турбина низкого давления

Классы МПК:F01D11/08 для уплотнения зазора между концами лопаток ротора и статором
Автор(ы):, ,
Патентообладатель(и):Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2013-03-01
публикация патента:

Турбина низкого давления, в которой с внутренней стороны корпуса установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой, расположенной со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины. Разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины. Передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной. Передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром. Ребро установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 4 ил.

турбина низкого давления, патент № 2519656 турбина низкого давления, патент № 2519656 турбина низкого давления, патент № 2519656 турбина низкого давления, патент № 2519656

Формула изобретения

Турбина низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, отличающаяся тем, что разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной, передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известна турбина низкого давления, корпус статора которой выполнен с направленными к центру радиальными ребрами, на которых установлены сопловые лопатки и сектора разрезных колец (патент RU № 2151886, F01D 11/24, 25/14, 2000 г.).

Недостатком известной конструкции является повышенный вес.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина низкого давления, с внешней стороны от верхней полки рабочей лопатки в которой на корпусе установлено секторное разрезное кольцо, зафиксированное в окружном направлении радиальными штифтами (патент US № 7407368, F01D 11/08, 2008 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является увеличенный вес из-за увеличенной толщины разрезного кольца и низкая надежность из-за концентрации напряжений, создаваемых отверстиями под радиальные штифты.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины путем исключения перегрева наружного корпуса за счет фиксации разрезного кольца в окружном направлении, а также в снижении веса турбины за счет выполнения центральной части кольца однослойной.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной, передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса.

Выполнение разрезного кольца из листового материала одинаковой толщины с двухслойными передним и задним по потоку газа хвостовиками и с центральной частью кольца с сотовой вставкой, выполненной однослойной, позволяет снизить стоимость изготовления разрезного кольца, а также снизить вес кольца.

Выполнение переднего хвостовика кольца с направленным к оси турбины ребром, размещенным в пазу промежуточного кольца, расположенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса, позволяет обеспечить фиксацию разрезного кольца в окружном направлении в случае задевания уплотнительных гребешков верхней полки рабочей лопатки об сотовую вставку разрезного кольца, что исключает перегрев наружного корпуса турбины от сил трения и повышает надежность турбины, а также промежуточное кольцо фиксирует сопловую лопатку в осевом положении, что исключает осевое перемещение сопловой лопатки под действием газовых сил при работе турбины, а также снижает трудоемкость сборки и ремонта соплового аппарата турбины за счет облегчения монтажа и демонтажа сопловых лопаток.

На фиг.1 - изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - вид А на фиг.2.

На фиг.4 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Турбина низкого давления 1 состоит из наружного корпуса 2, с внутренней стороны которого установлено разрезное секторное кольцо 3 с сотовой вставкой 4, расположенной со стороны верхней полки 5 рабочей лопатки 6. Разрезное кольцо 3 выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний 7 по потоку 8 газа и задний 9 хвостовики кольца 3 выполнены двухслойными, а центральная часть 10 с внешней стороны от сотовой вставки 4 выполнена однослойной.

Передний хвостовик 7 кольца 3 выполнен с направленным к оси 11 турбины ребром 12, полученным путем пластической деформации части 13 ближнего к оси 11 слоя 14 листового материала, причем ребро 12 установлено в пазу 15 промежуточного кольца 16, размещенного между передним 17 и задним 18 по потоку газа 8 радиальными фланцами корпуса 2, соединенными между собой болтовым соединением 19. Промежуточное кольцо 16 хвостовиком 20 фиксирует в осевом положении переднюю по потоку 8 газа сопловую лопатку 21 турбины 1.

Работает устройство следующим образом.

При работе турбины 1 низкого давления разрезное секторное кольцо 3, имеющее минимальный вес, надежно зафиксировано в окружном направлении промежуточным кольцом 16. В случае возникновения нештатной ситуации и обрыва рабочей лопатки 6 стык фланцев 17 и 18 корпуса 2 надежно защищен промежуточным кольцом 16, что обеспечивает локализацию поломки турбины 1.

Класс F01D11/08 для уплотнения зазора между концами лопаток ротора и статором

сборка обоймы турбины -  патент 2522264 (10.07.2014)
узел несущего элемента щеточного уплотнения и уплотнительный узел для турбинной установки -  патент 2518751 (10.06.2014)
орган блокировки для устройства крепления секторов кольца на корпусе турбомашины летательного аппарата, устройство крепления секторов кольца, турбина турбомашины и турбомашина летательного аппарата -  патент 2511821 (10.04.2014)
устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины -  патент 2511818 (10.04.2014)
надбандажное лабиринтное уплотнение для паровой турбины -  патент 2509896 (20.03.2014)
способ уплотнения газового тракта турбины и способ изготовления уплотнительного элемента -  патент 2508451 (27.02.2014)
способ изготовления армированного прирабатываемого уплотнения турбомашины -  патент 2507033 (20.02.2014)
конструкция уплотнения для уплотнения пространства между вращающимся элементом и неподвижным элементом (варианты) -  патент 2501955 (20.12.2013)
лабиринтное надбандажное уплотнение для паровой турбины -  патент 2499144 (20.11.2013)
надбандажное прирабатываемое уплотнение для паровой турбины -  патент 2499143 (20.11.2013)
Наверх