Результат интеллектуальной деятельности: КОНТРОЛЬ ЗАЗОРА У ВЕРШИНЫ ЛОПАТОК В ТУРБИНЕ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОМАШИНЫ

Настоящее изобретение относится к турбине высокого давления турбомашины, такой как, например, турбореактивного или турбовинтового двигателей самолета.

Турбомашина, как правило, содержит компрессор, камеру сгорания и турбину, при этом компрессор обеспечивает подачу в камеру сгорания сжатого воздуха, а турбина, на которую из камеры сгорания поступают горячие газы, - извлечение из них энергии. Ступень турбины, располагаемая непосредственно за камерой сгорания и называемая обычно ступенью высокого давления, содержит диск с установленными на нем по окружности лопатками, вокруг которого размещается закрепленное на корпусе неподвижное уплотнительное кольцо.

Радиальный зазор между вершинами лопаток и уплотнительным кольцом должен быть, по возможности, наименьшим для того, чтобы минимизировать прохождение сжатого воздуха за пределы зоны, ометаемой лопатками, и не допустить тем самым снижения рабочих характеристик турбины. Вместе с тем этот радиальный зазор должен быть достаточным для того, чтобы исключить любого рода трение вершин лопаток об уплотнительное кольцо.

Кроме того, радиальный зазор между вершинами лопаток и уплотнительным кольцом зависит от теплового и механического расширения ротора и от теплового расширения статора турбины, в частности, его корпуса и уплотнительного кольца.

На различных этапах работы турбомашины радиальный зазор может существенно меняться в зависимости от смещений элементов, которые составляют ротор и статор турбины, тем более, что эти смещения могут иметь противоположные направления и неравномерно распределяться вокруг оси турбомашины.

В частности, во время рабочих циклов, называемых обычно предельной повторной акселерацией, в которых турбомашина в очень короткий промежуток времени переходит от устойчивой работы на полную мощность к режиму малого газа, чтобы затем вновь быстро перейти в режим работы на полных оборотах, радиальный зазор проходит через минимальное значение. Действительно, смещения, происходящие в результате теплового расширения диска ротора, при переходе от работы в режиме на полную мощность к режиму работы на малых оборотах носят медленный характер ввиду большой массы диска и необходимости большого количества времени для тепловой характеристики; масса элементов статора меньше, его тепловая характеристика происходит быстрее. Таким образом, во время внезапной повторной акселерации на режим работы на полную мощность радиальный зазор - мал между ротором, который еще не имел времени стабилизироваться в тепловом отношении в режиме малого газа, и статором, который смог достичь условий функционирования в режиме малого газа. Центробежная сила, возникающая в результате акселерации, приводит к дополнительному расширению ротора и уменьшению в такой же степени радиального зазора, что может повлечь за собой преждевременный износ деталей в случае, когда вершины лопаток вступают в соприкосновение с уплотнительным кольцом.

Таким образом, становится ясным, что чем быстрее термическая характеристика элементов статора по сравнению с термической характеристикой ротора, тем меньше становится радиальный зазор между вершинами лопаток и уплотнительным кольцом во время цикла повторной акселерации и тем выше опасность преждевременного износа.

Целью настоящего изобретения является, в частности, предложить простое, эффективное и экономное решение этих проблем, позволяющее устранить недостатки известного уровня техники.

Его целью, в частности, является замедлить термическую характеристику элементов статора ступени турбины в турбомашине с целью ограничить уменьшение радиального зазора между вершинами подвижных лопаток и уплотнительным кольцом, окружающим эти лопатки в турбине из-за повторной акселерации.

В более общем плане изобретение имеет целью придать смещениям элементов статора вокруг оси турбомашины однородный характер с целью ограничить радиальный зазор в вершинах лопаток.

С этой целью предлагается ступень турбины в турбомашине, которая содержит колесо с лопатками, вращающееся внутри уплотнительного кольца, размещенного на корпусе турбины, и кольцевой лист тепловой защиты, установленный между корпусом и кольцом, отличающаяся тем, что кольцевой лист тепловой защиты состоит из множества изогнутых пластин, установленных встык и закрепленных на корпусе посредством втулок.

Этот кольцевой лист тепловой защиты позволяет улучшить тепловую изоляцию корпуса турбины, замедлить тем самым его тепловую характеристику и придать более однородный характер его тепловому расширению.

Для упрощения процесса монтажа этого листа и снижения тем самым расходов, связанных со сборкой и обслуживанием, кольцевой лист образуется, по меньшей мере, двумя изогнутыми пластинами, которые устанавливаются рядом друг с другом и крепятся к корпусу.

