Уплотнение для газотурбинного двигателя

Уплотнение для газотурбинного двигателя содержит основную часть, расположенную у основания турбинной лопатки, и крыловидную часть, проходящую в осевом направлении от указанной основной части уплотнения. Крыловидная часть имеет первый участок, по существу параллельный центральной оси (С) двигателя, и проходящий вверх под углом участок. Угол (А) между центральной осью двигателя и указанным проходящим вверх участком составляет от приблизительно 0° до приблизительно 90°. Технический результат – повышение эффективности уплотнения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Данное изобретение, в целом, относится к ротационным машинам и, более конкретно, к уплотнениям типа крыла ангела.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0002] Роторные узлы, используемые в газотурбинных двигателях, например, как в US 2007/0098545, содержат ряд разнесенных в окружном направлении роторных лопаток. Каждая роторная лопатка, иногда называемая «рабочей лопаткой», содержит аэродинамический профиль, который имеет сторону повышенного давления и сторону пониженного давления, соединенные вместе вдоль передней и задней кромок. Каждая рабочая лопатка проходит в радиальном наружном направлении от платформы лопатки. Каждая рабочая лопатка, в типичном случае, содержит элемент пазового замка, который проходит в радиальном внутреннем направлении от хвостовой части, проходящей между указанными платформой и элементом пазового замка. Элемент пазового замка используется для присоединения лопатки к роторному диску или барабану.

[0003] Межколесные полости, образованные между вращающимися частями, например рабочими лопатками, и неподвижными компонентами газовых турбин, могут обдуваться охлаждающим воздухом для поддержания температуры межколесного пространства и ротора в пределах заданного диапазона, а также для предотвращения засасывания высокотемпературного газа в указанные полости. Для перекрытия межколесных полостей выполняют уплотнения. По меньшей мере известные роторные лопатки содержат «уплотнения типа крыла ангела», раскрытые, например в US 2007/0224035, которые проходят по существу в осевом направлении от указанных лопаток для создания уплотнения путем перекрытия участков уплотнений соплового аппарата, проходящих от неподвижных компонентов газовой турбины. В обычном случае, уплотнения типа крыла ангела выполняют литьем за одно целое с лопаткой по существу с плоским поперечным сечением или они на концевой части выполнены с изгибом под углом 90°, так что участок крыла ангела проходит по существу перпендикулярно к центральной оси газотурбинного двигателя. Таким образом, если уплотнения типа крыла ангела требуют регулировки, например, для изменения размера зазора со смежным компонентом двигателя, то указанный размер может быть изменен только в одном направлении (т.е. в осевом или в радиальном направлении) посредством шлифования уплотнения.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0004] В одном аспекте уплотнение между неподвижным компонентом и вращающимся компонентом газотурбинного двигателя содержит основную часть, расположенную у основания турбинной лопатки, крыловидную часть и подгоняемую концевую часть. Крыловидная часть проходит в осевом направлении от указанной основной части уплотнения и имеет первый участок, по существу параллельный центральной оси указанного двигателя, и проходящий вверх под углом участок,, причем первый участок проходит между основной частью уплотнения и указанным проходящим вверх под углом участком. Подгоняемая концевая часть расположена на конце проходящего вверх под углом участка и образует зазор, имеющий размеры по меньшей мере в одном из радиального направления и осевого направления, обеспечивающие указанное уплотнение. Угол между проходящим вверх под углом участком и центральной осью двигателя составляет от 0° до 90°. Уплотнение может дополнительно содержать дугообразный сегмент, расположенный между проходящим вверх под углом участком и первым участком. Основная часть уплотнения может образовывать хвостовую часть рабочей лопатки газотурбинного двигателя. Проходящий вверх под углом участок может быть выполнен с обеспечением создания уплотнения с неподвижным компонентом газотурбинного двигателя. Уплотнение может быть выполнено с обеспечением перекрытия по меньшей мере части неподвижного компонента в указанном двигателе. Проходящий вверх под углом участок может быть расположен под углом, составляющим приблизительно от 60° до 70°. Уплотнение может быть выполнено из сверхпрочного никелевого сплава.

[0005] В другом аспекте способ изготовления уплотнения для газотурбинного двигателя включает создание литейной формы для отливки указанного уплотнения. Литейная форма содержит часть для основной части уплотнения, предназначенную для формования основания лопатки газотурбинного двигателя, и часть для крыловидного участка, предназначенную для формования крыла ангела, проходящего в осевом направлении от основной части уплотнения. Указанное крыло ангела содержит первый участок, по существу параллельный центральной оси двигателя, и проходящий вверх под углом участок, причем первый участок расположен между основной частью уплотнения и проходящим вверх под углом участком. Угол между проходящим вверх под углом участком и осью двигателя составляет от 0° до 90°. Указанный способ также включает отливку уплотнения с помощью указанной литейной формы.

