Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель

Реферат

 

Использование: в энергетическом машиностроении. Сущность изобретения: регулирование радиальных зазоров между разрезным кольцом и гребешками полок рабочих лопаток, что осуществляется взаимной сдвижкой ротора и статора при работе двигателя. Профиль поверхности сегментов разрезного кольца выполнен переменным по высоте, а расстояние между полкой рабочей лопатки и упорным подшипником (l) составляет 0,4-10 расстояния от вершины гребешка полки рабочей лопатки до оси двигателя (r). 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а именно к газотурбинным двигателям.

Улучшение параметров газотурбинного двигателя, в частности увеличение КПД двигателя и уменьшение удельного расхода топлива, требуют повышения КПД турбины. Одним из путей повышения КПД турбины является уменьшение зазора между концами рабочих лопаток турбины и бандажным (разрезным) кольцом.

Известно устройство управления зазором между наружным воздушным уплотнением статора турбины и законцовками лопаток ротора турбины [1] Устройство включает в себя смонтированные вокруг корпуса перфорированные трубки, соединенные с выпускным трубопроводом подвода воздуха, отбираемого из вентиляторного контура. Уменьшение зазора в данной конструкции достигается обдувом корпусов относительно холодным воздухом и уменьшением их диаметральных размеров за счет снижения температуры.

Недостатком известной конструкции является ее сложность, необходимость отбора и использования для охлаждения корпусов сжатого воздуха, что снижает КПД двигателя.

Наиболее близкой к предлагаемой является конструкция газотурбинного двигателя, содержащего закрепленный в опоре упорный подшипник и корпус турбины, внутри которого размещены сегменты разрезного кольца, образующего с гребешками полок рабочих лопаток радиальное уплотнение [2] Недостатком конструкции данного двигателя является невозможность регулирования радиальных зазоров в уплотнении турбины между кольцом и гребешками полок рабочих лопаток при осевой сдвижке ротота и статора при работе двигателя. Такая осевая сдвижка происходит за счет разницы температур наружного корпуса и вала двигателя на рабочем режиме относительно упорного подшипника, закрепленного в опоре двигателя. Разница температур корпуса и вала двигателя на рабочем режиме связана с тем, что тонкостенный корпус двигателя хорошо прогревается газом, а вал, находящийся внутри двигателя в масляной полости, остается относительно холодным.

Радиальные зазоры, устанавливаемые при сборке, величина которых выбирается из условий работы лопаток ротора с целью исключения задевания, и износ гребешков о сопрягаемые детали сопловых аппаратов на всех режимах работы двигателя снижают КПД турбины и двигателя в целом.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в улучшении уплотнения зазоров между статором и ротором путем регулирования радиальных зазоров между разрезным кольцом и гребешками полок рабочих лопаток.

Технический эффект, позволяющий решить эту задачу, заключается в осуществлении взаимной сдвижки ротора и статора при работе двигателя.

Данная техническая задача решается за счет того, что в газотурбинном двигателе, содержащем закрепленный в опоре упорный подшипник и корпус турбины, внутри которого размещены сегменты разрезного кольца, образующего с гребешками полок рабочих лопаток радиальное уплотнение, согласно изобретению профиль поверхности сегментов разрезного кольца выполнен переменным по высоте, а расстояние между полкой рабочей лопатки и упорным подшипником (L) составляет 0,4-10 расстояния от вершины гребешка полки рабочей лопатки до оси двигателя (r). Причем профиль поверхности сегментов разрезного кольца выполнен с кольцевыми канавками и уступами, причем глубина канавки составляет 0,01-0,03 длины рабочей лопатки, а ширина 2-6 толщины гребешка полки рабочей лопатки, гребешки расположены под канавками ниже выступа разрезного кольца. Таким образом обеспечиваются малые радиальные зазоры на стационарных режимах, исключается заклинивание ротора о статор в момент аварийного выключения двигателя.

