осевой», «радиальный» и «круговой» относятся к оси вращения. Ось вращения 100 обычно является осью вращения соответствующего газотурбинного двигателя.

На фиг. 1 показана лопатка ротора на виде сбоку в такой ориентации, в которой направление размаха является вертикальным или радиальным направлением на фигуре. На фигуре показана перьевая часть 1, корневая часть 7 и платформа 9 лопатки ротора. Платформа расположена между перьевой частью 1 и корневой частью 7. Упомянутое ранее направление размаха соответствует направлению, которое перпендикулярно хорде, которая является воображаемой прямой линией, соединяющей входную кромку 3 перьевой части 1 с выходной кромкой 5.

Платформа 9 лопатки ротора в соответствии с настоящим вариантом осуществления оборудована тремя видами канавок, а именно первыми канавками 11, которые в дальнейшем называются осевыми канавками, второй канавкой 13, которая в дальнейшем называется радиальной канавкой, и дополнительными канавками 15. Эти канавки 11, 13, 15 расположены в боковых сторонах 10 платформы 9, которые соединяют входную сторону 17 платформы 9 с выходной стороной 19. Поверхность 21 платформы образует стенку канала для прохода горячей и сжатой рабочей среды, которая подается вдоль перьевой части 1 для передачи момента ротору, причем лопатку ротора прикрепляют к валу ротора. Лопатку ротора прикрепляют к валу ротора посредством ее корневой части 7, как будет описано далее со ссылкой на фиг. 2.

На корневой стороне платформы 9 образована полость 13, в которую подается сжатый воздух для охлаждения платформы при работе лопатки ротора. Охлаждающий воздух также может подаваться через внутреннюю часть перьевой части для охлаждения этой части.

На фиг. 2 показано сечение ротора, который оборудован лопатками ротора в соответствии с настоящим изобретением. На фигуре показан вид ротора в сечении, выполненном в круговом направлении ротора. Другими словами, на фиг. 2 показан вид ротора в осевом направлении ротора, который соответствует виду на лопатках роторa вдоль направления, проходящего от входных сторон 17 к выходным сторонам 19. Следует отметить, что входные стороны 17 лопаток ротора отрезаны на сечении из фиг. 2.

Лопатки 25 ротора прикрепляют к валу 27 ротора посредством их корневых частей 7. Эти корневые части имеют форму, которая соответствует пазам 29 в вале ротора. Следует отметить, что вал 27 ротора может состоять из некоторого количества дисков ротора, расположенных друг за другом вдоль осевого направления ротора, где каждый ряд лопаток ротора установлен на отдельный диск. Пазы 29 какого-либо ряда лопаток ротора являются тогда частью одного диска, в то время как пазы следующего ряда лопаток ротора являются частью другого диска.

На виде, показанном на фиг. 2, можно увидеть перьевую часть 1, корневую часть 7 и платформу 9 лопаток ротора. Лопатки 25 ротора прикреплены к валу 27 ротора таким образом, что между боковыми сторонами 10 соседних лопаток 25 ротора остаются зазоры 26. Также видны осевые канавки 11 в боковых сторонах 10 платформ 9 и полости 23 под платформами 9. На фиг. 2 не видны радиальные канавки 13 и радиальные канавки 15. Из фиг. 2 становится понятной ссылка на осевую канавку и радиальную канавку. Осевые канавки 11 проходят более или менее параллельно осевому направлению ротора с меньшим компонентом протяженности в радиальном направлении ротора, в то время как протяженность радиальных канавок имеет больший компонент в радиальном направлении. Радиальное направление более или менее соответствует направлению размаха, показанному на фиг. 1.

Протяженность осевой канавки 11 и протяженность радиальной канавки 13 будут объяснены далее со ссылкой на фиг. 1, на которой показаны компоненты протяженности. Осевая канавка 11 имеет направление протяженности с большим компонентом 11А в осевом направлении ротора, которое более или менее перпендикулярно направлению S размаха, и меньший компонент протяженности 11В в направлении размаха. Отношение меньшего компонента протяженности 11В к большему компоненту протяженности находится в диапазоне от 0,03 до 0,1. Другими словами, размер меньшего компонента 11В находится в диапазоне от 3% до 10% от большего компонента. При обеспечении протяженности осевой канавки с меньшим радиальным компонентом вводится наклон осевой канавки. Наклон является таким, что осевая канавка 11 наклонена к перьевой части, если смотреть по направлению от выходной стороны 19 к входной стороне 17 платформы 9.

