×
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 41-50 of 82 items.
15.12.2018
№218.016.a7db

Устройство для закрепления рабочей лопатки турбомашины с замковым элементом при усталостных испытаниях

Изобретение относится к конструированию приспособлений для закрепления рабочих лопаток турбомашины на вибростенде при усталостных испытаниях. Устройство для закрепления рабочей лопатки турбомашины с замковым элементом при усталостных испытаниях содержит корпус, жестко закрепленный на вибростоле...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002675078
Дата охранного документа: 14.12.2018
26.12.2018
№218.016.aaae

Газоперекачивающий агрегат (гпа), способ охлаждения газотурбинного двигателя (гтд) гпа и система охлаждения гтд гпа, работающая этим способом, направляющий аппарат системы охлаждения гтд гпа

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды. Воздух забирают из атмосферы через воздухозаборник и подают снизу в кожух. Через распределительный короб до 20%...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002675729
Дата охранного документа: 24.12.2018
26.12.2018
№218.016.abc1

Газоперекачивающий агрегат (гпа), газоход тракта выхлопа гпа и входной узел газохода тракта выхлопа гпа

Газоперекачивающий агрегат (ГПА), газоход тракта выхлопа ГПА и входной узел газохода тракта выхлопа ГПА. Группа изобретений относится к нефтегазовой области. ГПА содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, включающий КВОУ, всасывающий воздуховод и камеру...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002675969
Дата охранного документа: 25.12.2018
24.01.2019
№219.016.b2f3

Ручной ударный инструмент

Изобретение относится к ручным ударным инструментам. Ручной ударный инструмент содержит полый корпус, подпружиненный ударник, концентрично расположенный относительно корпуса, устройство фиксации и сброса ударника. Ручной ударный инструмент снабжен ограничителем, выполненным в виде пружины и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002677900
Дата охранного документа: 22.01.2019
07.02.2019
№219.016.b7f4

Газоперекачивающий агрегат (гпа), газотурбинная установка (гту), входное устройство гту гпа (варианты), опорный комплекс входного устройства гту гпа

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678793
Дата охранного документа: 05.02.2019
17.03.2019
№219.016.e24b

Узел крепления трубопровода на корпусе турбомашины

Изобретение относится к конструированию узлов крепежной арматуры трубопроводов в машиностроении, преимущественно в турбомашиностроении. Узел крепления трубопровода на корпусе турбомашины содержит хомут, охватывающий участок трубопровода и закрепленный при помощи средства фиксации на корпусе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682232
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e260

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя с изменяемой геометрией выходного устройства

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства относится к способам регулирования, оптимизирующим работу ТРД в зависимости от условий полета. При осуществлении способа создают на входе в двигатель и на выходе из него условия,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682221
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e293

Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытаний авиационного ТРД осуществляется с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель. Согласно изобретению для двигателя, содержащего систему...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682225
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e2a8

Способ работы газотурбинной установки

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок. Способ работы газотурбинной установки, включающий подачу топлива в дежурные и основные горелочные устройства на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682218
Дата охранного документа: 15.03.2019
29.03.2019
№219.016.ed9b

Сопловый аппарат турбины высокого давления (твд) газотурбинного двигателя (варианты), сопловый венец соплового аппарата твд и лопатка соплового аппарата твд

Группа изобретений относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкциям сопловых аппаратов ТВД и трактам воздушного охлаждения сопловых лопаток авиационных газотурбинных двигателей ГПА. Сопловый аппарат включает сопловый венец. Сопловый венец выполнен из 14 сопловых блоков. Каждый блок...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002683053
Дата охранного документа: 26.03.2019
Showing 41-44 of 44 items.
05.02.2020
№220.017.fdc7

Способ формирования размеров светового пятна на динамическом объекте и устройство для его осуществления

Изобретение относится к квантовой электронике, конкретно к способам формирования световых пятен от излучения концентрических излучателей, и может быть использовано при создании технологических устройств, в частности, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя, для адаптивного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002713128
Дата охранного документа: 03.02.2020
25.04.2020
№220.018.18c4

Газодинамическое уплотнение опоры ротора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к уплотнениям масляных полостей опор роторов газотурбинных двигателей и энергетических установок. Изобретение позволяет повысить надежность работы газотурбинного двигателя и расширить его эксплуатационные возможности....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002720057
Дата охранного документа: 23.04.2020
25.06.2020
№220.018.2af7

Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации

Изобретение относится к способу работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе непрерывно-детонационных камер сгорания и устройству для его реализации. Используют две кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002724557
Дата охранного документа: 23.06.2020
25.06.2020
№220.018.2af8

Способ и устройство организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания

Способ организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания включает подачу окислителя и жидкого топлива в виде струй и пристеночных пленок и инициирование горения. Для камеры сгорания определяют усталостную прочность ее стенок и критическую температуру, при которой она...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002724558
Дата охранного документа: 23.06.2020
+ добавить свой РИД