Выполнение профиля поверхности сегментов разрезного кольца переменным по высоте позволяет располагать над гребешками полок рабочих лопаток кольцевые канавки, которые чередуются с кольцевыми выступами, что дает возможность в момент запуска получить увеличенные радиальные зазоры и исключить задевание и износ гребешков рабочих лопаток. На постоянном крейсерском режиме работы двигателя рабочие лопатки с гребешками полок сдвигаются в осевом направлении, гребешки занимают положение напротив уступов разрезного кольца, уменьшая радиальные зазоры.

Выполнение соотношения L (0,4 10) r обязательно для решения поставленной задачи, т. к. обеспечивает необходимую осевую сдвижку ротора относительно статора в процессе работы двигателя.

В случае, когда L < 0,4 r величина d сопоставима с величиной допусков на изготовление и сборку двигателя, что делает невозможным выполнение профиля поверхности сегментов разрезного кольца переменным по высоте.

При условии L > 10 r величина d становится сравнимой с длиной разрезного кольца, что не позволяет разместить на полке рабочей лопатки необходимое количество гребешков и приводит к ухудшению уплотнения радиальных зазоров.

Соотношение между глубиной канавки на разрезном кольце и длиной рабочей лопатки, равное 0,01-0,03, выбирают таким образом, чтобы при запуске гребешок на полке лопатки не задевал за донышко канавки при термическом расширении материала лопатки (нагрев до 1000^oC).

Зависимость ширины канавки и толщины гребешка полки рабочей лопатки выбирают из условия допусков на сборку с учетом осевого люфта упорного подшипника. Кроме того, для обеспечения собираемости турбины гребешки располагают ниже выступа разрезного кольца, т.к. корпус турбины не имеет осевых разъемов.

На фиг. 1 показан общий вид газотурбинного двигателя; на фиг. 2 изображен элемент I на фиг. 1 при сборке турбины (штриховыми линиями изображено осевое смещение заднего гребешка рабочей лопатки турбины относительно разрезного кольца); на фиг. 3 элемент I на фиг. 1 при работе турбины на постоянном режиме.

Газотурбинный двигатель состоит из двух систем, не имеющих механической связи: а) вентилятор 1 с подпорными ступенями 2 турбина низкого давления 3 (ТНД); б) компрессор высокого давления 4 турбина высокого давления 5 (ТВД).

Каждая из систем включает в себя статорные (неподвижные, корпусные) 6 и роторные (вращающиеся) 7 детали. В состав статора 6 каждой системы входят корпусные наружные кольца компрессора, камеры сгорания и турбины. Статорные детали турбины включают в себя наружные кольца 8, сопловые лопатки 9 и разрезные кольца 10, образованные из сегментов. Ротор 7 включает в себя рабочие лопатки 11, диски 12 вентилятора, компрессора, турбины, а также вала 13, соединяющие соответственно ТВД 5 с компрессором высокого давления 4, ТНД 3 с вентилятором 1.

Каждый из роторов 7 установлен на нескольких опорных подшипниках 14, один из которых является шариковым 15, воспринимающим с деталей ротора радиальные и осевые нагрузки и передающим их затем на корпус и подвеску двигателя. Подшипник 15 является местом заделки ротора 7 относительно статора 6 и точкой отсчета их теплового расширения друг относительно друга в результате нагрева при работе двигателя.

Разрезное кольцо 10 любой из ступеней турбины образует с гребешками 16 бандажной полки рабочих лопаток 11 соответствующих ступеней ротора турбины радиальные зазоры 17. Профиль поверхности 18 разрезного кольца 10 выполнен по высоте переменным. На его поверхности 18 выполнены кольцевые канавки 19 с переходными коническими участками, чередующиеся с кольцевыми поверхностями уступов 20. Количество канавок 19 соответствует числу гребешков 16 на полке рабочих канавок лопаток 11.