Отношение осевого компонента протяженности 13A радиальной канавки 13 к радиальному компоненту протяженности 13B радиальной канавки 13 находится в диапазоне от 0,3 до 0,5. Другими словами, величина осевого компонента соответствует значению от 30% до 50% от величины радиального компонента. Таким образом, наклон в направлении протяженности радиальной канавки 13 выполняется таким образом, чтобы радиальная канавка 13 была наклонена к входной стороне 17 платформы, если смотреть по направлению от первого нижнего конца канавки 13 ко второму верхнему концу 33.

Как можно видеть на фиг. 1, в настоящем варианте осуществления радиальная канавка 13 проходит от первого конца 31, который является открытым концом, к осевой канавке 11. Однако она не достигает второй канавки 11, так что этот второй конец 33 является закрытым концом, и между вторым концом 33 радиальной канавки 13 и осевой канавкой 11 образована секция 12. Протяженность или размер 12B секции 12 без канавки в размахе или в радиальном направлении находится в диапазоне от 50% до 150% от ширины осевой канавки. В особенности, протяженность 12B может находится в диапазоне от 75% до 100% от ширины осевой канавки 11. Значение этой секции 12 без канавки будет объяснено далее.

Дополнительная канавка 15 открыта к осевой канавке 11 и входной стороне 15 и также наклонена, но в другой ориентации, отличной от ориентации осевой канавки 11 и радиальной канавки 13. Другими словами, наклон дополнительной канавки 15 такой, что она наклонена от перьевой части (или наклонена к корневой части), если смотреть по направлению от выходной стороны 19 платформы 9 к входной стороне 17. Значение дополнительной канавки будет объяснено далее.

Осевые канавки 11 и радиальные канавки 13 в боковых сторонах 10 платформ 9 удерживают осевые уплотнения 35 и радиальные уплотнения 37 соответственно, когда лопатки 25 ротора установлены на вал 27 ротора. Эти уплотнения 35, 37 образуют перемычку в зазоре 26 между платформами 9 соседних лопаток ротора для герметизации полости 23 для предотвращения вхождения охлаждающего воздуха, идущего через полость 23 в канал для прохождения рабочей среды. Однако между вторым концом 33 радиальной канавки 13 и осевой канавкой 11 допускается хорошо определяемая утечка охлаждаемого воздуха в канал, поскольку эта секция 12 без канавки также является секцией без уплотнения. Однако эта секция без канавки предотвращает перемещение вверх на фиг. 1 радиального уплотнения 37 при вращении ротора. Если радиальная канавка 13 была бы открыта к осевой канавке 11, такое перемещение вверх было бы возможным, потому что длина осевого уплотнения 35 меньше, чем длина осевой канавки 11. Следовательно, центробежная сила перемещала бы осевое уплотнение к входной стороне 17 платформы 9 из-за центробежной силы, действующей на уплотнение. Такое перемещение создавало бы пространство для перемещения вверх радиального уплотнения 13. Такое перемещение вверх создавало бы проход для утечки вокруг радиального уплотнения, который был бы больше, чем образованный проход для утечки через секцию 12 без канавки и, следовательно, без уплотнения, между вторым концом 33 радиальной канавки 13 и осевой канавкой 11.