[0006] В еще одном аспекте газотурбинный двигатель содержит неподвижный компонент и вращающийся компонент, содержащий турбинные лопатки. Каждая турбинная лопатка содержит основную часть уплотнения, расположенную у ее основания, и крыловидную часть, проходящую в осевом направлении от основной части уплотнения. Крыловидная часть имеет первый участок, по существу параллельный центральной оси двигателя, и проходящий вверх под углом участок. Первый участок расположен между основной частью уплотнения и проходящим вверх под углом участком. Угол между проходящим вверх под углом участком и центральной осью двигателя составляет от 0° до 90°.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0007] Фиг. 1 изображает продольный разрез примерной газовой турбины.

[0008] Фиг. 2 изображает увеличенный вид в аксонометрии примерной турбинной лопатки, которая может использоваться с газовой турбиной, показанной на фиг. 1.

[0009] Фиг. 3 изображает продольный разрез турбинной лопатки, показанной на фиг. 2, по линии 3-3.

[0010] Фиг. 4 изображает вид в аксонометрии варианта выполнения уплотнения типа крыла ангела.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0011] Фиг. 1 изображает часть примерной газовой турбины 10, которая содержит ротор 11, содержащий разнесенные в осевом направлении рабочие колеса 12, 13 и разделители 14, объединенные разнесенными по окружности проходящими в осевом направлении крепежными средствами 16. В одном варианте выполнения турбина 10 имеет несколько ступеней 17, 19, содержащих сопловые лопатки 18 первой ступени и сопловые лопатки 20 второй ступени. В одном варианте выполнения роторные лопатки 22, 24, например лопатки 22 первой ступени и лопатки 24 второй ступени, разнесены в окружном направлении вокруг рабочих колес 12, 13 между сопловыми лопатками 18 первой ступени и сопловыми лопатками 20 второй ступени. Лопатки 22 первой ступени и лопатки 24 второй ступени расположены с возможностью вращения с рабочими колесами 12, 13.

[0012] Фиг. 2 показывает примерную роторную лопатку 22 первой ступени, используемую в турбине 10. В примерном варианте выполнения роторная лопатка 22 имеет аэродинамический профиль 26, проходящий от хвостовой части 28. Хвостовая часть 28 содержит платформу 30 и углубление 32, имеющее закрывающие пластины 34. Элемент 36 пазового замка проходит частично от хвостовой части 28, создавая возможность для присоединения аэродинамического профиля 26 к рабочему колесу 12 (показанному на фиг. 1). В иллюстративном варианте выполнения в наружном направлении от роторной лопатки 22 проходят уплотнения 38 типа крыла ангела, которые выполнены с обеспечением перекрытия контактных участков 40 (показанных на фиг. 1), выполненных на смежном сопловом аппарате, с образованием тем самым уплотнения. В одном варианте выполнения указанные уплотнения 38 выполнены с обеспечением ограничения проникновения высокотемпературных газов, протекающих по проточному тракту 42, в промежутки 44 между колесами.

[0013] В иллюстративном варианте выполнения уплотнения 38 содержат основную часть 46 крыла ангела и проходящий вверх под углом участок 48, расположенный на дистальном конце основной части, а также один или более изогнутых переходных элементов 50 сопряжения. Указанные уплотнения 38 имеют нижнюю поверхность 52 основной части уплотнения и верхнюю поверхность 54 основной части уплотнения. В этом иллюстративном варианте выполнения указанные нижняя 52 и верхняя 54 поверхности по существу параллельны центральной оси С двигателя.

[0014] Фиг. 3 показывает продольный разрез части роторной лопатки 22. В иллюстративном варианте выполнения указанный проходящий вверх участок 48 расположен под углом А к центральной оси С двигателя. Угол А является углом, равным приблизительно от 0° до 90°, более конкретно, приблизительно от 60° до 70°. В одном варианте выполнения угол А равен приблизительно 65°.

В иллюстративном варианте выполнения по меньшей мере участок уплотнения 38 перекрывает участок неподвижного компонента 56 турбины 10 и тем самым образует уплотнение с этим компонентом 56. Взаимосвязь указанного уплотнения 38 с неподвижным компонентом 56, которая образует указанное уплотнение, по существу ограничивает прохождение горячих газов из проточного тракта 42 через указанное уплотнение.

