Система регулирования радиального зазора

Изобретение относится к области турбостроения, а именно к системе регулирования радиального зазора в газотурбинных двигателях. Система активного управления радиальным зазором в турбине содержит, подвижное кольцо, расположенное между надроторными вставками статора, корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины, и пневматические клапаны для подачи охлаждающего воздуха к подвижному кольцу и надроторным вставкам через выполненные в подвижном кольце каналы охлаждения. Подвижное кольцо имеет кольцевой гребень с радиально выполненными в нем сквозными пазами. На внешней поверхности подвижного кольца выполнены кольцевые уплотняющие элементы. Подвижное кольцо соединено с корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины посредством втулок, входящих в сквозные пазы кольцевого гребня подвижного кольца. Оси втулок параллельны центральной оси двигателя. Сквозные пазы подвижного кольца выполнены так, чтобы корпус статора турбины при термическом сжатии радиально сужался, смещаясь по указанным сквозным пазам за счет перемещения по ним втулок в пределах радиально сужающегося при термическом сжатии подвижного кольца. Достигается упрощение и повышение надежности системы регулирования радиального зазора между торцами (вершинами) рабочих лопаток ротора и надроторными вставками статора при сбросе оборотов в двигателе. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области турбостроения, а именно к системе регулирования радиального зазора в газотурбинных двигателях.

Одним из приоритетных направлений при создании перспективных двигателей является разработка и внедрение систем герметизации радиальных зазоров в компрессоре и турбине, что позволит существенно повысить эффективность и ресурс двигателя, сократить расход топлива и эмиссию вредных веществ. Для обеспечения заданного уровня радиальных зазоров на переходных режимах и уменьшения их величины при крейсерском полете используют системы активного или пассивного управления зазором (СУЗ), которые корректируют относительные деформации корпуса и ротора за счет действия тепловых, механических, пневматических, гидродинамических и других усилий. Дополнительная герметизация осуществляется при помощи уплотнений.

Устройство активного управления радиальным зазором между торцами (вершинами) рабочих лопаток ротора и надроторными вставками статора предназначено для минимизации перетечек рабочего тела - газа - через радиальный зазор с целью повышения коэффициента полезного действия (КПД) турбины.

Из уровня техники известна система управления радиальным зазором в турбине по патенту WO 96/17156, выбранная в качестве аналога. Система управления радиальным зазором состоит из подвижных внутренних уплотнительных сегментов (колец) и внешнего корпуса, между которыми располагаются пьезоэлектрические сегментированные компоненты, соединенные с внешнем корпусом и внутренними уплотнительными сегментами при помощи болтов. При изменении радиального зазора во время работы авиационного двигателя происходит его автоматическое регулирование при помощи подачи напряжения на болтовые соединения и соответственно на пьезоэлектрические сегментированные компоненты, которые либо сжимаются, либо расширяются в зависимости от требуемого расстояния между вершинами рабочих лопаток и внутренними уплотняющими сегментами. Недостаток аналога заключается в сложности и ненадежности конструкции.

Из уровня техники известна система регулирования радиального зазора по патенту RU 2217599, выбранная в качестве наиболее близкого аналога (прототипа). Система регулирования радиального зазора содержит кольцевую камеру высокого давления с пассивным клапаном. Кольцевая камера образована кожухом вокруг перфорированного отверстиями щитка корпуса двигателя. Под щитком выполнена полость, которая посредством каналов сообщается с рядом кольцевых собранных в один узел сегментов защитного кожуха, закрывающих корпус двигателя. На низких оборотах двигателя горячий газ проходит по каналам со стороны рабочих лопаток вокруг ряда кольцевых собранных в один узел сегментов защитного кожуха к камере высокого давления. Таким образом, корпус двигателя, ряд сегментов защитного кожуха и рабочие лопатки поглощают тепло и расширяются одновременно, сохраняя при этом минимальный радиальный зазор. Соответственно на высоких оборотах двигателя пассивный клапан открывается и через него происходит охлаждение всех элементов системы, ограничивая радиальное расширение корпуса двигателя и кольцевого ряда сегментов защитного кожуха. Недостаток прототипа заключается в сложности и ненадежности конструкции.

Технический результат заявленного изобретение заключается в упрощении и повышении надежности системы регулирования радиального зазора между торцами (вершинами) рабочих лопаток ротора и надроторными вставками статора при сбросе оборотов в двигателе.