Длина осевого уплотнения 35 меньше, чем длина осевой канавки 11 для обеспечения вставления упругой уплотнительной полоски через дополнительную канавку 15 в осевую канавку 11. При вставлении упругой уплотнительной полоски ее перемещают через дополнительную канавку 15 в осевую канавку 11 до тех пор, пока не будет достигнут выходной конец осевой канавки 11. Затем верхний конец упругой уплотнительной полоски может защелкиваться вверх так, чтобы уплотнительная полоска была полностью расположена в осевой канавке 11. Затем, когда ротор вращается с определенным количеством оборотов в минуту, осевая уплотнительная полоска перемещается к входному концу осевой канавки 11 под действием центробежной силы, что позволяло бы радиальной уплотнительной полоске перемещаться вверх, если бы не было секции 12 без канавки. Следовательно, посредством образования секции 12 без канавки между вторым концом 33 радиальной канавки 13 и осевой канавкой 11, хотя и создается проход для утечки, два уплотнения действуют независимо, что в результате приводит к меньшей области утечки по сравнению с ситуацией, когда нет секции 12 без канавки.

Дополнительная канавка 15 имеет открытый конец 102, через который сначала вставляется уплотнительная полоска. Осевая канавка имеет выходной конец 104 и входной конец 106. Длина осевого уплотнения 35 меньше, чем длина осевой канавки 11 по крайней мере на длину L, определяемую от входного конца 106 до места пересечения 108 дополнительной канавки 15 и осевой канавки 11.

Осевая канавка 11 и радиальная канавка 13 расположены с перекрыванием 110 в осевом направлении. Перекрывание может быть очень маленьким для того, чтобы по меньшей мере часть каждой канавки была радиально выровнена. В показанном приводимом для примера варианте осуществления перекрывание 110 в осевом направлении имеет по меньшей мере длину L. Перекрывание может иметь длину в два раза больше длины L.

В настоящем варианте осуществления установка радиального уплотнения 37 выполняется через открытый нижний конец 31 радиальной канавки 13. Уплотнительную полоску прикрепляют к выходу радиальной канавки 13 посредством запорной пластины 112, которая не показана на фигурах. Таким же образом уплотнительную полоску в дополнительной канавке 15 можно закреплять посредством запорной пластины.

Лопатка 25 ротора является частью ротора, включающего в себя диск 27 ротора. Способ сборки ротора содержит установку по меньшей мере двух лопаток ротора в диск ротора. Вставление осевой уплотнительной полоски 35 через открытый конец 102 дополнительной канавки 15 для достижения выходного конца 104 осевой канавки 11 (или положения рядом с ним). Уплотнительная полоска 35 является упругой полоской и пружинит радиально наружу так, что она полностью или по большей части находится внутри осевой канавки 11. Вставление радиальной уплотнительной полоски 37 в радиальную канавку через открытый конец 31 и размещение запорной пластины поперек открытого конца 31 для предотвращения высвобождения уплотнительной полоски 37. Следует отметить, что при двух радиально смежных лопатках 25 термины «канавка» и «отверстия» могут определяться соответствующими канавками и отверстиями на противоположных боковых сторонах 10. Таким образом, открытые концы 31, 102 важны для того, чтобы сначала устанавливать лопатки на диск до установки уплотнительных полосок. Это может обеспечивать меньшие зазоры между противоположными боковыми сторонами 10, а также удаление и/или замену уплотнительных полосок без разборки всего ротора.

Настоящее изобретение было проиллюстрировано посредством описанных конкретных вариантов осуществления изобретения. Однако изобретение не ограничивается этими конкретными вариантами осуществлений. Например, хотя в вариантах осуществлений были описаны уплотнительные полоски, могут быть использованы уплотнительные стержни. К тому же, форма корневых частей, показанных на фиг. 2, может отличаться от той, что показана на фигуре. Следовательно, объем защиты должен быть ограничен только прилагаемой формулой изобретения.

1. Лопатка (25) ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть (7), платформу (9) и перьевую часть (1), расположенные в направлении (S) длины лопатки (25) ротора, причем платформа (9) расположена между корневой частью (7) и перьевой частью (1), причем платформа (9) содержит:

- входную сторону (17),

- выходную сторону (19),

- боковые стороны (10), которые проходят от входной стороны (17) к выходной стороне (19),

- осевую канавку (11) в каждой боковой стороне (10) платформы (9), причем осевая канавка (11) проходит по существу перпендикулярно направлению (S) длины лопатки и имеет проекцию (11В) малой величины на направление (S) длины лопатки, и

- радиальную канавку (13) в каждой боковой стороне (10) платформы (9), причем радиальная канавка (13) проходит в направлении осевой канавки (11) и имеет проекцию на ось вращения (100) величиной (13А), перпендикулярную направлению (S) длины лопатки, причем радиальная канавка (13) имеет первый конец (31), который направлен от осевой канавки (11), и второй конец (33), который направлен к осевой канавке (11), причем второй конец (13) расположен на расстоянии от осевой канавки (11) так, чтобы между вторым концом (33) радиальной канавки (13) и осевой канавкой (11) был образован участок (12), не содержащий канавку, причем осевая канавка (11) и радиальная канавка (13) расположены с перекрыванием (110) в осевом направлении, причем участок (12) без канавки имеет размер (12В) в радиальном направлении между осевой канавкой (11) и радиальной канавкой (13) и находится в пределах прямой видимости в осевом направлении.

2. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 1, в которой проекция (11В) малой величины осевой канавки (11) в направлении (S) длины лопатки является такой, что осевая канавка (11) наклонена к перьевой части (1), если смотреть от выходной стороны (19) по направлению к входной стороне (17).

3. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 1 или 2, в которой в каждой боковой стороне (10) платформы (9) расположена дополнительная канавка (15), причем дополнительная канавка (15) открыта к осевой канавке (11) и к входной стороне (17) платформы (9), причем дополнительная канавка (15) наклонена от перьевой части (1), если смотреть от выходной стороны (19) по направлению к входной стороне (17).

4. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1, 2, в которой проекция (13А) радиальной канавки (13) на ось вращения (100), перпендикулярную направлению (S) длины лопатки, является такой, что радиальная канавка (13) наклонена к входному концу (17) платформы (9), если смотреть от первого конца (31) радиальной канавки (13) по направлению к ее второму концу (33).

5. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1, 2, в которой первый конец (31) радиальной канавки (13) открыт.

6. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1, 2, в которой размер (12В) участка (12) без канавки в направлении (S) длины лопатки между вторым концом (33) радиальной канавки (13) и осевой канавкой (11) соответствует величине, составляющей от 50 до 150% от ширины осевой канавки (11).

7. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1, 2, в которой проекция (11В) малой величины на направление (S) длины лопатки осевой канавки (11) соответствует величине, составляющей от 3 до 10% от величины проекции (11А) осевой канавки (11) на ось вращения (100).

8. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1, 2, в которой проекция (13А) радиальной канавки (13) на ось вращения (100), перпендикулярная направлению (S) длины лопатки, соответствует величине, составляющей от 30 до 50% от проекции (13В) радиальной канавки (13) на направление (S) длины лопатки.

9. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 3, в которой дополнительная канавка (15) открыта на своем дальнем конце (102).

10. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 1, в которой перекрывание в осевом направлении имеет по меньшей мере длину (L), определяемую от входного конца (106) осевой канавки (11) до места соединения (108) дополнительной канавки (15) и осевой канавки (11).

11. Ротор газовой турбины, проходящий вдоль осевого направления, содержащий:

- некоторое количество лопаток (25) ротора газовой турбины в соответствии с любым из предшествующих пунктов, причем лопатки (25) ротора расположены рядом друг с другом в круговом направлении ротора таким образом, что между платформами (9) соседних лопаток (25) ротора остаются зазоры (26),

- осевые уплотнения (35), которые проходят между соседними лопатками (25) ротора и которые удерживаются на месте посредством осевых канавок (11) в боковых сторонах (10) платформ (9) соседних лопаток (25) ротора, и

- радиальные уплотнения (37), которые проходят между соседними лопатками (25) ротора и которые удерживаются на месте посредством радиальных канавок (13) в боковых сторонах (10) платформ (9) соседних лопаток (25) ротора.