[0015] В иллюстративном варианте выполнения между неподвижным компонентом 56 и уплотнением 38 образован зазор 58, имеющий осевую и радиальную составляющие. Осевое направление в целом обозначено буквой L, а радиальное направление в целом обозначено буквой R. Уменьшение размера зазора 58 может повысить эффективность указанного уплотнения. Однако размер зазора 58 может колебаться в зависимости от температуры компонентов турбины 10. Например, когда все указанные компоненты находятся в холодном состоянии (т.е. во время режима запуска двигателя), зазор 58 может иметь первый размер. После нагревания всех указанных компонентов (т.е. при установившемся режиме) зазор 58 может иметь второй размер, который меньше первого размера. Угол А и длина проходящего вверх под углом участка 48 могут быть выполнены с размерами и конфигурацией, обеспечивающими сведение к минимуму размера зазора 58 во время установившегося режима.

[0016] Фиг. 4 показывает вид в аксонометрии варианта выполнения уплотнения 38. В иллюстративном варианте уплотнение 38 выполнено, например, путем литья вместе с подгоняемой частью 60. Подгоняемая часть 60 способствует регулированию зазора 58 благодаря наличию дополнительного материала, который может быть удален для изменения размера зазора 58. Применительно к данному документу под термином «подгонка, регулирование» понимается изменение и/или оптимизация размера зазора 58. Например, во время режимов запуска и выключения турбины 10 температура указанных компонентов постоянно изменяется, что обусловливает возникновение переходного состояния (т.е. происходит непрерывное изменение размера зазора 58). Однако подобные переходные состояния не известны до тех пор, пока не будет проведено испытание турбины 10. Если во время испытания определяют, что зазор 58 является слишком малым, по меньшей мере в одном направлении, осевом или радиальном, то участок подгоняемой части 60 может быть удален, например, механической обработкой, для увеличения размера зазора 58. Таким образом, поскольку указанный проходящий вверх участок расположен под углом в диапазоне от 0° до 90°, то имеется возможность для регулирования радиальной и осевой составляющих зазора 58 без необходимости в проектном изменении или отливании заново уплотнения 38. В некоторых вариантах выполнения подгоняемая часть 60 по длине равна приблизительно от 0,5 мм до 13 мм.

[0017] Уплотнение 38 может быть выполнено литьем. В таком варианте выполнения литейную форму выполняют в соответствии с уплотнением 38 типа крыла ангела для его отливки. В этом варианте выполнения угол А может быть задан так, чтобы обеспечить максимальную производительность процесса отливки. В еще одном варианте выполнения угол А может быть задан так, чтобы обеспечить заданную производительность процесса отливки (т.е. выполнение определенного количества отливок за определенный период времени). В одном варианте выполнения указанное уплотнение 38 выполняют из никелевого суперсплава. В другом варианте выполнения указанное уплотнение 38 выполнено литьем за одно целое с одним или более другими компонентами турбины 10.

[0018] В изложенном описании используются примеры, характеризующие данное изобретение, включая предпочтительные варианты выполнения, а также создающие возможность любому специалисту осуществить на практике данное изобретение, включая выполнение и использование любых устройств или систем, а также выполнение любых относящихся к этому способов. Объем правовой охраны данного изобретения определен формулой изобретения, при этом он может включать другие примеры, которые встретятся специалистам. Подразумевается, что подобные другие примеры подпадают под объем правовой охраны формулы изобретения, если они содержат конструктивные элементы, которые не отличаются от буквального изложения в формуле изобретения, или если они содержат эквивалентные конструктивные элементы с несущественными отличиями от буквального изложения в формуле изобретения.

1. Уплотнение между неподвижным компонентом и вращающимся компонентом газотурбинного двигателя (10), содержащее

основную часть (38), расположенную у основания турбинной лопатки (22, 24),

крыловидную часть (46), проходящую в осевом направлении от указанной основной части уплотнения и содержащую первый участок (52, 54), по существу параллельный центральной оси двигателя, и проходящий вверх под углом участок (48), причем первый участок проходит между основной частью уплотнения и указанным проходящим вверх под углом участком,

подгоняемую концевую часть (60), расположенную на конце проходящего вверх под углом участка (48), причем подгоняемая концевая часть (60) образует зазор, имеющий размеры по меньшей мере в одном из радиального направления и осевого направления, обеспечивающие указанное уплотнение,

при этом угол (А), образованный между центральной осью (С) двигателя и проходящим вверх под углом участком, составляет от приблизительно 0° до приблизительно 90°.

2. Уплотнение по п. 1, дополнительно содержащее дугообразный сегмент, расположенный между проходящим вверх под углом участком и первым участком.

3. Уплотнение по п. 1, в котором указанная основная часть уплотнения образует хвостовую часть рабочей лопатки газотурбинного двигателя.

4. Уплотнение по п. 1, в котором указанный проходящий вверх под углом участок (48) выполнен с обеспечением создания уплотнения с неподвижным компонентом (56) газотурбинного двигателя (10).

5. Уплотнение по п. 1, которое выполнено с обеспечением перекрытия по меньшей мере части неподвижного компонента (56) в указанном двигателе (10).