Технический результат заявленного изобретения достигается тем, что система активного управления радиальным зазором в турбине содержит подвижное кольцо, расположенное между надроторными вставками статора, наружным кольцом турбины и корпусом статора турбины, и пневматические клапаны для подачи охлаждающего воздуха к подвижному кольцу и надроторным вставкам через выполненные в подвижном кольце каналы охлаждения. Подвижное кольцо имеет кольцевой гребень с радиально выполненными в нем сквозными продолговатыми в радиальном направлении отверстиями, при этом на внешней поверхности подвижного кольца выполнены кольцевые уплотняющие элементы. Подвижное кольцо соединено с корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины посредством втулок, входящих в сквозные продолговатые в радиальном направлении отверстия гребня подвижного кольца. Оси втулок параллельны центральной оси двигателя. Сквозные продолговатые в радиальном направлении отверстия подвижного кольца выполнены так, чтобы корпус статора турбины при термическом сжатии радиально сужался, смещаясь по указанным сквозным отверстиям за счет перемещения по ним втулок в пределах радиально сужающегося при термическом сжатии подвижного кольца. Радиальное сужение корпуса статора турбины при термическом сжатии в результате сброса оборотов двигателя осуществляется быстрее радиального сужения подвижного кольца при указанном термическом сжатии, так как за счет отключения подачи охлаждающего воздуха оно остается при температуре до сброса оборотов. Уплотняющие кольцевые элементы выполнены в виде незамкнутых поршневых колец или пластинок, при этом уплотняющие кольцевые элементы в виде незамкнутых поршневых колец размещены в кольцевых канавках, выполненных на внешней поверхности подвижного кольца, и подпружинены при помощи, например, пластинчатых пружин. Подвижное кольцо соединяется с надроторными вставками статора при помощи П-образных секторов, крепящихся к подвижному кольцу, например, при помощи штифтов.

Сущность заявленного изобретения поясняется следующими иллюстрациями:

- на фиг. 1 представлена система активного управления радиальным зазором турбины (разрез);

- на фиг. 2 - сечение А-А;

- на фиг. 3 - сечение Б-Б;

- на фиг. 5 представлен вариант с пластинчатыми уплотнениями (разрез).

Система активного управления радиальным зазором в турбине (см. фиг. 1) состоит из подвижного кольца (1); кольцевого гребня (2); сквозных продолговатых в радиальном направлении отверстий (3); кольцевых уплотняющих элементов (4); пластинчатых уплотнений (4а); секторов (5); надроторных вставок статора (6); корпуса статора турбины (7); втулок (8); камер (9); полости (10) подачи охлаждающего воздуха к сопловым лопаткам турбины низкого давления (16) и надроторным вставкам статора (6); полости (11) охлаждения подвижного кольца (1); пневматических клапанов (12); наружного кольца турбины высокого давления (13); полости вторичного воздуха камеры сгорания (14); рабочих лопаток турбины высокого давления (15); сопловых лопаток турбины низкого давления (16).

Кольцевые уплотняющие элементы (4) в виде незамкнутых поршневых колец не позволяют охлаждающему воздуху вытекать в проточную часть турбины из полости (11), минуя подвижное кольцо (1), а также втекать горячему газу в полость (11). Под термином незамкнутые поршневые кольца понимаются кольца, функции и назначение которых схожи с поршневыми кольцами, которые применяются в двигателях внутреннего сгорания и которые при термическом расширении радиально расширяются, создавая необходимое уплотнительное соединение. В качестве альтернативного варианта выполнения кольцевых уплотняющих элементов могут применятся также и пластинчатые уплотнения (4а) (фиг. 5) в виде вертикально расположенных кольцевых пластин, выполняющие те же функции, что и незамкнутые поршневые кольца. Под подвижным кольцом (1) понимается кольцо, которое при термическом сжатии или расширении радиально сужается/расширяется, т.е. при температурном воздействии изменяет свой диаметр. При термическом расширении или сжатии относительная подвижность подвижного кольца (1) влияет на плотность прилегания кольцевых уплотняющих элементов к корпусу статора турбины (7) и наружному кольцу турбины высокого давления (13).

Корпус статора турбины (7) включает в себя следующие детали: втулки (8) (см. фиг. 3), соединяющие подвижное кольцо (1) с корпусом статора турбины (7) и наружным кольцом турбины высокого давления (13) и обеспечивающие соосность подвижного кольца (1) и корпуса статора турбины (7) с возможностью их взаимного перемещения. Камеры (9) (см. фиг. 2) предназначены для направления охлаждающего воздуха в полость (11) охлаждения подвижного кольца (1) через выполненные в камере (9) отверстия. Камеры (9) имеют в поперечном сечении форму вытянутого прямоугольника и выполнены с внутренней стороны корпуса статора турбины (7). Подача охлаждающего воздуха к подвижному кольцу (1) и надроторным вставкам (6) осуществляется при открытых пневматических клапанах (12). Пневматические клапаны (12) совмещены с камерами (9) и имеют отверстия, непосредственно соединяющиеся с полостью (10) подачи охлаждающего воздуха к сопловым лопаткам турбины низкого давления (16) и надроторным вставкам (6). Полость вторичного воздуха камеры сгорания (14) - это полость, в которую поступает вторичный воздух для снижения температуры стенок камеры сгорания.

Предлагаемое устройство основано на том, что подвижное кольцо (1) имеет подвижное в радиальном направлении соединение с корпусом статора турбины (7) с обеспечением необходимой соосности. Диаметр подвижного кольца (1) и связанных с ним надроторных вставок (6) определяется температурой охлаждающего воздуха, при этом обеспечивается перемещение подвижного кольца (1) относительно корпуса статора турбины (7) во время его термического сжатия или расширения соосно центральной оси двигателя посредством, например, штифтов или сквозных продолговатых в радиальном направлении отверстий.

Стоит отметить, что снижение оборотов двигателя является следствием снижения температуры перед турбиной и снижением температуры воздуха, охлаждающего корпус статора турбины и ротор турбины. В традиционных конструкциях надроторные вставки жестко соединены с корпусом статора турбины и имеют по сравнению с ротором тонкостенную конструкцию, поэтому при охлаждении они быстро уменьшают свой диаметр (радиально сужаются). При этом ротор, имеющий массивный диск, уменьшает свой диаметр (радиально сужается) при термическом сжатии значительно медленнее. В результате при сбросе (уменьшении) оборотов двигателя происходит касание торцов рабочих лопаток о надроторные вставки, что приводит к износу торцов рабочих лопаток и увеличению радиального зазора между торцами рабочих лопаток ротора и надроторными вставками статора. Для устранения касания монтажный зазор вынуждены выполнять увеличенным.

Исследованиями установлено, что величина монтажного радиального зазора между торцами рабочих лопаток ротора и надроторными вставками статора обусловлена обеспечением отсутствия касания надроторных вставок о торцы рабочих лопаток при снижении оборотов двигателя (останове двигателя). На максимальном режиме (максимальная температура, максимальные обороты) при температуре 1800 К перед турбиной радиальный зазор составил 0,9 мм при монтажном зазоре 2 мм.

При работе авиационного двигателя на всех режимах, кроме режима сброса (снижения) оборотов, охлаждающий воздух из полости вторичного воздуха камеры сгорания (14) поступает через втулки (8) в полость (10) подачи охлаждающего воздуха к сопловым лопаткам турбины низкого давления (16) и надроторным вставкам (6), далее через открытые пневматические клапаны (12) в камеры (9) и потом через отверстия в полость (11) охлаждения подвижного кольца (1). Затем через каналы в подвижном кольце (1) охлаждающий воздух поступает в проточную часть турбины. Протекая через каналы в подвижном кольце (1) охлаждающий воздух сообщает ему свою температуру, охлаждая подвижное кольцо (1) и связанные с ним надроторные вставки (6). Подвижное кольцо (1) соединено с надроторными вставками (6) посредством П-образных секторов при помощи, например, штифтов. Подвижное кольцо (1) имеет кольцевой гребень (2), представляющий из себя кольцевой вертикальный выступ с выполненными по его окружности сквозными продолговатыми в радиальном направлении отверстиями (см. фиг. 3). Кольцевой гребень (2) выполнен за единое целое с подвижным кольцом (1) с его внешней стороны. При помощи кольцевого гребня (2) подвижное кольцо (1) связано с корпусом статора турбины (7) и наружным кольцом турбины высокого давления (13) посредством втулок (8), вставленных в указанные продолговатые в радиальном направлении отверстия (3) (см. фиг. 4). Втулки (8) закреплены в корпусе статора турбины (7), а оси втулок (8) параллельны центральной оси двигателя.

Устройство работает следующим образом. Пневматические клапаны (12) перекрывают поступление охлаждающего воздуха в камеры (9) из полости (10) подачи охлаждающего воздуха к сопловым лопаткам турбины низкого давления (16) и надроторным вставкам (6) и, следовательно, в полость (11) - охлаждение подвижного кольца (1) и надроторных вставок (6) прекращается. Корпус статора турбины (7) уменьшает свой диаметр (радиально сужается) в соответствии с температурой охлаждающего воздуха, а подвижное кольцо (1) и связанные с ним надроторные вставки (6) «консервируется» при температуре охлаждающего воздуха, которая была до сброса оборотов, сохраняя свой диаметр, равный диаметру до сброса оборотов двигателя. Термическое расширение или сжатие подвижного кольца (1) и связанных с ним надроторных вставок (6) происходит единовременно за счет их конструктивной взаимосвязи, о которой упоминалось выше. Стоит отметить, что применение понятия «консервируется» относительное, так как изменение диаметра подвижного кольца (1) и связанных с ним надроторных вставок (6) при термическом сжатии будет происходить по мере постепенного их остывания, но существенно медленнее корпуса статора турбины. Таким образом, между торцами рабочих лопаток турбины (15) и надроторными вставками (6), которые соединены с подвижным кольцом (1), в работе устанавливается соответствующая величина радиального зазора, предотвращающая касание надроторных вставок (6) о торцы (вершины) рабочих лопаток (15).

В результате касания и износа торцов рабочих лопаток при сбросе оборотов не происходит, следовательно, КПД турбины из-за увеличения радиального зазора не снижается.

Уменьшение монтажного радиального зазора между ротором и корпусом статора турбины является значительным резервом улучшения характеристик двигателя. По многим имеющимся данным в турбине высокого давления (ТВД) с безбандажными рабочими лопатками при уменьшении радиального зазора на 1% от длины лопаток КПД ступени увеличивается на ~2,0%.

1. Система активного управления радиальным зазором в турбине содержит подвижное кольцо, расположенное между надроторными вставками статора, корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины, и пневматические клапаны для подачи охлаждающего воздуха к подвижному кольцу и надроторным вставкам через выполненные в подвижном кольце каналы охлаждения, отличающаяся тем, что подвижное кольцо имеет кольцевой гребень с выполненными в нем сквозными продолговатыми в радиальном направлении отверстиями, на внешней поверхности подвижного кольца выполнены кольцевые уплотняющие элементы, подвижное кольцо соединено с корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины посредством втулок, входящих в сквозные продолговатые в радиальном направлении отверстия кольцевого гребня подвижного кольца, оси втулок параллельны центральной оси двигателя, а сквозные продолговатые в радиальном направлении отверстия подвижного кольца выполнены так, чтобы корпус статора турбины при термическом сжатии радиально сужался, смещаясь по указанным сквозным отверстиям за счет перемещения по ним втулок в пределах радиально сужающегося при термическом сжатии подвижного кольца.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что радиальное сужение корпуса статора турбины при термическом сжатии осуществляется быстрее радиального сужения подвижного кольца при указанном термическом сжатии.

3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что уплотняющие кольцевые элементы выполнены в виде незамкнутых поршневых колец или пластинок.

4. Система по п. 3, отличающаяся тем, что уплотняющие кольцевые элементы в виде незамкнутых поршневых колец размещены в кольцевых канавках, выполненных на внешней поверхности подвижного кольца.

5. Система по п. 4, отличающаяся тем, что уплотняющие кольцевые элементы в виде незамкнутых поршневых колец подпружинены при помощи, например, пластинчатых пружин.

6. Система по п. 1, отличающаяся тем, что подвижное кольцо соединяется с надроторными вставками статора при помощи П-образных секторов, крепящихся к подвижному кольцу, например, при помощи штифтов.



 

Похожие патенты:

Турбинная система (102) и способ регулирования зазоров (108) в турбине (102). Система может содержать по меньшей мере одну лопатку (104) турбины, корпус (106), окружающий указанную по меньшей мере одну лопатку (104), термоэлемент (110), расположенный по меньшей мере частично около корпуса (106) турбины, охлаждающую систему (307), находящуюся в сообщении с термоэлементом (110), и контроллер (112), находящийся в сообщении с охлаждающей системой (307) и термоэлементом (110).

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с рабочими колесами биротативного вентилятора.

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).

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).

Изобретение относится к области турбостроения, а именно к системе регулирования радиального зазора в газотурбинных двигателях. Система активного управления радиальным зазором в турбине содержит, подвижное кольцо, расположенное между надроторными вставками статора, корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины, и пневматические клапаны для подачи охлаждающего воздуха к подвижному кольцу и надроторным вставкам через выполненные в подвижном кольце каналы охлаждения. Подвижное кольцо имеет кольцевой гребень с радиально выполненными в нем сквозными пазами. На внешней поверхности подвижного кольца выполнены кольцевые уплотняющие элементы. Подвижное кольцо соединено с корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины посредством втулок, входящих в сквозные пазы кольцевого гребня подвижного кольца. Оси втулок параллельны центральной оси двигателя. Сквозные пазы подвижного кольца выполнены так, чтобы корпус статора турбины при термическом сжатии радиально сужался, смещаясь по указанным сквозным пазам за счет перемещения по ним втулок в пределах радиально сужающегося при термическом сжатии подвижного кольца. Достигается упрощение и повышение надежности системы регулирования радиального зазора между торцами рабочих лопаток ротора и надроторными вставками статора при сбросе оборотов в двигателе. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх