ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, СОДЕРЖАЩАЯ ЭЛЕМЕНТ ЛАБИРИНТНОГО УПЛОТНЕНИЯ Российский патент 2020 года по МПК F01D11/12 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к области статорных уплотнительных элементов, применяемых в лабиринтных уплотнениях между подвижными и статорными деталями турбины.

Уровень техники

Газотурбинный двигатель содержит, например, на уровне турбины уплотнительные прокладки между наружными радиальными концами подвижных лопаток и поверхностью статора, перед которой проходят наружные радиальные концы подвижной ступени; при этом ставится задача избегать, чтобы часть рабочего газа не работала, обходя турбинную ступень. Эти прокладки содержат неподвижно соединенный с ротором элемент прокладки, образованный одной или несколькими пластинками, называемыми гребешками и расположенными радиально и поперечно по отношению к оси вращения двигателя. Они содержат также дополнительный статорный элемент напротив пластинок. Этот элемент имеет участок поверхности, который взаимодействует с пластинками таким образом, чтобы оставлять как можно меньший зазор. Несколько расположенных параллельно пластинок создают последовательные потери напора газового потока, который обходит турбинную ступень, что обеспечивает необходимое уплотнение.

Такие лабиринтные уплотнения расположены в нескольких местах двигателя, например, между валом турбины и основанием статорной ступени, образованной лопатками статора, между двумя последовательными подвижными ступенями турбины.

В зависимости от условий своей работы газотурбинные двигатели подвергаются изменяющимся дифференциальным расширениям, в частности, между элементами статора и элементами ротора. Если не контролировать эти изменения расширения, они могут влиять на зазоры между подвижными и неподвижными частями. Так, в случае тягового двигателя летательного аппарата, в котором по время полета в камере сгорания по какой-либо причине происходит самогашение пламени, вся турбина охлаждается, поскольку через нее перестают проходить горячие газы. Однако картер может охлаждаться быстрее, чем ротор турбины, что сказывается на зазорах. Чтобы добиваться оптимального КПД, зазоры в лабиринтных уплотнениях рассчитывают таким образом, чтобы во время работы они были как можно меньшими. В результате в такой ситуации возникает риск заклинивания ротора по причине более или менее плотного контакта гребешков с истираемым материалом.

Характеристики лабиринтного уплотнения определены и рассчитаны таким образом, чтобы обеспечивать изменение зазора и допускать возможный слабый контакт во время различных фаз полета при нормальной работе, но если размерные колебания оказываются слишком большими по вышеупомянутой причине, лабиринтное уплотнение перестает выполнять свою функцию. Поскольку ротор не может вращаться, повторный запуск двигателя за счет авторотации корпуса НД или ВД или посредством привода от вспомогательного двигателя может не произойти надлежащим образом.

Чтобы избегать заклинивания ротора в случае такого самогашения камеры сгорания, можно предусмотреть увеличение зазора между гребешками и истираемым материалом. Однако такое решение не оправдано экономически, поскольку приводит к снижению производительности двигателя.

Турбина газотурбинного двигателя согласно ограничительной части пункта 1 заявленного изобретения известна из ЕР2613008.

Заявитель поставил перед собой задачу разработать решение, которое позволило бы противостоять ситуации самогашения камеры сгорания без снижения производительности двигателя при нормальной работе.

Раскрытие изобретения

В соответствии с изобретением предложена турбина газотурбинного двигателя, содержащая кольцевой статорный уплотнительный элемент, выполненный с возможностью образовать лабиринтное уплотнение в сочетании с по меньшей мере одним подвижным гребешком, вращающимся вокруг оси уплотнительного кольца, при этом элемент содержит слой истираемого материала с участком уплотнительной поверхности, выполненным с возможностью взаимодействия с упомянутым подвижным гребешком.

В заявленной турбине слой истираемого материала на упомянутом участке поверхности содержит в осевом направлении первую зону с первым значением сопротивления проникновению гребешка, при этом упомянутая первая зона соответствует осевому положению гребешка по время номинальной работы турбины, и вторую зону, смежную с первой зоной, с меньшим значением сопротивления проникновению гребешка по сравнению с первой зоной, при этом упомянутая вторая зона находится на выходе относительно первой зоны и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания двигателя.

Истираемый материал является материалом, который изнашивается или деформируется при контакте с вращающимся гребешком. Речь может идти о материале с сотовой структурой.

Элемент уплотнительного кольца может быть сектором уплотнительного кольца или может представлять собой сплошное кольцо.

Изобретение отталкивается от того, что во время полета двигатель, когда его перестают приводить во вращение рабочие газы, осуществляет авторотацию и подвергается действию давления относительного ветра. Кроме того, во время полета, когда двигатель перестает приводиться во вращение, перепады осевого и радиального расширений между картером и ротором могут привести к блокировке ротора. Кроме того, этой блокировке может способствовать легкое смещение различных корпусов, НД и ВД, в сторону выхода под действием вышеупомянутого давления относительного ветра. Это смещение лежит в основе идеи изобретения, которое предусматривает две зоны на участке поверхности напротив гребешка. Первая зона соответствует осевому положению гребешка при нормальной работе двигателя; зазор между гребешком и истираемым материалом является в этом случае зазором для оптимальной работы двигателя. Вторая зона находится на выходе относительно первой зоны и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания. Поскольку в этом случае зазор уменьшается и может стать отрицательным, очень важно уменьшить усилия трения между двумя частями, подвижными относительно друг друга. Это позволяет сократить и даже устранить риски заклинивания ротора в результате этого контакта.

Таким образом, упомянутый по меньшей мере один подвижный гребешок выполнен с возможностью перемещаться между двумя осевыми положениями, при этом первое положение соответствует нормальной (номинальной) работе турбины, и второе положение на выходе первого положения соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания. Слой истираемого материала выполнен таким образом, что содержит в осевом направлении упомянутую первую зону, на которой располагается гребешок, когда он находится в своем первом осевом положении, и упомянутую вторую зону, на которой располагается гребешок, когда он находится в своем втором осевом положении.

Упомянутая вторая зона может содержать по меньшей мере одну полость. Присутствие этой полости обуславливает меньшее сопротивление проникновению гребешка по сравнению с первой зоной. Упомянутая по меньшей мере одна полость может быть расположена в толще слоя истираемого материала и/или может выходить наружу (в осевом и/или радиальном направлении) слоя истираемого материала.

Согласно первому варианту выполнения, упомянутый участок поверхности статорного уплотнительного элемента турбины имеет, относительно оси (А) двигателя, постоянный радиус вдоль обеих зон, и в упомянутой второй зоне, смежной с первой зоной, толщина истираемого слоя имеет меньшее значение. Эта зона меньшей толщины не выдерживает давления заклинивания и освобождает гребешки от усилий трения. Это позволяет избежать заклинивания ротора.

Согласно частному варианту выполнения, толщина истираемого слоя во второй зоне уменьшена до 50-95% толщины истираемого слоя в первой зоне. Предпочтительно зону меньшей толщины заполняют материалом с меньшим сопротивлением по сравнению с материалом истираемого слоя.

Согласно другому варианту выполнения, участок поверхности является цилиндрическим вдоль первой зоны и усеченным конусным вдоль второй зоны.

Изобретение находит свое первое применение, когда элемент выполнен с возможностью образовать лабиринтное уплотнение на наружном радиальном конце подвижных лопаток турбины, в частности, осевой турбины.

Изобретение находит свое другое применение, когда элемент выполнен с возможностью образовать лабиринтное уплотнение на внутреннем радиальном конце статорных лопаток турбины.

В варианте выполнения, турбина содержит ротор и статор, при этом ротор содержит множество радиальных лопаток, оснащенных на своем радиально наружном конце роторным уплотнительным элементом с по меньшей мере одним гребешком в виде радиальной пластинки, ориентированной радиально наружу (она может быть перпендикулярной к оси или может иметь наклон относительно этой оси, например, наклон в сторону входа) относительно оси (А) вращения ротора, при этом статор образует цилиндрический кожух, внутри которого приводятся в движение лопатки ротора, при этом статор содержит напротив упомянутой пластинки статорный уплотнительный элемент, выполненный из истираемого материала и образующий с роторным уплотнительным элементом лабиринтное уплотнение. Упомянутый статорный уплотнительный элемент образует уплотнительное кольцо, при этом упомянутая первая зона соответствует номинальной работе турбины, и упомянутая вторая зона соответствует работе в фазе повторного зажигания после самогашения камеры сгорания двигателя.

В варианте выполнения турбина содержит ступень, образованную статорными лопатками, при этом упомянутые лопатки содержат со стороны оси (А) турбины уплотнительный элемент, взаимодействующий по меньшей мере с одним вращающимся гребешком, образуя лабиринтное уплотнение. В уплотнительном элементе упомянутая первая зона соответствует номинальной работе турбины, и упомянутая вторая зона соответствует работе в фазе повторного зажигания после самогашения камеры сгорания двигателя.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий описанную выше турбину. Объектом изобретения является также газотурбинная установка, содержащая такой газотурбинный двигатель.

Краткое описание фигур

Изобретение, его другие задачи, подробности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания вариантов выполнения, представленных в качестве иллюстративных и не ограничительных примеров со ссылками на прилагаемые схематичные чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный частичный вид в осевом разрезе примера турбины газотурбинного двигателя, в котором применено изобретение.

Фиг. 2 - деталь фиг. 1, относящаяся к статорному уплотнительному элементу, для которого применено изобретение.

Фиг. 3 - деталь фиг. 1, относящаяся к другому статорному уплотнительному элементу, для которого применено изобретение.

Фиг. 4 - другой вариант выполнения изобретения.

Описание вариантов выполнения изобретения

На фиг. 1 показана турбина НД газотурбинного двигателя. Конструкция этой турбины сама по себе известна.

В данном случае эта турбина 1 имеет четыре ступени. Ротор 20 турбины в этом примере состоит из четырех турбинных дисков 21, скрепленных между собой болтами. На своем ободе каждый диск 21 соответственно содержит подвижные лопатки 21а. На наружном радиальном конце лопатки имеют ножку 21t, на которой соответственно выполнены радиальные пластинки 21l, обращенные к статору 30. В представленном на фигуре примере каждая ножка 21t содержит две радиальные пластинки, образующие гребешки лабиринтных уплотнений. Напротив гребешков статор содержит уплотнительные элементы 31, которые, как известно, образуют с гребешками на ножках лабиринтные уплотнения. Согласно этому примеру, два лабиринтных уплотнения находятся на разных радиусах относительно оси (А) двигателя.

Лабиринтные уплотнения выполнены также на внутреннем радиальном конце статорных лопаточных колес 22 между ступенями. Статорный элемент 22s уплотнения представляет собой, например, кольцо из двух половин. Гребешки 20l выполнены на боковых выступах турбинных дисков 21, которыми эти диски соединены при помощи болтов.

Далее следует описание изобретения со ссылками на фиг. 2-6. На фиг. 2 представлен детальный вид одного из статорных уплотнительных элементов 31. Этот элемент 31 является сектором кольца: он содержит в этом примере два участка 31р поверхности, выполненные, каждый, с возможностью взаимодействия с гребешком 21l ножки 21t лопатки рассматриваемой ступени. Каждый участок 31р поверхности содержит первую зону 31р1 и вторую зону 31р2. Первая зона 31р1 находится на входе зоны 31р2 и взаимодействует с гребешком 21l ножки 21t. Эта первая зона 31р1 соответствует осевому положению гребешка 21l во время нормальной работы двигателя. Зазор между гребешком 21l и истираемым материалом уплотнительного элемента 31 является контролируемым. При нормальной работе газотурбинного двигателя лабиринтное уплотнение не подвергается существенному износу, температурные отклонения контролируются, и перепады расширения между подвижными частями и частями статора не влияют на поверхность истираемого материала.

Во второй зоне 31р2, находящейся на выходе первой зоны, толщина истираемого материала уменьшена. В истираемом материале для его ослабления выполнена полость 31с. Уменьшение можно произвести на существующем уплотнительном элементе путем механической обработки в толщине слоя, покрывающего уплотнительный элемент; эта зона соответствует осевому положению гребешка во время экстремальной работы двигателя, когда происходит самогашение камеры сгорания во время полета; в этом случае ротор может быть зажат статорным элементом. Действительно, когда камера сгорания по какой-либо причине самопроизвольно выключается, рабочие газы перестают обдувать роторы, на которые начинает действовать давление поступающего в двигатель воздуха. В этой ситуации роторы смещаются в осевом направлении в сторону выхода. В результате дифференциального охлаждения между ротором и статором статор быстро охлаждается и сжимается, при этом концы гребешков проникают в материал, сопротивление которого уменьшено по причине присутствия полости 31с. Благодаря заявленному решению, любой риск заклинивания устраняется, так как произведена адаптация материалов.

Решение, показанное на фиг. 4, представляет собой версию выполнения. На участке 31'p поверхности напротив гребешков уплотнительный элемент 31' имеет тоже две зоны 31'p1 и 31'p2. Решение состоит в выполнении скошенной фаски на второй зоне поверхности, участвующей в уплотнительной прокладке.

На фиг. 3 показано применение изобретения для уплотнения на внутреннем радиальном конце 22s межступенчатого статорного диска. На этом элементе в истираемом материале посредством механической обработки выполнены две полости 22с, чтобы создать во второй зоне меньшее сопротивление проникновению соответствующего гребешка 20l.

На фиг. 5 представлена версия выполнения для варианта, показанного на фиг. 3, в которой полости 22с находятся не на наружной периферии уплотнительного элемента, а на внутренней периферии этого элемента и открыты в радиальном направлении внутрь.

На фиг. 6 представлена версия выполнения для варианта, показанного на фиг. 2, в которой полости 31с открыты не в осевом направлении в сторону выхода, а в радиальном направлении внутрь.

Объектом изобретения является турбина газотурбинного двигателя, содержащая статорный кольцевой уплотнительный элемент (31), выполненный с возможностью образовать лабиринтное уплотнение в сочетании с по меньшей мере одним подвижным гребешком, вращающимся вокруг оси уплотнительного кольца, при этом элемент (31) содержит слой истираемого материала с участком (31p) уплотнительной поверхности, выполненным с возможностью взаимодействия с упомянутым подвижным гребешком, отличающаяся тем, что слой истираемого материала на упомянутом участке (31p) поверхности содержит в осевом направлении первую зону (31p1) с первым сопротивлением проникновению гребешка, при этом упомянутая первая зона (31р1) соответствует осевому положению гребешка по время номинальной работы турбины, и вторую зону (31p2), смежную с первой зоной (31p1), с меньшим сопротивлением проникновению гребешка по сравнению с первой зоной, при этом упомянутая вторая зона (31p2) находится на выходе относительно первой зоны (31p1) и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания двигателя. Решение позволило избегать заклинивания ротора в случае самогашения камеры сгорания без снижения производительности двигателя при нормальной работе. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Турбина (1) газотурбинного двигателя, содержащая элемент (31,31',22s) статорного уплотнительного кольца, установленный для образования лабиринтного уплотнения при взаимодействии с по меньшей мере одним подвижным гребешком (21l,20l), выполненным с возможностью вращения вокруг оси (A) уплотнительного кольца, при этом элемент (31,31',22s) содержит слой истираемого материала с участком (31p,31'p,22s') уплотнительной поверхности, выполненным с возможностью взаимодействия с подвижным гребешком (21l,20l), при этом слой истираемого материала на участке (31p,31'p,22s') поверхности содержит в осевом направлении первую зону (31p1,31'p1,22s1) с первым значением сопротивления проникновению гребешка (21l,20l), и вторую зону (31p2,31'p2,22s2), смежную с первой зоной (31p1,31'p1,22s1), с меньшим значением сопротивления проникновению гребешка по сравнению с первой зоной, отличающаяся тем, что первая зона (31p1,31'p1,22s1) соответствует осевому положению гребешка (21l,20l) во время штатной работы турбины, при этом вторая зона (31p2,31'p2,22s2) находится ниже по потоку относительно первой зоны (31p1,31'p1,22s1) и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок (21l,20l), когда происходит гашение пламени в камере сгорания двигателя.

