ТУРБИНА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, КОЛЬЦЕОБРАЗНЫЙ ФЛАНЕЦ, СЕКТОР НАПРАВЛЯЮЩИХ ЛОПАТОК И АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СОДЕРЖАЩИЙ ТУРБИНУ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ Российский патент 2014 года по МПК F01D9/04 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к установке узла направляющих лопаток турбины.

Основная область применения узла направляющих лопаток турбины высокого давления - это авиационный двигатель, например турбореактивный двигатель.

Уровень техники, предшествующий изобретению

В турбине высокого давления турбореактивного двигателя узел направляющих лопаток до настоящего времени крепился к нижней части кожуха, также именуемой «контур внутреннего кожуха». Далее по тексту контуром внутреннего кожуха будет называться узел структурных элементов, опирающихся или неподвижно закрепленных непосредственно на внутреннем кожухе турбины. Аналогичным образом, фраза «контур внешнего кожуха» будет использоваться применительно к узлу структурных элементов, опирающихся или неподвижно закрепленных непосредственно на внешнем кожухе турбины. Ранее уже было предложено несколько решений по креплению. Их можно разделить, по существу, на две категории: решения, где в качестве средств крепежа к контуру внутреннего кожуха обычно используются резьбовые соединения, подобные тем, которые описаны в ЕР 1369552, а также решения, в которых используются другие средства крепления, такие как шпильки.

Подобные решения, в которых используются шпильки, например, описаны в FR 2189632 и ЕР 0513956.

Одно из решений с использованием шпилек, применяющееся заявителем, показано на фиг.1.

Обозначения «по ходу спереди» и «по ходу сзади» используются применительно к потоку газов (слева направо на фиг.1). Аналогичным образом термины «наружный», «внешний», «внутренний» и «азимутальный» используются применительно к положению элементов относительно вала турбины (расположенного внизу на фиг.1). Таким образом, азимутальное положение соответствует азимутальному углу относительно оси вращения вала турбины. На фиг.1 показано, что узел направляющих лопаток турбины высокого давления включает в себя сектор, образующий ряд неподвижных, выравнивающих поток лопаток 1, расположенных по ходу спереди ряда подвижных лопаток 2 турбины высокого давления. Внутренний край 10 сектора закреплен в так называемой внутренней конусной части 30 контура внутреннего кожуха 3 турбины посредством шпилек 4. Этот контур внутреннего кожуха 3, в частности, содержит кожух 31 направляющих лопаток. Внешний край 11 сектора 1 аксиально опирается на кольцеобразную деталь 50, которая поддерживает подвижные лопатки 2 и которая неподвижно закреплена непосредственно во внешнем кожухе 5 турбины. За счет подобной установки (аксиальная опора на внешний край и крепление шпилькой внутреннего края) неподвижные направляющие лопатки 1 могут во время использования турбины наклоняться на несколько градусов в направлении по ходу назад или по ходу вперед для компенсации разницы объемных расширений, которые могут возникать между внешним кожухом 5 и внутренним кожухом 3. Помимо этого подобный узел позволяет избежать создания избыточного механического напряжения и гарантирует герметичность. Во время использования турбины под напором газов неподвижные лопатки 1 узла направляющих лопаток аксиально опираются на две зоны, отмеченные эллипсами, внутреннюю зону Z1 и внешнюю зону Z2, с примерно одинаковым распределением давления. Другими словами одна половина сдвигающего усилия неподвижных направляющих лопаток 1 прикладывается к зоне Z1, а другая половина - к зоне Z2.

Таким образом, независимо от крепежного решения, используемого в данный момент для установки узла направляющих лопаток турбины, в частности, со шпильками, необходимо рассчитать соответствующие размеры контура внутреннего кожуха и контура внешнего кожуха для восприятия приложенного давления. При расчете подобных размеров также необходимо принимать во внимание массу выступов внешнего и внутреннего кожухов, в частности, кожуха направляющих лопаток, которая может быть значительной.

Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в том, чтобы предложить решение, которое позволило бы уменьшить массу кожуха направляющих лопаток турбины за счет уменьшения или даже исключения усилий, прикладываемых напором газов, к контуру внутреннего кожуха во время использования.

Технический результат, достигаемый при реализации, заключается в том, что обеспечивается направление сдвигающего усилия на контур внешнего кожуха и компенсация разницы осевых объемных расширений, которые вероятно будут возникать между контуром внешнего кожуха и контуром внутреннего кожуха.

Краткое описание изобретения

Таким образом, изобретение относится к турбине высокого давления газотурбинного двигателя, содержащей, по меньшей мере, один узел направляющих лопаток, образованный кольцеобразным рядом неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора, поворотно установленные по ходу после узла направляющих лопаток, упомянутый узел направляющих лопаток включает в себя внешний край и внутренний край, отличающейся тем, что внешний край аксиально опирается на контур внешнего кожуха турбины, а внутренний край находится в аксиально скользящем соединении с контуром внутреннего кожуха турбины, аксиальное скользящее соединение позволяет внутреннему краю свободно перемещаться вдоль оси двигателя, а аксиальное ограничение осуществляется за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки.

Скользящее аксиальное соединение в контексте изобретения, таким образом, допускает определенную степень свободного перемещения внутреннего края лопатки вдоль оси двигателя или газотурбинного двигателя.

Аксиальное ограничение лопатки осуществляется за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки, что позволяет достичь заявленной цели изобретения, поскольку при подобном скользящем аксиальном соединении по контуру внутреннего кожуха все сдвигающее усилие, возникающее во время использования газотурбинного двигателя, приходится на внешний кожух.

Скользящее аксиальное соединение в контексте изобретения не является узлом, допускающим определенное осевое смещение, как у узла с расширительным соединением. Установка внутреннего края лопатки с расширительным соединением не входит в объем данного изобретения, поскольку оно обязательно компенсирует часть сдвигающего усилия газотурбинного двигателя во время использования.

Контур внешнего кожуха может содержать кольцеобразную опору, неподвижно закрепленную на внешнем кожухе, на которую опирается внешний край направляющих лопаток.

По одному из предпочтительных вариантов осуществления

- контур внутреннего кожуха содержит кольцеобразный элемент с множеством осевых канавок,

- каждый внутренний край направляющих лопаток содержит выступы, которые проходят в направлении контура внутреннего кожуха и имеют форму скоб, одна группа из них ориентирована в направлении по ходу вперед турбины, а другая группа ориентирована в направлении по ходу назад турбины, скобы соединены между собой в паре фланцев, неподвижно скрепленных друг с другом, аксиальное скользящее соединение осуществляется при помощи множества шпилек, которые проходят радиально, по меньшей мере, от одного из фланцев в направлении внутренней части турбины, и каждая из которых вставлена в одну из осевых канавок кольцеобразного элемента контура внутреннего кожуха.

По предпочтительному варианту осуществления изобретения формируется неподвижный венец из направляющих лопаток турбины высокого давления с парой кольцеобразных фланцев, неподвижно скрепленных друг с другом, узел находится в аксиальном скользящем соединении с выступом контура внутреннего кожуха. Подобное соединение позволяет узлу центрироваться и свободно перемещаться в осевом направлении. Аксиальное ограничение (восприятие нагрузки) осуществляется за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки, в частности внешними направляющими, расположенными по ходу сзади, на контуре внешнего кожуха.

Предпочтительно пара фланцев неподвижно скреплена друг с другом при помощи болтового соединения.

Предпочтительно, чтобы часть выступов направляющих лопаток, расположенных по ходу спереди, и фланцы, расположенные по ходу спереди, были выполнены с возможностью разграничения прохода, достаточно широкого для подачи воздуха по ходу спереди в узел направляющих лопаток.

Предпочтительно, чтобы фланец, из которого множество шпилек выступает внутрь, был фланцем, расположенным по ходу спереди, у которого кольцеобразный элемент контура внутреннего кожуха, содержащий осевые канавки, в которые вставляются шпильки, был элементом, неподвижно закрепленным на внутреннем кожухе турбины по ходу перед узлом направляющих лопаток.

Если узел направляющих лопаток содержит, по меньшей мере, один сектор, один из фланцев может содержать множество осевых ребер, ширина каждого из которых соответствует расстоянию, разделяющему две скобы одного и того же сектора узла направляющих лопаток, ориентированных одинаково, ребра фланца и скобы сектора соединяются друг с другом, образуя пазо-шиповое соединение, позволяющее осуществлять азимутальное позиционирование направляющих лопаток.

Фланец, содержащий ребра, предпочтительно является фланцем, расположенным по ходу сзади.

Каждый фланец предпочтительно изготовлен как единая цельная деталь, длина кольцеобразной формы которой позволяет осуществлять сборку полного кольцеобразного ряда неподвижных лопаток.

Изобретение также относится к сектору направляющих лопаток турбины, содержащему, по меньшей мере, одну неподвижную, выравнивающую поток лопатку, один из боковых краев которой содержит выступы в виде скоб, разделенные на две группы, ориентированных в разные стороны, одна - в направлении ведущей кромки, другая - в сторону задней кромки лопатки.

Сектор направляющих лопаток турбины может содержать единственную неподвижную выравнивающую поток лопатку.

Выступ на боковом крае может предпочтительно содержать группу из двух скоб.

Изобретение также относится к кольцеобразному фланцу, содержащему скобы, которые взаимодействуют путем сцепления с одной из групп скоб ранее описанного сектора.

Кольцеобразный фланец может содержать шпильки.

Изобретение также относится к авиационному двигателю, содержащему турбину высокого давления, описанную ранее.

Изобретение обладает следующими основными преимуществами:

- предотвращает усилия на контур внутреннего кожуха,

- позволяет уменьшить толщину контура внутреннего кожуха, в частности кожуха направляющих лопаток, а следовательно, позволяет уменьшить массу.

Краткое описание чертежей

Другие преимущества и признаки станут более понятны после ознакомления со следующим подробным описанием, со ссылкой на следующие чертежи, где

- на фиг.1 показан частичный продольный вид в сечении турбины высокого давления газотурбинного двигателя из уровня техники,

- на фиг.2 показан частичный продольный вид в сечении одного из вариантов осуществления турбины высокого давления по настоящему изобретению,

- на фиг.3А-3Е показаны различные последовательные этапы сборки направляющих лопаток турбины высокого давления по настоящему изобретению.

Подробное описание изобретения

Турбина высокого давления из уровня техники, показанная на фиг.1, была описана выше. Недостаток при сборке подобной турбины заключается в том, что необходимо задавать равное распределение сдвигающего усилия от газов между зоной Z1 и зоной Z2. Следовательно, необходимо сделать размеры контура внутреннего кожуха 3, в частности кожуха 31 направляющих лопаток, достаточными для восприятия сдвигающих усилий в зоне Z1.

Цель изобретения заключается в том, чтобы направить все осевые усилия от узла НР1 направляющих лопаток на контур внешнего кожуха 5, или в зону Z2.

Для этого предлагается создать аксиальное скользящее соединение в зоне Z1 (обозначенное черной горизонтальной линией LG на фиг.2). На изображенном варианте осуществления аксиальное скользящее соединение создается за счет жесткого кольцеобразного венца, образуемого фланцем 60, расположенным по ходу спереди, фланцем 61, расположенным по ходу сзади, и, по меньшей мере, одним сектором 1 направляющих лопаток, зацепляемым за фланцы 60, 61. Образованный подобным образом жесткий венец фиксируется при помощи системы из винтов 7 и гаек 8.

А именно контур внутреннего кожуха 3 содержит внутренний конус 30 с множеством осевых канавок 300 (фиг.3D).

Каждый внутренний край 10 секторов направляющих лопаток 1 содержит выступы 100, которые идут по направлению к контуру внутреннего кожуха 3 и которые выполнены в виде скоб, одна группа 100а которых ориентирована в направлении по ходу вперед турбины, а другая группа 100b ориентирована в направлении по ходу назад турбины. Скобы 110а, 110b сцеплены со скобами 600, 610 другой формы пары фланцев 60, 61. Последние детали 60, 61 неподвижно скреплены друг с другом при помощи системы из винтов/гаек 7, 8.

Аксиальное скользящее соединение LG образовано при помощи множества противоповоротных шпилек 601, которые проходят радиально от фланца, расположенного по ходу спереди, по направлению внутрь турбины (фиг.2 и 3В), каждая из которых вставляется в одну из осевых канавок 300 внутреннего конуса 30 контура внутреннего кожуха 3.

Образуемый подобным образом венец сопрягается с внутренним конусом 30, который непрерывно проходит вдоль контура внутреннего кожуха 3. Подобное соединение выполняет несколько функций: функцию центрирования, функцию аксиального скольжения и противоповоротную функцию.

Функция скольжения данного соединения обеспечивает жесткому венцу свободу перемещения вдоль оси двигателя. Жесткий венец под воздействием усилия от узлов HP направляющих лопаток соприкасается лишь с контуром внешнего кожуха 5 (у внешних направляющих DHP 11, расположенных по ходу сзади; зона Z2), не создавая осевых усилий на внутренний конус 30. Другими словами, усилия передаются на внешний кожух 5.

Скобы 100а, 600 внутреннего края 100а, расположенного по ходу спереди, сектора DHP и фланец 60, расположенный по ходу спереди, соответственно, выполняют следующие функции:

- подачу воздуха в секторы 1 узла DHP направляющих лопаток за счет разграничения предназначенного для этого прохода С (фигуры 3В, 3С).

- азимутальное позиционирование секторов 1 узла DHP направляющих лопаток. А именно, для осуществления азимутального позиционирования секторов, фланец 61, расположенный по ходу сзади, содержит множество осевых ребер 611, длина каждого из которых соответствует расстоянию, разделяющему две скобы 100а одного и того же сектора направляющих лопаток, ориентированных одинаково. Ребра 611 фланца 61 и скобы 600 сектора соединяются друг с другом таким образом, чтобы они образовывали пазо-шиповое соединение, обеспечивающее азимутальное позиционирование секторов направляющих лопаток (фиг.3А).

Сборка узла направляющих лопаток осуществляется в следующей последовательности (направление сборки на фигурах с 3А по 3D показано стрелкой):

- секторы 1 направляющих лопаток устанавливаются на фланце 61, расположенном по ходу сзади, путем дополнительного сцепления скоб 100b и скоб 610 фланца 61, расположенного по ходу сзади (фиг.3А),

- фланец 60, расположенный по ходу спереди, устанавливается в подузле, образованном фланцем 61, расположенным по ходу сзади, и секторами 1, путем дополнительного сцепления скоб 100а и скоб 600 фланца, расположенного по ходу спереди (фиг.3В),

- образованный подобным образом жесткий венец завинчивается резьбовыми соединениями 7, 8,

- завинченный венец устанавливается на внутреннем конусе 30 контура внутреннего кожуха 3 путем заведения каждой шпильки 601 в соответствующие осевые канавки 300, образованные на внутреннем конусе (фиг.3D),

- внутренний конус 30, находящийся в скользящем аксиальном соединении LG с венцом, крепится на контуре внутреннего кожуха 3 для завершения установки (фиг.3Е).

Разумеется, допускается внесение ряда усовершенствований или изменений, не выходя за объем изобретения.

Например, хотя в изображенном варианте осуществления каждый сектор 1 содержит единственную неподвижную лопатку, изобретение также допускает использование нескольких неподвижных лопаток в каждом из отдельных секторов.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит узел направляющих лопаток, включающий ряд неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора. Внешний край направляющих лопаток в осевом направлении опирается на контур внешнего кожуха турбины. Внутренний край направляющих лопаток находится в аксиально скользящем соединении с контуром внутреннего кожуха, обеспечивающем свободное перемещение этого края вдоль оси двигателя, с ограничением аксиального смещения за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки. Каждый внутренний край направляющей лопатки содержит выступы, проходящие в направлении контура внутреннего кожуха и имеющие форму скобы. Одна группа выступов ориентирована в направлении по ходу вперед турбины. Скобы соединены между собой в паре фланцев. Часть выступов направляющих лопаток, расположенных по ходу спереди, и фланцы, расположенные по ходу спереди, выполнены с возможностью образования прохода для подачи по ходу спереди воздуха в узел направляющих лопаток. Другие изобретения группы относятся к сектору узла указанных выше направляющих лопаток, кольцеобразному фланцу, соединяемому с одной из групп указанных выше скоб, а также авиационному двигателю, содержащему указанную выше турбину высокого давления. Группа изобретений позволяет обеспечить компенсацию разницы осевого расширения между внешним и внутренним кожухами. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Турбина высокого давления газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, один узел направляющих лопаток, образованный кольцеобразным рядом неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора, расположенные по ходу после узла направляющих лопаток, при этом узел направляющих лопаток включает в себя внешний край и внутренний край, отличающаяся тем, что внешний край (11) в осевом направлении опирается на контур внешнего кожуха (5, 50) турбины, а внутренний край (10) находится в аксиально скользящем соединении (LG) с контуром внутреннего кожуха (3, 30) турбины, обеспечивающем свободное перемещение внутреннего края (10) вдоль оси двигателя, с ограничением аксиального смещения за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки,
- каждый внутренний край (10) направляющей лопатки содержит выступы (100а, 100b), которые проходят в направлении контура внутреннего кожуха (3) и имеют форму скобы, одна группа (100а) из них ориентирована в направлении по ходу вперед турбины, скобы (100а, 100b) соединены между собой в паре фланцев,
часть выступов (100а) направляющих лопаток, расположенных по ходу спереди, и фланцы (60), расположенные по ходу спереди, выполнены с возможностью образования прохода (С) для подачи по ходу спереди воздуха в узел направляющих лопаток.