6. Уплотнение по п. 1, в котором проходящий вверх под углом участок (48) расположен под углом, составляющим приблизительно от 60° до 70°.

7. Уплотнение по п. 1, которое выполнено из сверхпрочного никелевого сплава.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к узлу уплотнения полки лопатки газотурбинного двигателя, содержащего диск турбины и несколько лопаток турбины. Узел уплотнения полки лопатки содержит уплотнение полки лопатки и метку валидации.

В настоящем изобретении предложено уплотнение (100) для газовой турбины (10), расположенное вблизи проточного тракта и содержащее основание (130), пару плеч (110, 120), проходящих от основания (130), и криволинейную выемку (160), расположенную между парой плеч (110, 120).

Радиально-торцовое газодинамическое уплотнение масляной полости опор роторов турбомашин, содержащее крышку масляной полости опоры, изготовленную из магниевого или титанового сплава, размещенные в ней: газодинамическое уплотнение, уплотняющее масляную полость опоры, содержащее корпус газодинамического уплотнения, закрепленный в крышке масляной полости опоры, невращающееся подвижное в осевом направлении разрезное уплотнительное кольцо, прижимаемое давлением воздуха, или давлением воздуха и пружинами, или пружиной к закрепленной на валу вращающейся втулке, на рабочем торце которой выполнены спиральные газодинамические камеры, и контактирующее цилиндрической поверхностью с корпусом газодинамического уплотнения, к которому оно прижато упругими силами этого кольца и давлением воздуха в предмасляной полости опоры, лабиринтное уплотнение, уплотняющее предмасляную полость опоры, образованное закрепленным на валу лабиринтным кольцом, и закрепленным в крышке масляной полости корпусом лабиринтного уплотнения с закрепленной в нем уплотняющей вставкой из вырабатываемого материала, а стыки корпусов обоих уплотнений с крышкой масляной полости опоры уплотнены резиновыми уплотнительными кольцами.

Турбина (1) электростанции, предпочтительно паровая турбина включает в себя статор (2), ротор (3) и по меньшей мере одно уплотнительное устройство (12). Статор (2) имеет корпус (4) и в корпусе по меньшей мере одну обойму (5, 6, 7) направляющих лопаток, снабженную направляющими лопатками (8).

Изобретение относится к уплотнительному устройству для прохода соединительной тяги системы управления шагом лопастей вентилятора турбовинтового двигателя сквозь перегородку.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец.

Турбина двухроторного газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, воздушный коллектор, предмасляную и масляную полости, роторы высокого и низкого давлений, каналы подачи масла в роликоподшипники, масляные уплотнения, межроторное лабиринтное уплотнение, питающие форсунки.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к процессу изготовления сотовой ленты, применяемой в газотурбинных двигателях, и касается способа изготовления сотового уплотнения.

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13).

Предложены способ и система для регулирования протечки газа в турбине и сама турбина. Могут использоваться несколько уплотнений, расположенных последовательно, причем каждое из этих уплотнений может быть выполнено с возможностью уменьшения давления обратного потока из входа элемента турбины.

Узел уплотнения между полостью диска и каналом горячего газа, проходящий через секцию турбины газотурбинного двигателя, содержит вращающийся узел рабочих лопаток и неподвижный узел направляющих лопаток. Вращающийся узел рабочих лопаток включает множество рабочих лопаток, которые вращаются вместе с ротором турбины во время работы двигателя. Неподвижный узел направляющих лопаток включает множество направляющих лопаток и внутренний кожух. Внутренний кожух содержит обращенную радиально наружу первую поверхность, обращенную радиально внутрь вторую поверхность и множество канавок, выходящих на вторую поверхность. Канавки располагаются таким образом, что между смежными канавками образована область, имеющая протяженность в окружном направлении, причем во время работы двигателя канавки направляют продувочный воздух из полости диска в направлении канала горячего газа таким образом, что продувочный воздух течет в требуемом направлении относительно направления потока горячего воздуха через канал горячего газа. Канавки сужаются в направлении от их входов, расположенных на удалении относительно аксиального концевого участка внутреннего бандажа, до их выходов, расположенных вблизи аксиального концевого участка внутреннего бандажа, таким образом, что входы имеют ширину больше, чем выходы. Изобретение позволяет более эффективно предотвращать попадание горячего газа в полость диска турбины газотурбинного двигателя. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Уплотнение для газотурбинного двигателя содержит основную часть, расположенную у основания турбинной лопатки, и крыловидную часть, проходящую в осевом направлении от указанной основной части уплотнения. Крыловидная часть имеет первый участок, по существу параллельный центральной оси двигателя, и проходящий вверх под углом участок. Угол между центральной осью двигателя и указанным проходящим вверх участком составляет от приблизительно 0° до приблизительно 90°. Технический результат – повышение эффективности уплотнения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх