ТУРБИННОЕ КОЛЬЦО И ТУРБИНА Российский патент 2009 года по МПК F01D11/00 F01D11/08 

Настоящее изобретение относится к турбинному кольцу, образующему наружный кожух ротора этой турбины. В частности, изобретение может применяться для турбины высокого давления, установленной непосредственно за камерой сгорания авиационного турбореактивного двигателя. В частности, оно относится к системе соединения и охлаждения секторов, образующих упомянутое турбинное кольцо.

В турбине вышеуказанного типа, приводимой в движение горячими газами, ротор вращается внутри неподвижного турбинного кольца, состоящего из множества криволинейных секторов, соединенных встык в окружном направлении для образования кожуха ротора. Температура газов, приводящих в движение лопаточное колесо, такова, что термомеханические напряжения, возникающие внутри секторов и между секторами, могут привести к разрушениям, сокращающим срок службы колец. Как правило, чаще всего образование небольших трещин и/или осыпание внутренней стороны (называемой горячей стороной) секторов в основном наблюдают вблизи соединений между смежными секторами.

Для обеспечения хорошей герметичности венца колеса с целью сокращения утечек нерабочего воздуха и избежания обратной циркуляции горячих газов между этими соседними секторами выполняют уплотнительные системы, содержащие пластины, установленные между этими секторами в прорезях, выполненных друг против друга в смежных радиальных сторонах упомянутых секторов.

Например, известный из предшествующего уровня техники сектор 1, показанный на фиг.1, содержит уплотнительную систему, содержащую четыре пластины 2-5, установленные в прорезях 6, 7, 8. Пластину 3 сгибают и устанавливают между двумя прорезями 6, 7, сообщающимися друг с другом, в которых установлены другие прямолинейные пластины 2, 4. Точная механическая обработка прорезей затруднена, в частности, из-за разности толщины, обусловленной необходимостью установки согнутой пластины. Позиционирование этой пластины является очень сложной операцией. Кроме того, пластину 2 полностью устанавливают в прорези 6, параллельной горячей стороне 9 сектора и выполненной на незначительном расстоянии от этой стороны.

Также из предшествующего уровня техники (US 5088888 А, опубл. 1992) известно турбинное кольцо, образующее кожух ротора и состоящее из множества секторов, соединенных между собой встык через уплотнительные системы, содержащие пластины, расположенные между соседними секторами, при этом упомянутые пластины устанавливают в прорези, выполненные друг против друга в смежных радиальных сторонах упомянутых секторов, причем каждая уплотнительная система состоит из прямолинейных пластин, вставленных в соответствующие прямолинейные прорези упомянутых радиальных сторон секторов, причем прорези на каждой радиальной стороне выполняют независимыми друг от друга.

Выполнение прорезей приводит к возникновению зон концентрации напряжений, и, когда они находятся вблизи горячей поверхности, это приводит к снижению прочности детали и к ее преждевременному разрушению. Задачей настоящего изобретения является, в частности, устранение этих недостатков.

В первую очередь, турбинное кольцо образует кожух ротора и состоящее из множества секторов, соединенных между собой встык через уплотнительные системы, содержащие пластины (27, 28, 29), расположенные между соседними секторами, при этом упомянутые пластины устанавливают в прорези, выполненные друг против друга в смежных радиальных сторонах упомянутых секторов, причем каждая уплотнительная система состоит из прямолинейных пластин, вставленных в соответствующие прямолинейные прорези (31, 32, 33) упомянутых радиальных сторон секторов, причем прорези на каждой радиальной стороне выполняют независимыми друг от друга, не сообщаясь друг с другом. Сам факт выполнения уплотнительной системы из прямолинейных пластин упрощает выполнение прорезей и облегчает монтаж пластин в эти прорези. Кроме того, улучшается контроль позиционирования пластин в силу выполнения строго прямолинейных опорных поверхностей. В целом это позволяет уменьшить сечения утечек. Каждая уплотнительная система, выполненная между двумя секторами, содержит первую и вторую пластины (27, 28), расположенные в форме шеврона с внутренней стороны упомянутых радиальных сторон секторов, при этом упомянутые пластины вставляют в прорези (31, 32) упомянутых радиальных сторон секторов, определяющие их относительные положения. Благодаря этому можно точно откалибровать утечку воздуха между двумя последовательными секторами. Следовательно, эта утечка может быть одинаковой во всех межсекторных пространствах. В целом, согласно расчету, размер утечки может быть снижен на 10-20% по сравнению с описанным выше известным техническим решением. Вторая пластина (28) расположена между точкой (С), находящейся вблизи заднего борта каждого сектора по направлению внутрь, и точкой (D), находящейся вблизи упомянутой первой пластины, по существу, между ее серединой и двумя третями ее длины.

Преимущественно каждая уплотнительная система содержит третью пластину, по существу, расположенную от одного конца к другому концу смежных секторов параллельно оси кольца с наружной стороны упомянутых радиальных сторон.

Предпочтительно, что упомянутая первая пластина (27) расположена между точкой (А), находящейся вблизи переднего борта каждого сектора по направлению внутрь, и точкой (В), находящейся вблизи упомянутой третьей пластины.

При этом угол, образованный направлениями упомянутых первой и третьей пластин, находится в пределах от 15 до 70 градусов.

Другое преимущество настоящего изобретения состоит в том, что расположение пластин в виде шеврона на горячей стороне позволяет одновременно отдалить зоны концентрации напряжений от упомянутой горячей стороны (так как прорези отходят от нее) и оставить достаточное пространство между пластинами и горячей стороной для выполнения выходящих в него выпускных воздушных каналов для охлаждающего воздуха, поступающего в них из полости, выполненной в самом секторе.

В частности, настоящее изобретение относится также к турбинному кольцу согласно вышеуказанному определению, в котором каждый сектор содержит полость для циркуляции охлаждающего воздуха, отличающемуся тем, что оно дополнительно содержит выпускные воздушные каналы, выполненные между упомянутой полостью и, по меньшей мере, одной радиальной стороной сектора, при этом данные каналы выходят на упомянутую радиальную сторону между ее внутренним бортом и упомянутыми первой и второй пластинами.

Предпочтительным образом, каждый сектор содержит полость для циркуляции охлаждающего воздуха и выпускные воздушные каналы, выполненные между упомянутой полостью и, по меньшей мере, одной радиальной стороной упомянутого сектора, при этом упомянутые каналы выходят на упомянутую радиальную сторону между ее внутренним бортом и упомянутыми первой и второй пластинами.

Также предпочтительно, что некоторые каналы выполнены, по существу, перпендикулярно к оси кольца. При этом отверстия упомянутых каналов расположены в ряд параллельно оси кольца.

Предпочтительным образом, каналы, расположенные на концах упомянутого ряда, выполнены под углом и расходятся относительно других каналов в направлении от полости к радиальной стороне.

Преимущественно, что в находящиеся друг против друга прорези двух смежных радиальных сторон упомянутых секторов устанавливают только одну пластину (27, 28, 29).

Изобретение также относится к турбине, содержащей описанное выше турбинное кольцо.

Настоящее изобретение и его другие преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 изображает вид радиальной стороны сектора, входящего в состав турбинного кольца из предшествующего уровня техники.

Фиг.2 - вид радиальной стороны сектора, входящего в состав турбинного кольца в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.3 - схематичный вид двух последовательных секторов, показанных на фиг.2 стрелкой 3.

Фиг.4 - схематичный вид картера, соединенного с такими секторами кольца.

Фиг.5 - схематичный вид различных возможных вариантов ориентации упомянутых первой и второй пластин.

Фиг.6-8 изображают частичный вид вариантов выполнения сектора, показанного на фиг.3.

На чертежах и, в частности, на фиг.2-4 показаны секторы 11 турбинного кольца, образующего кожух ротора, не показанный на чертежах. В данном случае речь идет о турбине высокого давления турбореактивного двигателя. Эту турбину устанавливают за камерой сгорания. В представленном примере такое кольцо состоит из 32 криволинейных секторов 11 кольца, соединенных встык и образующих кожух слегка конической формы, охватывающий упомянутый ротор. Каждый сектор 11 выполнен из толстой плиты, слегка изогнутой для образования кольца. На чертежах показаны внутренняя сторона 12, по существу, прямоугольной формы, выполненная слегка вогнутой, называемая «горячей стороной», контактирующая с газовоздушным трактом, и наружная сторона 14, по существу, прямоугольной формы, называемая «холодной стороной». Относительно потока горячего газа, проходящего через ротор, различают также передний борт 16, находящийся напротив сопла камеры сгорания, и противоположный ему задний борт 18. Каждый сектор 11 дополнительно содержит две радиальные стороны 20, 21, которыми он соединяется в окружном направлении с соседними секторами через вышеуказанные уплотнительные системы 26 (см. фиг.2). Каждая уплотнительная система 26 представляет собой совокупность пластин, вставленных в соответствующие прорези, выполненные в находящихся друг против друга упомянутых радиальных сторонах 20, 21. Каждую пластину вставляют в две прорези, принадлежащие к двум секторам кольца, смежным в окружном направлении.

Концы лопаток ротора перемещаются напротив выполненной таким образом внутренней поверхности кольца. Направление вращения показано на фиг.2 стрелкой F. Выбрасываемые из камеры сгорания горячие газы проходят вблизи внутренней поверхности кольца, которая подвергается воздействию сверхвысоких температур. Поэтому необходимо одновременно свести к минимуму температурные градиенты в конструкции кольца (и, следовательно, свести к минимуму, в частности, утечки газов между секторами) и эффективно охлаждать упомянутое кольцо. Для этого используют часть воздуха, нагнетаемого компрессором, питающим камеру сгорания. В связи с этим каждый сектор 11 выполняют полым, и он содержит полость 35 для циркуляции охлаждающего воздуха, поступающего из атмосферы.

На фиг.4 схематично показано положение кольца, образованного совокупностью секторов 11. Картер 15 турбины ограничивает вместе с этим кольцом кольцевую полость 17. Все секторы направлены радиально наружу от лопаточного колеса 19 высокого давления, которое, в свою очередь, установлено в осевом направлении между направляющей 21 высокого давления и направляющей 23 низкого давления. Поступающий из компрессора воздух отбирается перед камерой сгорания и поступает (через сквозные отверстия) в кольцевую полость 17. Таким образом, эта полость питает все секторы кольца. Каждый сектор кольца (фиг.3) содержит две отдельные полости 39 и 40, выполненные в виде тромбона и отделенные друг от друга перегородкой 42, и воздух в них поступает через соответствующие отверстия 37 и 38. Циркулирующий в полости 39 воздух выходит через ряд выпускных каналов 44, выходящих на передний борт 16 сектора кольца, а воздух, циркулирующий в полости 40, выходит через ряд выпускных каналов 46, выходящих на задний борт 18 сектора кольца.

Описанная выше конструкция сама по себе известна, за исключением конструкции уплотнительных систем между секторами. Настоящее изобретение относится, в частности, к усовершенствованию упомянутых уплотнительных систем между секторами.

В частности, каждая уплотнительная система 26 (фиг.2-4) состоит в данном случае из трех прямолинейных пластин, вставленных в соответствующие прямолинейные прорези радиальных сторон двух смежных секторов. В частности, каждая уплотнительная система (фиг.2) содержит первую пластину 27 и вторую пластину 28, находящиеся с внутренней стороны упомянутых радиальных сторон, то есть со стороны горячих сторон секторов. Пластины 27, 28 выполнены в виде шеврона, то есть вставлены в прорези 31, 32 упомянутых радиальных сторон, выполненные под углом к внутренней стороне 12 и к наружной стороне 14 секторов. Эти прорези определяют относительные положения обеих пластин.

Кроме того, каждая уплотнительная система содержит третью пластину 29, по существу, расположенную от одного края к другому краю смежных секторов, параллельно оси кольца, с наружной стороны упомянутых радиальных сторон. Пластину 29 вставляют в прямолинейные прорези 33 смежных секторов. Как показано на фиг.2, первая пластина 27 расположена между точкой А, находящейся вблизи переднего борта обоих секторов по направлению к внутренней стороне (рядом с горячими сторонами), и точкой В, находящейся вблизи третьей пластины 29. Вторую пластину 28 устанавливают таким образом, чтобы она располагалась между точкой С, находящейся рядом с задним бортом 18 каждого из двух секторов в направлении внутренней стороны, и точкой D, находящейся вблизи первой пластины, по существу, между ее серединой и двумя третями ее длины, если считать от точки А.

Давление, действующее в межсекторных пространствах изнутри и снаружи и между упомянутыми первой и второй пластинами, с одной стороны, и третьей пластиной, с другой стороны, имеет такие значения, при которых упомянутые первая и третья пластины 27, 29 прижимаются к внутренним сторонам прорезей 31, 33, в которых они установлены, тогда как упомянутая вторая пластина 28 прижимается к наружной стороне прорези 32, в которой она установлена, как показано на фиг.2. Длина первой пластины 27 зависит от угла, который она образует с третьей пластиной 29. После определения этого угла (несколько вариантов показаны на фиг.5) соответственно определяют положение и длину второй пластины.

Угол между первой и третьей пластинами может находиться в пределах приблизительно от 15 до 70°.

Можно осуществлять точную механическую обработку прорезей и оптимально определять их положение. Пластины можно устанавливать в прорези при соблюдении полного контроля за их относительным положением. В результате этого обеспечивают полный контроль за пропускным сечением утечек между упомянутыми первой и второй пластинами (обозначено 31) и за пропускным сечением утечек между первой и третьей пластинами (обозначено 32).

При рассмотрении фиг. 2 и 3, в частности, можно указать на еще один отличительный признак настоящего изобретения, касающийся охлаждения радиальных сторон 20, 21 воздухом, поступающим из полости 35 циркуляции охлаждающего воздуха. Как видно из чертежей, каждый сектор содержит выпускные воздушные каналы 50, выполненные между полостью 40 и, по меньшей мере, одной радиальной стороной сектора. Эти каналы выходят на радиальную сторону 20 между ее внутренним бортом (горячая сторона) и упомянутыми первой и второй пластинами 27, 28. Выполнение этих выпускных воздушных каналов возможно благодаря расположению обеих пластин в форме шеврона. Каналы расположены в ряд, параллельный оси кольца. В примере, показанном на фиг.3, все они выполнены перпендикулярно к радиальной стороне. В примере, показанном на фиг.6, некоторые каналы 50 выполнены перпендикулярно к радиальной стороне, в то время как другие каналы, находящиеся на концах упомянутого ряда или, по меньшей мере, на одном из этих концов, выполнены под углом и расходятся относительно первых каналов, в данном случае в направлении от полости к радиальной стороне. Угол между расходящимися каналами может составлять от 10 до 120°. В некоторых случаях можно выполнять каналы под углом сходящимися в другом направлении. Согласно варианту, показанному на фиг.7, параллельные каналы образуют угол относительно направления, перпендикулярного к радиальной стороне. При этом угол выбирают таким, чтобы воздух выбрасывался под углом к задней стороне кольца. В варианте, показанном на фиг.8, параллельные каналы образуют угол относительно направления, перпендикулярного к радиальной стороне. При этом угол выбирают таким, чтобы воздух выбрасывался под углом к передней стороне кольца.

Согласно представленному примеру каналы 50 выходят на радиальную сторону 20, к которой лопатки подходят в первую очередь при направлении вращения, показанном стрелкой F. Это позволяет избежать или ограничить обратное прохождение горячего газа в межсекторные пространства. Аналогичные каналы могут быть также выполнены в противоположной стенке и выходить на радиальную сторону 21. Выходящий через каналы 50 воздух охлаждает стенку, в которой они выполнены, за счет конвекции (термическая накачка), тогда как противоположная стенка (сторона 21) охлаждается обдувом воздушных струй. Кроме того, выходящие из каналов 50 воздушные струи создают некоторое подобие флюидизированной системы среды, препятствующей проникновению горячих газов.

Кроме того, необходимо отметить, что предпочтительно прорези 31, 32, 33 выполняют независимыми, то есть не сообщающимися друг с другом. Это позволяет избежать выполнения угловых участков. При этом межсекторные сечения утечки также сокращаются.

Настоящее изобретение касается также любого сектора кольца или любого соединения секторов кольца, отвечающих описанным выше характеристикам.

Турбинное кольцо, образующее кожух ротора, состоит из множества секторов, соединенных между собой встык через уплотнительные системы, содержащие пластины, расположенные между соседними секторами. Каждая уплотнительная система состоит из прямолинейных пластин, вставленных в соответствующие прямолинейные прорези радиальных сторон секторов. Прорези на каждой радиальной стороне выполнены независимыми друг от друга. Каждая уплотнительная система, выполненная между двумя секторами, содержит первую и вторую пластины, расположенные в форме шеврона с внутренней стороны упомянутых радиальных сторон секторов. Вторая пластина расположена между точкой, находящейся вблизи заднего борта каждого сектора по направлению внутрь, и точкой, находящейся вблизи упомянутой первой пластины, по существу, между ее серединой и двумя третями ее длины. Другое изобретение группы относится к турбине, содержащей описанное выше турбинное кольцо. Изобретения позволяют снизить утечки через межсекторное пространство, а также упростить выполнение прорезей и монтаж пластин. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Турбинное кольцо, образующее кожух ротора и состоящее из множества секторов (11), соединенных между собой встык через уплотнительные системы, содержащие пластины (27, 28, 29), расположенные между соседними секторами, при этом упомянутые пластины устанавливают в прорези, выполненные напротив друг друга в смежных радиальных сторонах упомянутых секторов, причем каждая уплотнительная система состоит из прямолинейных пластин, вставленных в соответствующие прямолинейные прорези (31, 32, 33) упомянутых радиальных сторон секторов, причем прорези на каждой радиальной стороне выполняют независимыми друг от друга, не сообщаясь друг с другом, отличающееся тем, что каждая уплотнительная система, выполненная между двумя секторами, содержит первую и вторую пластины (27, 28), расположенные в форме шеврона с внутренней стороны упомянутых радиальных сторон секторов, при этом упомянутые пластины вставляют в прорези (31, 32) упомянутых радиальных сторон секторов, определяющие их относительные положения, причем упомянутая вторая пластина (28) расположена между точкой (С), находящейся вблизи заднего борта каждого сектора по направлению внутрь, и точкой (D), находящейся вблизи упомянутой первой пластины, по существу между ее серединой и двумя третями ее длины.

2. Турбинное кольцо по п.1, отличающееся тем, что каждая уплотнительная система содержит третью пластину (29), по существу расположенную от одного конца к другому концу смежных секторов параллельно оси кольца с наружной стороны упомянутых радиальных сторон.

3. Турбинное кольцо по п.2, отличающееся тем, что упомянутая первая пластина (27) расположена между точкой (А), находящейся вблизи переднего борта каждого сектора по направлению внутрь, и точкой (В), находящейся вблизи упомянутой третьей пластины.

4. Турбинное кольцо по п.3, отличающееся тем, что угол, образованный направлениями упомянутых первой и третьей пластин, находится в пределах от 15 до 70°.

5. Турбинное кольцо по одному из пп.1-4, отличающееся тем, что каждый сектор содержит полость (40) для циркуляции охлаждающего воздуха, и выпускные воздушные каналы (50), выполненные между упомянутой полостью и, по меньшей мере, одной радиальной стороной (20) упомянутого сектора, при этом упомянутые каналы выходят на упомянутую радиальную сторону между ее внутренним бортом и упомянутыми первой и второй пластинами.

6. Турбинное кольцо по п.5, отличающееся тем, что, по меньшей мере, некоторые каналы выполнены по существу перпендикулярно к оси кольца.

7. Турбинное кольцо по п.5, отличающееся тем, что отверстия упомянутых каналов расположены в ряд параллельно оси кольца.

8. Турбинное кольцо по п.7, отличающееся тем, что каналы, расположенные на концах упомянутого ряда, выполнены под углом и расходятся относительно других каналов в направлении от полости к радиальной стороне.

9. Турбинное кольцо по одному из пп.1-4, отличающееся тем, что в находящиеся напротив друг друга прорези двух смежных радиальных сторон упомянутых секторов устанавливают только одну пластину (27, 28, 29).

10. Турбина, отличающаяся тем, что содержит кольцо, выполненное по одному из пп.1-9.