2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что контур (5, 50) внешнего кожуха содержит кольцеобразную опору (50), неподвижно закрепленную во внешнем кожухе (5), на которую опирается внешний край (11) направляющих лопаток.

3. Турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что
- контур (3, 30) внутреннего кожуха содержит кольцеобразный элемент (30) с множеством осевых канавок (300),
другая группа (100b) выступов ориентирована в направлении по ходу назад турбины, фланцы (60, 61) неподвижно скреплены друг с другом, при этом множество шпилек (601), проходящих радиально, по меньшей мере, от одного из фланцев (60) в направлении внутренней части турбины, каждая из которых вставлена в одну из осевых канавок кольцеобразного элемента контура внутреннего кожуха, обеспечивают аксиальное скользящее соединение (LG).

4. Турбина по п.3, отличающаяся тем, что фланцы (60, 61) неподвижно соединены друг с другом резьбовыми соединениями (7, 8).

5. Турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что фланец (60), из которого множество шпилек (601) выступает внутрь, является фланцем, расположенным по ходу спереди, и у которой кольцеобразный элемент (30) контура внутреннего кожуха (3), содержащий осевые канавки (300), в которые вставлены шпильки, неподвижно закреплен на внутреннем кожухе (3) турбины по ходу спереди от узла направляющих лопаток.

6. Турбина по п.1 или 2, отличающаяся тем, что узел направляющих лопаток содержит, по меньшей мере, один сектор, у которого один из фланцев содержит множество осевых ребер (611), ширина каждого из которых соответствует расстоянию, разделяющему две скобы (100а) одного и того же сектора узла направляющих лопаток, ориентированные одинаково, ребра (611) фланца и скобы (100а) сектора соединяются друг с другом, образуя пазо-шиповое соединение, позволяющее осуществлять азимутальное позиционирование направляющих лопаток.

7. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что фланец (61), содержащий ребра, расположен по ходу сзади.

8. Турбина по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что каждый фланец (60, 61) изготовлен как единая цельная деталь, длина кольцеобразной формы которой позволяет осуществлять сборку полного кольцеобразного ряда неподвижных лопаток (1).

9. Сектор узла направляющих лопаток турбины, содержащий, по меньшей мере, одну неподвижную, выравнивающую поток лопатку, отличающийся тем, что один из боковых краев (10) содержит выступы в форме скоб (100), разделенные на две группы (100а, 100b), ориентированные в разные стороны, одна - в направлении ведущей кромки, другая - в сторону задней кромки лопатки,
скобы (100а, 100b) соединены между собой в паре фланцев,
часть выступов (100а) направляющих лопаток, расположенных по ходу спереди, и фланцы (60), расположенные по ходу спереди, выполнены с возможностью образования прохода (С) для подачи по ходу спереди воздуха в узел направляющих лопаток.

10. Сектор по п.9, отличающийся тем, что он содержит одну неподвижную выравнивающую поток лопатку.

11. Сектор (1) по п.10, отличающийся тем, что выступ на боковом краю (10) содержит группу из двух скоб (100а, 100b).

12. Кольцеобразный фланец (60, 61), содержащий скобы (600, 610), предназначенные для взаимного соединения с одной из групп скоб (100а, 100b) сектора по одному из п.9-11.

13. Кольцеобразный фланец (60, 61) по п.12, отличающийся тем, что он содержит шпильки (601).

14. Авиационный двигатель, содержащий турбину высокого давления по одному из п.1-8.