×
20.01.2018
218.016.1d6b

Результат интеллектуальной деятельности: Узел уплотнения газовой турбины

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002640974
Дата охранного документа
12.01.2018
Аннотация: Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей и газотурбинных установках наземного применения. Узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус (1) с установленной на нем кольцевой крышкой (2) с отверстиями (3), расположенную между ними надроторную вставку (8), выполненную сегментарно, из керамического композиционного или керамического материала. Также узел содержит составной экран (15), расположенный над сегментами надроторной вставки (8), и пружину (13), расположенную между составным экраном (15) и кольцевым корпусом (1). Составной экран (15) установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами (9) надроторной вставки (8). В зазорах (10) между сегментами (9) надроторной вставки (8) установлены уплотнительные элементы (11). Изобретение обеспечивает высокую эксплуатационную надежность узла уплотнения газовой турбины с керамическими композиционными или керамическими надроторными вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также обеспечивает повышение эффективности охлаждения узла уплотнения. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных установках наземного применения.

Из уровня техники известен узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с закрепленными в нем надроторными вставками, изготовленными из керамического композиционного материала (см. патент GB 2390402 В, МПК F01D 11/08, 23.11.2005). С внутренней стороны надроторной вставки нанесен слой керамического покрытия. Надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки. Между кольцевым корпусом и надроторными вставками расположена упругая пружина пластинчатого типа.

Недостатками предложенной конструкции узла уплотнения газовой турбины являются его низкая эксплуатационная надежность, из-за недостаточной фиксации вставок в окружном и осевом направлениях, значительных нагрузках на внешние выступы вставки, вероятность отслаивания или полного истирания керамического покрытия с внутренней стороны вставки и отсутствие системы охлаждения деталей узла уплотнения.

Известен выбранный в качестве прототипа узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с установленной в нем надроторной вставкой, выполненной состоящей из сегментов (см. патент US 4676715 А, МПК F01D 11/12, F01D 25/24, 30.06.1987). Сегменты надроторной вставки закреплены на кольцевом корпусе. Сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала. Над сегментами надроторной вставки расположен составной экран и пружина, расположенная между составным экраном и кольцевым корпусом. Составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки. В зазорах между сегментами установлены уплотнительные элементы.

Недостатками данного узла уплотнения газовой турбины являются недостаточная фиксация керамических сегментов в окружном и осевом направлениях, сложность изготовления кольцевого элемента с опорными пальцами как единой детали, низкая ремонтопригодность из-за сложного сборки конструкции, несовершенная система охлаждения. Опорные пальцы и отверстия для подачи охлаждающего воздуха во внутреннюю полость расположены вблизи горячей проточной части, что негативно сказывается на механической прочности нагруженных деталей узла уплотнения.

Задачей изобретения является обеспечение высокой эксплуатационной надежности узла уплотнения газовой турбины с керамическими композиционными или керамическими вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также повышения эффективности охлаждения узла уплотнения.

Поставленная задача решается тем, что узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус с установленной на нем кольцевой крышкой с отверстиями, расположенную между ними надроторную вставку, выполненную сегментарно, составной экран, расположенный над сегментами надроторной вставки, и пружину, расположенную между составным экраном и кольцевым корпусом, при этом составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки и образует с кольцевым корпусом полость, а в зазорах между сегментами надроторной вставки установлены уплотнительные элементы. При этом узел уплотнения снабжен штифтом с каналом для подвода охлаждающего воздуха, установленным на кольцевом корпусе, кольцевым пазом, выполненным на внутренней поверхности кольцевого корпуса, при этом составной экран снабжен по меньшей мере двумя упорными ребрами со сквозными каналами для охлаждающего воздуха и выступом, составной экран выполнен в виде составного цилиндра с кольцевым фланцем, установленным в кольцевом пазу кольцевого корпуса, упорные ребра расположены на внутренней поверхности составного экрана параллельно друг другу в окружном направлении, а выступ выполнен на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении и заключен между сегментами надроторной вставки, при этом пружина выполнена пластинчатой и жестко прикреплена средней частью к кольцевому корпусу.

Кроме того, сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала или сегменты надроторной вставки выполнены из керамического композиционного материала.

При этом количество сегментов составного экрана равно количеству сегментов надроторной вставки.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежами:

Фиг. 1 - узел уплотнения турбины, общий вид;

Фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1;

Фиг. 3 - составной экран, общий вид;

Фиг. 4 - схема охлаждения узла уплотнения газовой турбины.

Узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус 1 (фиг. 1), закрепленный на статоре турбины (не показан на чертежах), с установленной на нем кольцевой крышкой 2, с выполненными в ней отверстиями 3 для выхода охлаждающего воздуха. Кольцевая крышка 2 зафиксирована относительно кольцевого корпуса 1 штифтами 4.

Узел уплотнения крепится к корпусу статора турбины при помощи кольцевого выступа 5, расположенного в верхней части кольцевого корпуса 1 и штифта 6, предназначенного для подвода охлаждающего воздуха в узел уплотнения. Штифт 6 установлен в отверстии, выполненном в верхней части кольцевого корпуса 1. Внутри штифта 6 выполнен канал для подвода охлаждающего воздуха. На внутренней поверхности кольцевого корпуса 1 выполнен кольцевой паз 7.

Между кольцевым корпусом 1 и кольцевой крышкой 2 зафиксирована надроторная вставка 8, выполненная сегментарно, из керамического композиционного или керамического материала. Сегменты 9 надроторной вставки 8 образуют кольцо, вокруг лопаток ротора турбины (фиг. 2).

В зазорах 10 между сегментами 9 надроторной вставки 8 установлены уплотнительные элементы 11. Они расположены в вырезах 12 выполненных на торцах сегментов 9 надроторной вставки 8. Уплотнительные элементы 11 выполнены из жаропрочного материала, и препятствуют чрезмерному нагреву элементов узла уплотнения от газового потока, а также перетеканию газа из зоны высокого давления в зону низкого, минуя рабочие лопатки турбины.

Сегменты 9 надроторной вставки 8 зафиксированы в радиальном направлении пластинчатыми пружинами 13, установленными на кольцевом корпусе 1. Пластинчатая пружина средней частью жестко прикреплена к кольцевому корпусу 1 штифтом 14. Наличие пластинчатых пружин 13, поджимающих сегменты 9 надроторной вставки 8 в радиальном направлении, позволяют поддерживать постоянным радиальный зазор между надроторной вставкой 8 и рабочими лопатками.

С наружной стороны над сегментами 9 надроторной вставки 8 расположен составной экран 15 (фиг. 3). Он установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами, для предотвращения утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Между кольцевым корпусом 1 и составным экраном образована полость 16. Между составным экраном и сегментом надроторной вставки образована полость 17. Составной экран 15 представляет собой сегментированное уплотнительное кольцо. С одного торца составного экрана 15 выполнен кольцевой фланец 18. Внешняя часть 19 кольцевого фланца 18 расположена в кольцевом пазу 7, выполненном на внутренней поверхности кольцевого корпуса 1. Сегменты 20 составного экрана 15 установлены относительно сегментов 9 надроторной вставки 8 в «шахматном порядке», при этом количество сегментов 20 составного экрана равно количеству сегментов 9 надроторной вставки 8.

В составном экране 14 выполнены отверстия 21 для подвода охлаждающего воздуха.

Кроме того, вдоль внутренней поверхности составного экрана 15 в окружном направлении параллельно расположены по меньшей мере два упорных ребра 22, с выполненными на них сквозными каналами 23 для охлаждающего воздуха, а на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении выполнен выступ 24. Выступ 24 расположен между сегментами надроторной вставки, с возможностью их фиксации. Кроме того, он не позволяет горячему воздуху протекать в полость 16.

Сегменты 9 надроторной вставки 10 выполнены с ответным контуром, повторяющим стыковочную поверхность упорных ребер 22 и выступа 24, выполненного на внутренней поверхности составного экрана 15.

Сегменты 9 надроторной вставки 8 также зафиксированы на кольцевом корпусе 1 трапециевидным замковым соединением. Фиксация вставки при помощи замка аналогично «ласточкиному хвосту» позволяет компенсировать разность коэффициентов термического расширения керамической композиционной или керамической надроторной вставки 8 и металлических деталей 1 и 2, тем самым уменьшая напряжения вставок.

Данное конструктивное решение позволяет закрепить керамические композиционные или керамические истираемые надроторные вставки без появления критических температурных напряжений в самой вставке.

Устройство работает следующим образом. При работе турбины охлаждающий воздух подается из компрессора через штифты 6 (фиг. 4). Через отверстия в штифтах 6 воздух равномерно поступает в полость 16 между стенками кольцевого корпуса 1 и составным экраном 15. Через отверстия 21, выполненные в составном экране 15, воздух попадает в полость 17 между надроторной вставкой 8 и составным экраном 15, охлаждая ее и снижая нагрев пластинчатой пружины 13. Составной экран 15 предотвращает утечки охлаждающего воздуха в проточную часть, а также герметизирует полость 15, 16 от горячего воздуха.

Затем через сквозные каналы 23 составного экрана 15 воздух проходит в полость 17, охлаждая нагретые поверхности сегментов 9 надроторной вставки 8. Охлаждающий воздух выходит в проточную часть газовой турбины через отверстия 3 в кольцевой крышке 2. Таким образом, обеспечивается постоянное течение воздуха через полости 16 и 17, что увеличивает эффективность теплообмена.