12. Способ сборки ротора содержит этапы:

- установки по меньшей мере двух лопаток (25) ротора по любому из пп. 1-10 на диск (27) ротора,

- вставления осевой уплотнительной полоски (35) через открытый конец (102) дополнительной канавки (15) так, чтобы она полностью или в большей степени находилась внутри осевой канавки (11),

- вставления радиальной уплотнительной полоски (37) в радиальную канавку (13) через открытый конец (31) и

- размещения запорной пластины поперек открытого конца (31) для предотвращения выхода уплотнительной полоски (37).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель, включающий в себя контур (10) охлаждения окружающего воздуха, содержащий охлаждающий канал (26), расположенный в лопатке (22) турбины и в сообщении по текучей среде с источником (12) окружающего воздуха; и предварительный завихритель (18), причем упомянутый предварительный завихритель содержит внутренний обод, наружный обод и множество направляющих лопаток, каждая проходящая от внутреннего обода до наружного обода.

Изобретение относится к способу армирования передней кромки (16) лопасти (12) для ее защиты, а также к лопасти с армированием и может найти применение при изготовлении или восстановлении лопасти турбинного двигателя, вертолета или пропеллера.

Узел пера и полки хвостовика для дозвукового потока включает полку хвостовика и установленное на ней перо облопаченного колеса газотурбинного двигателя. Полка хвостовика имеет поверхность, расположенную между перьями, которая представляет собой поверхность полки хвостовика и которая радиально образует внутренность газопропускающих каналов, образованных между перьями.

Лопатка компрессора имеет аэродинамическую часть заданного профиля по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, представленными в масштабируемой таблице, выбранной из группы таблиц, состоящей из Таблиц 1-11, в которой значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями, приведенными с возможностью преобразования в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на некоторое число, при этом X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z соединены друг с другом с формированием полного профиля аэродинамической части.

Компрессор содержит поворотные статорные лопатки. Лопатка компрессора имеет аэродинамическую часть заданного профиля по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в масштабируемой таблице, которая выбрана из группы таблиц, состоящей из Таблиц 1-2, и в которой значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на некоторое число, причем координаты X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, определяют сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z плавно соединены друг с другом с формированием полной формы аэродинамической части.

Изобретение относится к энергетике. Лопатка турбомашины, содержащая перо лопатки, вытянутое в осевом направлении между передней кромкой и задней кромкой, а в радиальном направлении - между хвостовиком и вершиной.

Предложена сопловая лопатка (180) турбины, содержащая аэродинамическую часть, имеющую аэродинамическую форму. Аэродинамическая часть имеет оптимальный профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в Таблице 1.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к осевым вентиляторам авиационных газотурбинных двигателей. Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора содержит диск, установленные в диске лопатки и трактовые полки, установленные на диске между лопатками с образованием внутренней поверхности межлопаточного канала.

Настоящее изобретение относится к композитной лопатке турбомашины. При изготовлении композитной лопатки турбомашины одновременно получают матрицу и армирование путем выполнения слоев на порошковой основе.

Лопатка турбомашины включает перо, вытянутое в радиальном направлении между ножкой и вершиной, в осевом направлении - между передней кромкой и задней кромкой, а в тангенциальном направлении - между корытом и спинкой.

Изобретение относится к сегментированному композитному корпусу компрессора осевой турбомашины. Каждый сегмент 18, 20 образуется из первого полимерного материала и содержит по меньшей мере одну рабочую поверхность 28, образованную из второго полимерного материала, подвергающегося двухкомпонентному литьевому формованию с первым полимерным материалом сегмента.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель, включающий в себя контур (10) охлаждения окружающего воздуха, содержащий охлаждающий канал (26), расположенный в лопатке (22) турбины и в сообщении по текучей среде с источником (12) окружающего воздуха; и предварительный завихритель (18), причем упомянутый предварительный завихритель содержит внутренний обод, наружный обод и множество направляющих лопаток, каждая проходящая от внутреннего обода до наружного обода.

Линейная прокладка (10; 10') для межлопаточной полки, которая имеет длину, причем прокладка содержит линейное основание (12; 12') для закрепления на межлопаточной полке (40) и линейный выступ (14; 14'), выступающий от линейного основания (12; 12').

Изобретение относится к осевому компрессору турбинного двигателя, содержащему: статор с кольцевым рядом лопастей (32) статора, проходящим в радиальном направлении, внутреннюю втулку (36), размещенную на внутренних концах лопастей (32) статора, задний щеточный уплотнитель (40), размещенный на внутренней втулке (36), которая содержит профиль вращения, проходящий по существу в осевом направлении.