Согласно другому отличительному признаку изобретения втулки обжаты в отверстиях в корпусе и преимущественно содержат наружный относительно корпуса конец, при этом данный конец обжат на шайбе, которая надевается на конец втулки и накладывается на радиально наружную поверхность корпуса, при этом шайба предпочтительно имеет скошенную кромку на внутренней периферии и закреплена, по меньшей мере, одной точкой сварки на корпусе.

Использование этих шайб позволяет избежать повреждения корпуса при обжатии втулок.

Предпочтительно, втулки входят в отверстия изогнутых пластин и содержат на своем радиально внутреннем конце кольцевой выступ для опоры краев отверстий изогнутых пластин, чтобы обеспечить правильное крепление этих пластин к корпусу.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения каждая изогнутая пластина крепится к корпусу тремя втулками, одна из которых проходит в центральное отверстие посередине изогнутой пластины, а две других - в отверстия на концах данной изогнутой пластины. Центральное отверстие посередине изогнутой пластины имеет размер, соответствующий поперечному размеру втулки, а отверстие на каждом конце пластины имеет размер больше поперечного размера втулки для монтажа путем скольжения пластины на втулке в направлении по окружности.

Крепление каждой пластины с использованием центрального отверстия позволяет зафиксировать пластину относительно корпуса, в то время как монтаж путем скольжения концов пластин позволяет соединить их концы к корпусу, сохранив при этом возможность легкого перемещения пластин в направлении по окружности, с учетом того, что тепловое расширение этих пластин, как правило, больше, чем тепловое расширение корпуса турбины, который немного холоднее, чем пластины.

Конец каждой пластины образует или преимущественно содержит стыковую накладку, посредством которой он соединяется с соответствующим концом прилегающей пластины, при этом данная стыковая накладка содержит отверстие для прохода крепежной втулки и крепится предпочтительно путем приваривания к концу изогнутой пластины.

Эта стыковая накладка позволяет накладывать друг на друга отверстия двух прилегающих пластин, обеспечивая при этом выравнивание этих пластин, а следовательно, в целом круговую форму листа тепловой защиты, образованного этими пластинами.

Согласно другому отличительному признаку изобретения радиально внутренняя часть каждой втулки устанавливается в или образует распорку, удерживающую кольцевой выступ конца втулки на определенном расстоянии от корпуса, при этом изогнутые пластины предпочтительно содержат утолщения, которые выступают над их радиально наружной стороной и представляют собой точечные или почти точечные опоры на корпусе.

Распорки, связанные с утолщениями пластин, позволяют обеспечить достаточный воздушный зазор между кольцевым листом тепловой защиты и корпусом для обеспечения воздушной прослойки, способной улучшить теплоизоляцию корпуса.

Кроме того, форма утолщений подбирается таким образом, чтобы максимально ограничить поверхность теплообмена между пластинами и корпусом.

Предлагаемое изобретение относится, в частности, к ступени высокого давления турбины в турбомашине.

Изобретение также относится к турбомашине, такой как, например, турбореактивный или турбовентиляторный двигатель, отличающейся тем, что она содержит одну ступень турбины, описание которой приведено ранее.

Оно также относится к изогнутым пластинам, предназначенным для образования кольцевого листа тепловой защиты, описание которого приведено ранее.

Изобретение станет более понятным, а другие детали, преимущества и отличительные признаки проявятся более отчетливо после изучения нижеследующего описания, которое приводится в качестве примера и не носит ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 схематично изображает частичный вид выполненного по оси сечения турбомашины известного типа;

фиг.1а - частичный вид в увеличенном масштабе детали Ia, представленной на фиг.1;

фиг.2 - схематично вид в перспективе листа тепловой защиты согласно изобретению;

фиг.2а - вид, выполненный в увеличенном масштабе, детали IIа, представленной на фиг.2;

фиг.2b - вид, выполненный в увеличенном масштабе, детали IIb, представленной на фиг.2;

фиг.3 схематично изображает частичный вид осевого сечения (в первой плоскости сечения) ступени турбины, согласно первому способу осуществления изобретения;

фиг.4 схематично изображает частичный вид осевого сечения (во второй плоскости сечения) ступени турбины, представленной на фиг.3;

фиг.5 схематично изображает частичный вид осевого сечения (в третьей плоскости сечения) ступени турбины, представленной на фиг.3;

фиг.6 схематично изображает частичный вид осевого сечения (во второй плоскости сечения) ступени турбины, согласно второму способу осуществления изобретения;

фиг.7 схематично изображает частичный вид осевого сечения (в третьей плоскости сечения) ступени турбины, представленной на фиг.6.

На фиг.1 изображена часть турбомашины 10 известного типа, которая содержит, если следовать из передней части назад, компрессор 12, камеру сгорания 14 и газовую турбину 16.

Турбина 16 содержит ступень высокого давления, которая расположена непосредственно после камеры сгорания 14 и предназначена для приема потока горячих газов, истекающих из камеры сгорания, и подачи этих газов на одну или несколько ступеней низкого давления перед их выбросом. Ступень высокого давления содержит ротор, установленный на валу, с которым соединен ротор компрессора высокого давления, в то время как ступень низкого давления содержит ротор, установленный на валу, с которым соединен вентилятор, располагаемый на входе в турбомашину.

Ротор ступени высокого давления содержит диск 18, на котором в радиальном направлении, начиная от периферии диска 18, установлены подвижные лопатки 20, предназначенные для приведения в движение ротора под воздействием тяги газов, поступающих из камеры сгорания 14.

Диск 18 окружен уплотнительным кольцом 22, которое состоит из множества примыкающих друг к другу кольцевых секторов, внутренняя радиальная сторона которых покрыта слоем истираемого материала, которое удерживается на корпусе 24 турбины, который в свою очередь прикреплен фланцами 26 к внешнему кожуху 28. Уплотнительное кольцо 22 предназначено для ограничения прохождения газов за пределы зоны, ометаемой подвижными лопатками 20 диска 18, с целью оптимизации рабочих характеристик турбины.

Как это показано на фиг.1а, сектора уплотнительного кольца 22 удерживаются кольцеобразной частью 30 корпуса 24, которая имеет фактически U-образное сечение с двумя радиальными полками 32, 34, направленными внутрь турбины, и основанием 36. На своих концах радиальные полки 32, 34 содержат расположенные в осевом направлении выступы 38, 40 для монтажа известным специалистам способом секторов уплотнительного кольца 22.

Часть 30 с U-образным сечением корпуса 24 турбины и уплотнительное кольцо 22 образуют полость 42 для подачи на секторы кольца охлаждающего воздуха 44, поступающего из пространства, окружающего камеру сгорания (на фиг.1 обозначена цифрой 46) и проходящего через отверстие 48 передней радиальной полки.

Кроме того, сектора уплотнительного кольца 22 покрыты контактным листом 50, располагаемым на их радиально наружной стороне.

На фиг.2 изображен кольцевой лист тепловой защиты 52, согласно изобретению, предназначенный для крепления втулками на основании 36 части 30 корпуса турбины, внутри полости 42, для замедления тепловой характеристики корпуса.

В представленном примере этот лист тепловой защиты 52 образован двумя идентичными друг другу полукруглыми изогнутыми пластинами 54, 56.

Посередине каждой изогнутой пластины 54, 56 содержится центральное отверстие 58, изображенное в увеличенном виде на фиг.2а и предназначенное для прохода втулки крепления изогнутой пластины 54, 56 на основании 36, при этом размер отверстия 58 фактически равен размеру втулки и позволяет фиксировать пластину 54, 56 относительно корпуса 24 турбины.

Кроме того, каждая изогнутая пластина 54, 56 содержит два фактически одинаковых продолговатых отверстия, при этом первое отверстие размещено рядом с одним из концов пластины, в то время как другое отверстие выполнено в стыковой накладке, которая приваривается к другому концу изогнутой пластины.

Две изогнутые пластины устанавливают друг на друге, совмещая отверстие стыковой накладки каждой пластины с отверстием на конце, который не содержит стыковую накладку, другой пластины.

На фиг.2b изображен конец 60, снабженный стыковой накладкой 62, изогнутой пластины 54, который расположен рядом с концом 64, не имеющим стыковую накладку, другой изогнутой пластины 56, таким образом, чтобы отверстие стыковой накладки 66 было совмещено с отверстием 68 пластины 56 и обеспечивало прохождение втулки 70, прикрепленной к корпусу, через два отверстия 66 и 68. Продолговатая форма этих отверстий позволяет производить монтаж путем скольжения концов 60, 64 пластин на корпусе 24 турбины, обеспечивая легкое перемещение каждой из пластин 54, 56 относительно крепежных втулок 70.

Изогнутые пластины 54, 56 содержат утолщения или клинья 72, которые выступают над их радиально наружной стороной и предназначены для использования в качестве фактически точечных опор на основании 36 части 30 с U-образным сечением корпуса 24 турбины для поддержания воздушной прослойки между пластинами 54, 56 и основанием 36.

На фиг.3 изображен вид в разрезе, аналогичный представленному на фиг.1а, и в плоскости, проходящей через клин 72 изогнутой пластины 54.

Пластина 54 имеет края 74, 76, которые изогнуты внутрь турбины и упираются, соответственно, в полки 32 и 34 части 30 с U-образным сечением корпуса 24 турбины так, чтобы обеспечить герметичность воздушной прослойки 78. Кроме того, задний край 76 пластины 54 образует стойку опоры и радиального направления пластины 54 на уплотнительном кольце 22, предназначенную для ограничения вибрации изогнутой пластины 54.

Воздушная прослойка 78, образуемая между основанием 36 и изогнутой пластиной 54, позволяет оптимизировать теплоизоляцию корпуса 24 турбины.

На фиг.4 изображен вид в разрезе, аналогичный представленному на фиг.3, но в плоскости, проходящей через втулку 70, вставленную в отверстие на конце пластины 56 и в отверстие стыковой накладки 62 пластины 54 для крепления вместе пластин 54 и 56 к основанию 36 части 30, имеющей U-образное сечение, корпуса 24.

Втулка 70 содержит юбку, наружный относительно корпуса 24 турбины конец 80 которой обжат на шайбе 82, которая надевается на конец 80 юбки втулки и накладывается или крепится, по меньшей мере, в одной сварной точке на радиально наружной стороне основания 36, при этом кромка внутренней периферии данной шайбы 82 скошена. Шайба 82 позволяет исключить повреждение корпуса 24 во время обжатия втулки 70.

Кроме того, на радиально внутреннем конце втулки 70 имеется головка 84, поверхность которой, обращенная на внешнюю сторону турбины, образует кольцевой выступ 82 для удержания края отверстия стыковой накладки 62.

Более того, втулка 70 устанавливается в распорке 88, которая позволяет не допустить соприкосновения втулки с пластиной 56 и стыковой накладкой 62, удерживая при этом кольцевой выступ 86 головки 84 втулки 70 на определенном расстоянии от основания 36 части 30, имеющей U-образное сечение корпуса 24 таким образом, чтобы обеспечить зазор, достаточный для воздушной прослойки 78.

На фиг.5 изображен вид в разрезе, аналогичный представленному на фиг.3, но выполненный в плоскости, проходящей через втулку 90, вставленную в центральное отверстие 58 в середине пластины 54 для крепления этой пластины к основанию 36.

Втулка 90 аналогична втулке 70, описание которой приведено выше, для снижения, в частности, затрат, связанных с производством, а между краем отверстия 58 пластины 54 и кольцевым выступом 86 втулки 90 вкладывается дополнительная шайба 92, толщина которой фактически равна толщине стыковой накладки 62, для компенсации отсутствия стыковой накладки на уровне центрального крепления изогнутой пластины.

Возможен вариант, когда распорки могут быть образованы самими втулками крепления, как это изображено на фиг.6 и 7.

На фиг.6, на которой, как и на фиг.4, изображено совместное крепление пластин 54 и 56 на корпусе 24, втулка 94 содержит закраину 96, образующую выступ втулки, который опирается на радиально внутреннюю сторону основания 36 части 30, имеющей U-образное сечение, корпуса 24 турбины. Таким образом, часть втулки 94, размещенная между этой закраиной 96 и головкой 84 втулки 94, играет роль распорки для поддержания зазора и воздушной прослойки 78, образующейся в этом зазоре.

Что касается крепления пластин в их срединной части, то одна и та же втулка 94 может быть использована совместно с шайбой 92, как и в представленном на фиг.5 варианте с распоркой.

На фиг.7 изображен другой вариант, в котором втулка 98, идентичная втулке 94, но имеющая меньшую, чем у втулки 94 длину, используется для того, чтобы избежать применения шайбы для компенсации отсутствия стыковой накладки.

В целом кольцевой лист тепловой защиты 52, согласно изобретению, содержит, по меньшей мере, две изогнутые пластины, позволяющие ее установить внутри кольцевой части 30, имеющей U-образное сечение, корпуса 24 турбины.

Монтаж путем скольжения концов изогнутых пластин позволяет учитывать явления дифференциального теплового расширения, при этом изогнутые пластины имеют тенденцию, как правило, испытывать большее расширение, чем корпус турбины, на котором они удерживаются.

Лист тепловой защиты, согласно изобретению, позволяет замедлить тепловую характеристику корпуса турбины таким образом, что уменьшение радиального зазора между вершинами подвижных лопаток и уплотнительным кольцом, окружающим эти лопатки в турбине, вследствие повторной акселерации, остается достаточно незначительным, что позволяет избежать контакта между вершинами подвижных лопаток и уплотнительным кольцом.