Узел уплотнения газовой турбины
Узел уплотнения газовой турбины
Узел уплотнения газовой турбины
Узел уплотнения газовой турбины
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 11-20 of 82 items.
29.12.2017
№217.015.f961

Компенсатор относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции компенсаторов относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашин. Компенсатор относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашины содержит жестко закрепленный на внутреннем корпусе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639399
Дата охранного документа: 21.12.2017
29.12.2017
№217.015.f98b

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод. Многоканальный воздуховод проходит через внутренние полости сопловых лопаток, его...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639443
Дата охранного документа: 21.12.2017
19.01.2018
№218.016.0995

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002631974
Дата охранного документа: 29.09.2017
20.01.2018
№218.016.1368

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002634505
Дата охранного документа: 31.10.2017
20.01.2018
№218.016.1b72

Механизм передачи крутящего момента агрегатам турбореактивного двигателя (трд), центральная коническая передача (цкп) трд, главная коническая шестерённая пара цкп трд, корпус цкп трд, ведущее зубчатое коническое колесо цкп, ведомое зубчатое коническое колесо цкп, узел цкп трд

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двухвального, двухконтурного авиационного ТРД, имеющего газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД, включает соединенные с РВД с возможностью передачи агрегатам...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002636626
Дата охранного документа: 24.11.2017
20.01.2018
№218.016.1d99

Способ диагностики технического состояния двухконтурного газотурбинного двигателя при эксплуатации

Изобретение относится к области измерительной техники, к испытаниям, доводке, диагностике и эксплуатации реактивных двигателей, а конкретно к способам диагностики технического состояния двухконтурного газотурбинного двигателя по газодинамическим параметрам потока. Диагностику технического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002640972
Дата охранного документа: 12.01.2018
20.01.2018
№218.016.1e3e

Маслосистема газотурбинного двигателя маневренного самолета

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002640900
Дата охранного документа: 12.01.2018
17.02.2018
№218.016.2a88

Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД модуля газогенератора и вал ротора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642955
Дата охранного документа: 29.01.2018
17.02.2018
№218.016.2abe

Клапанный узел канала перепуска компрессора

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642991
Дата охранного документа: 29.01.2018
04.04.2018
№218.016.2ead

Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы роторов высокого давления (РВД) и роторов...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644497
Дата охранного документа: 12.02.2018
Showing 11-20 of 44 items.
29.12.2017
№217.015.f961

Компенсатор относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции компенсаторов относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашин. Компенсатор относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашины содержит жестко закрепленный на внутреннем корпусе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639399
Дата охранного документа: 21.12.2017
29.12.2017
№217.015.f98b

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод. Многоканальный воздуховод проходит через внутренние полости сопловых лопаток, его...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002639443
Дата охранного документа: 21.12.2017
19.01.2018
№218.016.0995

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. Система управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания оснащена делителем, селектором максимума, блоком контроля исправности датчиков давлений, а также пороговым устройством и регулятором отношения давлений...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002631974
Дата охранного документа: 29.09.2017
20.01.2018
№218.016.1368

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета в режиме запуска при авторотации

Изобретение относится к области авиационной техники, к способам управления двухроторным газотурбинным двигателем, в частности запуска при выходе двигателя на режим авторотации. Частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002634505
Дата охранного документа: 31.10.2017
20.01.2018
№218.016.1b72

Механизм передачи крутящего момента агрегатам турбореактивного двигателя (трд), центральная коническая передача (цкп) трд, главная коническая шестерённая пара цкп трд, корпус цкп трд, ведущее зубчатое коническое колесо цкп, ведомое зубчатое коническое колесо цкп, узел цкп трд

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двухвального, двухконтурного авиационного ТРД, имеющего газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД, включает соединенные с РВД с возможностью передачи агрегатам...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002636626
Дата охранного документа: 24.11.2017
20.01.2018
№218.016.1d99

Способ диагностики технического состояния двухконтурного газотурбинного двигателя при эксплуатации

Изобретение относится к области измерительной техники, к испытаниям, доводке, диагностике и эксплуатации реактивных двигателей, а конкретно к способам диагностики технического состояния двухконтурного газотурбинного двигателя по газодинамическим параметрам потока. Диагностику технического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002640972
Дата охранного документа: 12.01.2018
20.01.2018
№218.016.1e3e

Маслосистема газотурбинного двигателя маневренного самолета

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и касается масляной системы газотурбинного двигателя маневренного самолета. Перепускной клапан установлен за топливомасляным теплообменником, а выход из перепускного клапана сообщен трубопроводом с внутренней полостью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002640900
Дата охранного документа: 12.01.2018
17.02.2018
№218.016.2a88

Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД модуля газогенератора и вал ротора...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642955
Дата охранного документа: 29.01.2018
17.02.2018
№218.016.2abe

Клапанный узел канала перепуска компрессора

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к клапанным устройствам для газотурбинных двигателей, и может найти применение в авиадвигателестроении. Клапанный узел канала перепуска компрессора, содержащий корпус компрессора, внешний и внутренний корпуса канала перепуска с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642991
Дата охранного документа: 29.01.2018
04.04.2018
№218.016.2ead

Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы роторов высокого давления (РВД) и роторов...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644497
Дата охранного документа: 12.02.2018
+ добавить свой РИД