Изобретение относится к энергетике. Предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины.

Группа изобретений относится к статору компрессора низкого давления осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд лопаток статора 26, имеющих радиальные концы, проходящие через отверстия 36 внутреннего кожуха 28, и содержащие радиальные крепежные пазы 38.

При амортизации лопастей, установленных на диске колеса тихоходной газовой турбины, под платформами лопастей которой имеются посадочные места для размещения вибрационных амортизаторов, выполняют независимо друг от друга гибкую пластину, обеспечивающую прилегание к платформе, и центробежный инерционный груз, обеспечивающий концентрацию усилий для управления силами трения относительно платформы через прилегающую пластину.

Предложены система для обеспечения герметичности между полостью для масла и прилегающим наружным пространством и турбомашина, оснащенная такой системой герметизации.

Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях многоступенчатых осевых компрессоров и турбин газотурбинных двигателей, энергетических установках, паро- и гидротурбинах.

Изобретение относится к щеточным уплотнениям. Щеточное уплотнение содержит корпус, имеющий заднюю пластину и переднюю пластину, и первый слой щетинок, расположенный смежно с задней пластиной, причем по меньшей мере одна из щетинок первого слоя имеет первый диаметр.

Группа изобретений относится к паровым турбинам, а именно к автономной уплотнительной системе для её вала. Предложены система и способ уплотнения вала для турбоустановки, содержащей секцию 110 турбины и расположенную ниже по потоку секцию. Система 100 уплотнения вала содержит по меньшей мере одно уплотнение 180, расположенное вокруг первого и второго концов 172 и 174 вала и содержащее гидродинамическое бесконтактное уплотнение c углеродным сегментированным кольцевым уплотнением. Система 100 содержит соединительную магистраль 200 для проведения пара из первой секции 110 к первой ступени расположенной ниже по потоку секции турбоустановки. Первая ступень имеет рабочее давление ниже давления в секции 110, так что при работе пар втягивается через магистраль 200 из первого кольцевого пространства, расположенного между основным уплотнением 180 и паровым уплотнением на первом конце 172 вала, и второго кольцевого пространства, расположенного между основным уплотнением 181 и паровым уплотнением на втором конце 174 вала к первой ступени. Оба конца вала 172 и 174 находятся при давлении, большем, чем атмосферное давление. Группа изобретений направлена на обеспечение системы уплотнения вала, не требующей использования конденсаторов уплотнительного пара. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопатка ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть, платформу и перьевую часть. Платформа содержит входную и выходную стороны, боковые стороны, проходящие от входной к выходной стороне, а также осевую и радиальную канавки в каждой боковой стороне платформы. Радиальная канавка имеет первый конец, направленный от осевой канавки, и второй конец, направленный к осевой канавке. Второй конец расположен на расстоянии от осевой канавки так, чтобы между вторым концом радиальной канавки и осевой канавкой был образован участок, не содержащий канавку. Осевая и радиальная канавки расположены с перекрыванием в осевом направлении. Участок без канавки имеет размер в радиальном направлении между осевой канавкой и радиальной канавкой и находится в пределах прямой видимости в осевом направлении. Другое изобретение группы относится к ротору газовой турбины, содержащему указанные выше лопатки, а также осевые и радиальные уплотнения, проходящие между соседними лопатками ротора и удерживаемые соответственно осевыми и радиальными канавками в боковых сторонах платформ соседних лопаток. При сборке ротора устанавливают по меньшей мере две указанные выше лопатки ротора на диск. Вставляют осевую уплотнительную полоски через открытый конец дополнительной канавки так, чтобы она полностью или в большей степени находилась внутри осевой канавки. Вставляют радиальную уплотнительную полоску в радиальную канавку через открытый конец и размещают запорную пластину поперек открытого конца для предотвращения выхода уплотнительной полоски. Группа изобретений позволяет снизить суммарную утечку между лопатками газовой турбины в условиях действия центробежных сил при вращении ротора. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх