устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины

Формула изобретения

1. Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины, включающее неподвижный обод, установленный в наружных корпусах и охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками, на радиальной внутренней поверхности которого находятся гребешки, образующие желобки, толщина каждого гребешка и расстояние между ними, а также глубина желобков, ими сформированных, определяются целью перенаправить утечку потока, отличающееся тем, что неподвижный обод выполнен в виде закрепленного между фланцами пакета параллельных пластин, при этом гребешки и желобки обода образованы пластинами, высота и толщина которых выполнены такими, что образуют в наборе систему выступов и впадин в продольном сечении, а также дополнительную систему выступов и впадин в поперечном сечении, при этом пакет пластин жестко фиксируется относительно фланцев.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что неподвижный обод фиксируется относительно торцов наружных корпусов с возможностью радиального смещения при температурном расширении и центрируется посредством торцевых пазов.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая пластина пакета выполнена кольцевой.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что кольцевые пластины выполнены в виде усеченных конусов, в поперечном сечении образующих угол относительно оси потока >90°.

5. Устройство по п.3 или 4, отличающееся тем, что каждая кольцевая пластина выполнена из отдельных секторов, между которыми обеспечены торцевые зазоры, причем смежные пластины располагаются с перекрытием зазоров.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая пластина выполнена в виде отдельного сектора, пластины в пакете расположены со смещением относительно торцов друг друга, при этом пластины в пакете установлены между фланцами под углом к радиальной плоскости, который определяется как 90° минус угол входа потока.

Описание изобретения к патенту

Заявленное изобретение имеет отношение к турбинам, преимущественно к газовым.

Достаточный зазор между концевой частью лопатки и ободом является чрезвычайно важным условием для обеспечения требуемых газодинамических параметров. В то же время рабочий зазор должен быть минимальный. Однако при наличии зазора газы со стороны высокого давления лопатки проходят над концевой частью лопатки со скоростью выше, чем скорость вращения лопатки. Таким образом, они перетекают на сторону низкого давления и, как следствие, нарушают форму потока газа на стороне низкого давления лопатки, увеличивая газодинамические потери. Кроме того, через зазоры часть газов перепускается за ротор и, соответственно, не выполняет полезную работу, так как не вращает лопатки ротора. Величина зазора различна на различных режимах работы.

С целью уменьшения перетекания газового потока через радиальные зазоры между концами лопаток и вставкой обода применяются различные усовершенствования и разработки.

В частности, используются термоинерционные элементы, обеспечивающие стабильность зазора на различных режимах работы газовой турбины. Известно устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины [1], содержащее термоинерционное кольцо, снабженное уплотнительными сегментами и установленное на радиальных элементах, выполненных в виде плоских вкладышей, размещенных и закрепленных в корпусе посредством болтов. Вкладыши расположены в радиальных пазах, выполненных в кольце, на котором закреплены сегментные проставки.

К недостаткам конструкции можно отнести наличие стыков между проставками, через которые происходят утечки рабочего тела, и невозможность их уплотнения в полном объеме.

Другим вариантом решения указанной выше проблемы является уменьшение перетекания газов со стороны высокого давления на сторону низкого давления лопатки над концами лопаток путем аэродинамического уплотнения.

Известно лабиринтное уплотнение (ЛУ) [2], представляющие собой сотовую конструкцию, выполненную из фольги, закрепленную на статоре над концами рабочих лопаток, на которых организованы гребешки. Характерные конструктивные особенности сотовых лабиринтных уплотнений заключаются в обеспечении максимального коэффициента аэродинамического сопротивления при врезании гребешков в соты за счет увеличения полостей между гребешками уплотнения (называемых также камерами торможения). Недостатком является то, что сотовые ЛУ работают в среде охлаждающего воздуха в паре с бандажированными рабочими лопатками, на которых организованы гребешки, вследствие чего данное уплотнение не может быть применено для небандажированных лопаток первых ступеней турбин высокого давления.

Известно уплотнение, описанное в патенте [3], выбранное прототипом. Конструкция данного изобретения включает неподвижный бандажный обод, охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками. На радиальной внутренней поверхности неподвижного обода находятся гребешки, которые, располагаясь на определенном расстоянии друг от друга, образуют параллельные желобки, позволяющие сократить перетекание рабочей среды со стороны высокого давления на сторону низкого давления. Параллельные желобки располагаются под углом от 10 до 40° к радиальной плоскости в направлении течения среды. Толщина каждого гребешка, расстояние между ними и глубина желобка определяется характеристиками потока в турбине, в соотношении t/d>l, где t - ширина самой широкой части лопатки и d - глубина желобков. Гребешки расположены на определенном расстоянии друг от друга, толщина каждого гребешка и расстояние между ними, а также глубина канавок, ими сформированных, определяются целью перенаправить утечку потока.

То есть желобки бандажного обода не должны быть слишком глубокими, так как это может негативно сказаться на КПД двигателя. КПД двигателя увеличивается, если соотношение толщины лопатки и глубины желобка бандажного обода будет больше единицы. Для увеличения широкой части лопатки на концах лопаток организовывают мини-бандажи. Поэтому недостатком конструкции является то, что она эффективно работает в сочетании с лопатками, покрытыми мини-бандажными полками. К другим недостаткам относится возможность перетекания газа по кольцевым желобкам, а также то, что для работоспособности конструкции необходимы радиальные зазоры, обычно применяемые для компенсации температурного расширения. К недостаткам также можно отнести сложность изготовления и ремонта.

Задачей изобретения является повышение эффективности уплотнения.

Техническим результатом изобретения является уменьшение утечек рабочей среды за счет повышения аэродинамического сопротивления утечкам между концевой частью лопатки и ободом, устранения паразитных потерь по осевым продольным зазорам, а также стабилизации зазора на переходных режимах.

Преимуществами изобретения является возможность эффективной работы уплотнения в сочетании с небандажированными рабочими лопатками, а также простота изготовления, монтажа и ремонта.

Задача решается путем усовершенствования устройства для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины, которое включает неподвижный обод, установленный в наружных корпусах и охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками, на радиальной внутренней поверхности которого находятся гребешки, образующие желобки, толщина каждого гребешка и расстояние между ними, а также глубина желобков, ими сформированных, определяются целью перенаправить утечку потока. Согласно изобретению неподвижный обод выполнен в виде узла, состоящего из закрепленного между фланцами пакета пластин, при этом гребешки и желобки обода образованы пластинами, высота и толщина которых выполнены такими, что образуют в пакете систему выступов и впадин в продольном сечении, а также дополнительную систему выступов и впадин в поперечном сечении. Пакет пластин фиксируется относительно фланцев фиксаторами.

Неподвижный обод может быть установлен с возможностью радиального смещения при температурном расширении относительно торцов наружных корпусов и центрироваться посредством торцевых пазов.

В конкретном варианте реализации изобретения каждая пластина пакета может быть выполнена кольцевой. В другом варианте исполнения кольцевые пластины выполнены в виде усеченных конусов, в поперечном сечении образующих угол относительно оси потока >90°.

Кольцевые пластины могут быть выполнены сплошными или такими, что состоят из отдельных секторов, между которыми обеспечены торцевые зазоры, причем зазоры между секторами смежных пластин располагаются в шахматном порядке, т.е. смежные пластины располагаются с перекрытием зазоров.

Возможен вариант выполнения, когда каждая пластина выполнена не кольцевой, а в виде отдельного сектора, причем пластины в пакете расположены со смещением относительно торцов друг друга, при этом пакет пластин установлен между фланцами под углом к радиальной плоскости, который определяется как 90° минус угол входа потока.

Отличительным признаком предлагаемого устройства от прототипа является выполнение неподвижного обода в виде пакета пластин, не имеющего зазоров в продольном направлении, что позволяет избежать утечек по осевым продольным зазорам, обычно применяемым для компенсации температурных расширений.

Дополнительная система выступов и впадин в поперечном сечении (в окружном направлении) перекрывает возможность перетекания газа по кольцевым желобкам и создает дополнительный вихревой поток, уменьшающий перетекание газа над концами лопаток.

Кроме того, габариты и масса неподвижного обода, выполненного из нескольких деталей, включающих закрепленный во фланцах пакет пластин, дает возможность использования термоинерционных свойств обода для стабилизации зазора над роторными лопатками. Температурное расширение обода позволяет избежать уменьшения зазора над концами лопаток до недопустимых величин на переходных режимах работы двигателя.

Суть предлагаемого изобретения поясняется следующими чертежами:

фиг.1 - частичный вид колеса турбины с неподвижным ободом;

фиг.2 - вариант выполнения обода с кольцевыми пластинами, местный вид обода над лопаткой;

фиг.3 - вариант выполнения обода с кольцевыми пластинами, при котором пластины выполнены секторными;

фиг.4 - вид колеса турбины с неподвижным ободом, с пакетом наклонных кольцевых пластин, выполненных в виде усеченных конусов;

фиг.5 - вариант выполнения обода с секторными пластинами, установленными под углом, вид К-К, местный вид обода над лопаткой.

Расположенный над лопатками 1 (фиг.1, 2) ротора цилиндрический неподвижный бандажный обод 2 представляет собой пакет параллельных пластин 7 и 8, установленный в наружных корпусах 17, 18, охватывающих ротор. Неподвижный обод 2 может быть установлен с возможностью радиального смещения при температурном расширении относительно торцов наружных корпусов и центрироваться посредством торцевых пазов 10.

Пакет пластин монтируется в двух фланцах 3 и 4, которые крепятся между собой резьбовым соединением и обеспечивают центрирование пластин по диаметру 16 и плотное их прилегание для предотвращения перетечек газа по торцам. Плотность прилегания пакета пластин 7 и 8 обеспечивается регулировочным кольцом 6. Фиксаторы 5, расположенные по окружности, обеспечивают предотвращение проворота пластин в случае врезания торцов лопаток 13 в гребешки 14.

Виды конструкций пакета пластин могут быть различными в зависимости от конфигурации и размеров рабочих лопаток и параметров газовоздушного тракта в зоне концевого зазора.

На фиг.2 показано конструктивное исполнение неподвижного обода 2, в котором пластины в пакете выполнены кольцевыми. По внутреннему диаметру пластины 7, 8 выполнены с законцовками 15 и тонкими гребешками 14 и 9. Толщину р гребешков 9 выбирают конструктивно для обеспечения шага k поперечных гребешков. Пластины 7 и 8, набранные в пакет, обеспечивают по внутреннему диаметру необходимый радиальный зазор х над рабочими лопатками. Толщина пластины 7 меньше по сравнению с толщиной пластины 8 и обеспечивает минимальную площадь контакта с торцами 13 рабочих лопаток.

Пластина 8 имеет внутренний диаметр, образованный гребешками 9, выбранный таким, чтобы избежать касания с рабочими лопатками. Шаг к расположения гребешков 9 по окружности равен величине С _mах (максимальной толщине концевой части лопатки). Глубина впадин s выбирается экспериментально. Величина q (фиг. 2, 3), полуразница между внутренними диаметрами пластин 7 и 8, является фактической глубиной желобков, образованных пакетом пластин.

На фиг.3 (вид В-В) показано выполнение кольцевых пластин 37, 38 секторными. Пластины зафиксированы посредством фиксаторов 35 как от проворота, так и от выпадания, монтируются по диаметру 316 и обрабатываются по внутреннему диаметру совместно в узле. Зазоры а и b, образованные секторами пластин 37, 38, расположены в шахматном порядке для предотвращения утечки газа. Зазоры предназначены для компенсации неравномерности прогрева пластин по отношению к фланцам 33 и 34 и обеспечивают компенсацию температурного расширения без нарушения геометрии деталей. Размеры s и к аналогичны исполнению, представленному на фиг.2.

Для увеличения эффективности уплотнения в зависимости от конфигурации лопатки возможен вариант (фиг.4) расположения пакета пластин 47, 48 под углом к оси потока. Конструктивно кольцевые пластины выполнены в виде усеченных конусов, в поперечном сечении образующих угол относительно оси потока >90°. Размеры s и к аналогичны исполнению, представленному на фиг.2.

На фиг.5 приведена конструкция обода, в котором пакет пластин установлен между фланцами под углом 0 к радиальной плоскости, который определяется как 90° минус угол входа потока. Каждая пластина пакета выполнена не кольцевой, а в виде отдельного сектора. Пластины в пакете расположены со смещением относительно торцов друг друга. Особенностью данного конструктивного исполнения является то, что пакет пластин устанавливается и фиксируется относительно фланцев 53, 54 в специальном технологическом приспособлении, которое фиксирует пластины по внутреннему диаметру. Размеры s и k аналогичны исполнению, представленному на фиг.2.

Принцип работы устройства для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины заключается в следующем.

Между неподвижным бандажным ободом 2 и концами лопаток существует зазор х. Этот зазор необходим для обеспечения разности температурного расширения соответствующих деталей ротора и статора.

При прохождении потока через лопаточный венец рабочего колеса, движущегося из области высокого давления, происходит, как правило, частичное разделение потока возле концевой части лопатки в связи с перетеканием части потока над концами лопатки. Желобки бандажного обода замедляют движение потока над концами лопаток и уменьшают величину потерь. Оптимальное расположение желобков будет отличаться в зависимости от конструкции лопатки. Первичный поток горячих газов формирует граничный слой возле неподвижного бандажного обода. Лопатки 1 непрерывно врезаются в граничный слой, движущийся медленнее, который препятствует перетеканию потока через конец лопатки и фактически формирует частичное аэродинамическое уплотнение. Это явление имеет место во всех случаях с использованием небандажированных лопаток. Желобки и гребешки обода способствуют утолщению этого граничного слоя, улучшая тем самым эффективность «уплотнения», из-за увеличения площади обода и создания этого слоя в зоне основного потока утечки. В зоне желобков, образованных кольцом 8 меньшей высоты по сравнению с кольцом 7, имеются гребешки 9, расположенные в поперечном сечении, как показано на фиг.2. Они предназначены для запирания потока в окружном направлении. Наличие гребешков в поперечном сечении увеличивает эффект аэродинамического уплотнения потока в зоне концевого торца лопатки.

Пакет пластин с фланцами представляет собой отдельный узел, кроме описанного выше, выполняющий роль термоинерционного кольца, обеспечивающего компенсацию температурного расширения на переходных режимах работы газовой турбины без нарушения геометрии деталей, что обеспечивает оптимизацию зазора х на переходных режимах. Эффект терморегуляции предназначен для уменьшения разницы температурных расширений, вызванных неравномерностью остывания деталей статора и ротора и, как следствие, изменения зазора х. Температурное расширение такого «термокольца», обладающего значительной массой и, вследствие этого, большой тепловой инерцией и имеющего незначительный контакт с менее нагретыми элементами наружных корпусов, позволяет обеспечить стабильность зазора на всех режимах работы двигателя.

Источники информации

1. Патент РФ № 1369391, F01D 11/08, опубл. 20.07.1995.

2. Иноземцев А.А. Сандрацкий В.Л. Газотурбинные двигатели. - ОАО «Авиадвигатель», 2006 г., стр.500.

3. Патент США № 4466772, F01D 11/08, F01D 5/20, опубл. 21.08.1984.