Расстояние l₁ и l₂ между полкой рабочей лопатки 11 и упорным подшипником 15 составляет 0,4-10 величины r расстояния от вершины гребешка 16 полки рабочей лопатки 11 до оси двигателя. Глубина канавки 19 составляет 0,01-0,03 длины лопатки 11, а ширина 2-6 толщины гребешка 16.

При запуске двигателя, выходе его на стационарный режим и работе на этом режиме корпус 6 двигателя, лопатки 11, диски 12 и вал 13 ротора 7 подвергаются нагреву. Их размеры как осевые, так и диаметральные (окружные) увеличиваются. В момент запуска быстрее всех прогреваются рабочие лопатки 11 турбины. Увеличение длины лопаток 11 и диаметра гребешков 16 превышают температурное расширение и увеличение диаметра наружных колец 8. В связи с этим в момент запуска при уменьшении радиального зазора 17 между гребешками 16 рабочих лопаток 11 и разрезным кольцом 10 необходимо иметь для исключения задевания и износа гребешков 16 увеличенный радиальный зазор 17, что достигается выполнением на поверхности 18 разрезного кольца 10 канавок 19.

По мере работы двигателя корпус 6 прогревается и диаметральные температурные расширения корпуса и ротора 7 выравниваются. При этом, за счет того что вал 13 ротора 7 по сравнению с корпусом 6 имеет на этих режимах более низкую температуру нагрева, начинаются взаимные осевые перемещения, обусловленные различным температурным осевым удлинением корпуса 6 и вала 13 ротора 7 от места их взаимной заделки от шарикового подшипника 15.

При выходе двигателя на стационарный режим (взлетный, номинальный, крейсерский) происходит взаимное смещение роторных деталей со статорными по каждой ступени турбины навстречу друг другу и, как следствие, гребешки 16 бандажных полок занимают положение напротив уступов 20 разрезного кольца 10. Радиальный зазор 17 на постоянном режиме работы двигателя уменьшается, уплотнение улучшается и, соответственно, КПД турбины и двигателя в целом растет.

В момент останова двигателя (аварийное выключение в воздухе или выключение на земле) корпус 6 двигателя охлаждается быстрее, чем вал 13 ротора 7. Происходит обратное взаимное смещение. Гребешки 16 бандажных полок занимают положение напротив канавок 19, исключая износ гребешков 16, а при выключении в воздухе исключается заклинивание ротора 7 о статор 6.

Таким образом, заявляемое изобретение обеспечивает надежную работу турбины с малыми радиальными зазорами на стационарных режимах без заклинивания и износа гребешков на переменных режимах, а также без заклинивания ротора о статор в момент аварийного выключения двигателя.

Формула изобретения

1. Газотурбинный двигатель, содержащий закрепленный в опоре упорный подшипник и корпус турбины, внутри которого размещены сегменты разрезного кольца, образующего с гребешками полок рабочих лопаток радиальное уплотнение, отличающийся тем, что профиль поверхности сегментов разрезного кольца выполнен переменным по высоте, а расстояние между полкой рабочей лопатки и упорным подшипником составляет 0,4 10 расстояния от вершины гребешка полки рабочей лопатки до оси двигателя.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что профиль поверхности сегментов разрезного кольца выполнен с кольцевыми канавками и уступами, причем глубина канавки составляет 0,01 0,03 длины рабочей лопатки, а ширина 2 6 толщины гребешка полки рабочей лопатки.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что гребешки расположены под канавками ниже выступа разрезного кольца.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

QZ4A Государственная регистрация изменений в зарегистрированный договор

Дата и номер государственной регистрации договора, в который внесены изменения: 25.09.2000 № 11252

Вид договора: лицензионный

Лицо(а), передающее(ие) исключительное право: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Лицо, которому предоставлено право использования: Открытое акционерное общество "Пермский моторный завод" (RU)

Дата и номер государственной регистрации изменений, внесенных в зарегистрированный договор: 29.08.2011 РД0086143

Изменения:Исключение патентов на изобретения 2098649, 2087768, 2106508.

Дата публикации: 27.10.2011