2. Турбина (1) по п. 1, отличающаяся тем, что вторая зона (31p2,31'p2,22s2) содержит по меньшей мере одну полость (31с,31'р2,22с).

3. Турбина (1) по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что радиус участка (31p,31'p,22s') поверхности является постоянным вдоль обеих зон, и тем, что во второй зоне (31p2,31'p2,22s2), смежной с первой зоной (31p1,31'p1,22s1), толщина истираемого слоя меньше, чем в первой зоне.

4. Турбина (1) по одному из пп. 1-3, отличающаяся тем, что толщина истираемого слоя во второй зоне (31p2,31'p2,22s2) уменьшена до 50-95% толщины истираемого слоя в первой зоне.

5. Турбина (1) по п. 4, отличающаяся тем, что зона меньшей толщины заполнена материалом с меньшим сопротивлением.

6. Турбина (1) по п. 1, отличающаяся тем, что участок поверхности является цилиндрическим вдоль первой зоны и усеченным конусным вдоль второй зоны.

7. Турбина (1) по одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что элемент (31,31',22s) статорного уплотнительного кольца установлен для образования лабиринтного уплотнения на наружном радиальном конце подвижных лопаток (21а) турбины.

8. Турбина (1) по одному из пп. 1-6, отличающаяся тем, что элемент (31,31',22s) статорного уплотнительного кольца установлен для образования лабиринтного уплотнения на внутреннем радиальном конце статорных лопаток (22) турбины.

9. Турбина (1) по п. 1, содержащая ротор и статор, при этом ротор содержит множество радиальных лопаток (21а), оснащенных на своем радиально наружном конце роторным уплотнительным элементом с по меньшей мере одним гребешком (21l) в виде радиальной пластинки, ориентированной радиально наружу относительно оси (А) вращения ротора, при этом статор (30) образует цилиндрический кожух, внутри которого приводятся в движение лопатки ротора, при этом статор содержит напротив упомянутой пластинки элемент (31) статорного уплотнительного кольца, выполненный из истираемого материала и образующий с роторным уплотнительным элементом (21l) упомянутое лабиринтное уплотнение, при этом первая зона (31p1,31'p1) соответствует штатной работе турбины, а вторая зона (31p2,31'p2) соответствует работе в фазе повторного зажигания после гашения камеры сгорания двигателя.

10. Турбина (1) по п. 1, содержащая ступень, образованную статорными лопатками (22), при этом упомянутые лопатки содержат со стороны оси (А) турбины уплотнительный элемент (22s), взаимодействующий с по меньшей мере одним поворотным гребешком (20l), образуя упомянутое лабиринтное уплотнение, при этом первая зона (22s1) соответствует штатной работе турбины, а вторая зона (22s2) соответствует работе в фазе повторного зажигания после гашения камеры сгорания двигателя.

11. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит турбину (1) по одному из пп. 1-10.

12. Газотурбинная установка, отличающаяся тем, что содержит газотурбинный двигатель по п. 11.