RU2133345C1 - Gas-turbine plant aerodynamic labyrinth screw seal - Google Patents
Gas-turbine plant aerodynamic labyrinth screw seal Download PDFInfo
- Publication number
- RU2133345C1 RU2133345C1 RU98106665A RU98106665A RU2133345C1 RU 2133345 C1 RU2133345 C1 RU 2133345C1 RU 98106665 A RU98106665 A RU 98106665A RU 98106665 A RU98106665 A RU 98106665A RU 2133345 C1 RU2133345 C1 RU 2133345C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- rings
- installation according
- compressor
- seals
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к энергетике, химическому машиностроению, металлургии, авиационной промышленности и др., а в частности к турбостроению, газовой промышленности и насосостроению. The invention relates to energy, chemical engineering, metallurgy, the aviation industry, etc., and in particular to turbine engineering, gas industry and pump engineering.
В газотурбинных установках (далее ГТУ), нагнетателях и вентиляторах со стороны всаса из-за высокого вакуума из переднего подшипника пары и капли масла попадают на лопатки компрессора, нагнетателя и вентилятора, а со стороны выхода из турбины из-за утечек горячие газы попадают в машзал и перегревают область заднего подшипника. Due to the high vacuum in the gas turbine units (GTU), blowers and fans, from the front bearing, vapors and droplets of oil fall onto the blades of the compressor, blower and fan, and from the exhaust side of the turbine, hot gases enter the turbine room and overheat the rear bearing area.
Известна ГТУ, подающая рабочую смесь потребителю для участия в химических процессах, из которых рабочая смесь возвращается в рабочую газовую турбину установки, содержащая компрессор, турбину, проточные части которых разделены диафрагмой, лабиринто-винтовое уплотнение (далее ЛВУ), установленное со стороны полости всасывания компрессора и имеющее винтовые каналы противоположного направления, выполненные на установленных с радиальным зазором поверхностях статора и ротора (см. авторское свидетельство СССР N 1645641, кл. F 01 D 25/04, 1991 г.). GTU is known, which supplies the working mixture to the consumer for participation in chemical processes, from which the working mixture is returned to the working gas turbine of the installation, containing a compressor, a turbine, the flow parts of which are separated by a diaphragm, a labyrinth-screw seal (hereinafter HLV), installed on the side of the compressor suction cavity and having screw channels of the opposite direction, made on the surfaces of the stator and rotor installed with a radial clearance (see USSR author's certificate N 1645641, class F 01 D 25/04, 1991).
Однако, как показал опыт эксплуатации ГТУ и газодинамические испытания уплотнения такого типа не могут быть использованы на ГТУ больших и малых мощностей из-за ограниченности конструктивных, геометрических размеров и форм нарезок резьб на противоположных поверхностях колец уплотнения, установленных на роторе и статоре, которые не создают соответствующие аэродинамические характеристики, при которых разрежение создаваемое ЛВУ превышало бы разрежение на всасе ГТУ из-за чего масло от подшипника попадает на лопатки компрессора, что приводит к потере мощности компрессора на 6%, а производительности по газу до 8%. Кроме того в зависимости от вида ГТУ сложен монтаж и демонтаж ЛВУ. However, as shown by operating experience of gas turbines and gas-dynamic tests of seals of this type cannot be used at gas turbines of large and small capacities due to the limited design, geometrical sizes and shapes of threading on opposite surfaces of the seal rings mounted on the rotor and stator, which do not create relevant aerodynamic characteristics, in which the vacuum created by the LHP would exceed the vacuum at the inlet of the gas turbine due to which the oil from the bearing falls on the compressor blades, which This leads to a 6% loss in compressor power, and up to 8% in gas throughput. In addition, depending on the type of gas turbine, the installation and dismantling of the LVU is difficult.
Задачей настоящего изобретения является создание возможности использования ЛВУ во всех типах ГТУ, нагнетателях, вентиляторах для предотвращения попадания паров и капель масла по валу из подшипников со стороны всаса компрессора и выход горячих газов в машзал и разогрев заднего подшипникового узла газами турбины, а также создание упрощенного способа сборки и разборки ГТУ. The objective of the present invention is to create the possibility of using the LHE in all types of gas turbines, blowers, fans to prevent the entry of vapors and oil droplets along the shaft from the bearings from the compressor suction side and the exit of hot gases to the turbine and heating of the rear bearing assembly by turbine gases, as well as the creation of a simplified method assembly and disassembly of gas turbines.
Поставленная задача достигается за счет того, что газотурбинная установка, содержащая компрессор, турбину и лабиринто-винтовое уплотнение, установленное со стороны всасывания компрессора, имеющее винтовые каналы противоположного направления, выполненные на установленных с радиальным зазором поверхностях в корпусе компрессора и на валу, она также снабжена дополнительным лабиринто-винтовым уплотнением, имеющим винтовые каналы противоположного направления, выполненные на установленных с радиальным зазором поверхностях, закрепленных в корпусе турбины со стороны ее выхода и валу, оба уплотнения выполнены активного типа, их винтовые каналы расположены на внутренних поверхностях статорных колец и на наружных поверхностях роторных колец, закрепленных соответственно в корпусах компрессора и турбины, и на валу, число зубьев резьб роторных колец равно 6 - 250, статорных 8 - 280, для резьб всех колец угол подъема равен 5 - 85o, высота зубьев 2 - 30 мм, шаг резьб 1 - 48 мм, угол конуса зуба не более 46o, ширина верхней площадки зуба не более 25 мм, а радиальный зазор не более 5 мм. Уплотнения могут быть выполнены с трапециодальной многозаходной, ленточной, дугообразной резьбой, или резьбой по форме лопаток компрессора или турбины. Посадочная поверхность статорных колец снабжена выступами в виде штырей прямоугольной или цилиндрической формы, с трапециамальным или конусным скосом в конце которые выполнены шириной или диаметром не более 30 мм, высотой не более 20 мм. Статорные кольца выполнены с радиальными шлицами, расположенными с двух или четырех противоположных сторон по центру ширины колец, длиной не более трех резьбовых шагов, глубиной не более 30 мм и шириной не более 25 мм. Ширина статорных и роторных колец равна 10 - 250 мм в зависимости от диаметра вала.The task is achieved due to the fact that the gas turbine installation containing a compressor, a turbine and a labyrinth screw seal installed on the suction side of the compressor, having screw channels of the opposite direction, made on surfaces with a radial clearance in the compressor housing and on the shaft, it is also equipped an additional labyrinth-screw seal having screw channels of the opposite direction, made on surfaces fixed with a radial clearance, fixed in the turbine casing from the side of its outlet and to the shaft, both seals are made of the active type, their screw channels are located on the inner surfaces of the stator rings and on the outer surfaces of the rotor rings fixed respectively in the compressor and turbine casings, and on the shaft, the number of teeth of the threads of the rotor rings is 6 - 250, stator 8 - 280, for the threads of all rings the elevation angle is 5 - 85 o , the tooth height is 2 - 30 mm, the thread pitch is 1 - 48 mm, the angle of the tooth cone is not more than 46 o , the width of the upper tooth area is not more than 25 mm, and a radial clearance of not more than 5 mm. Seals can be made with a trapezoidal multi-start, tape, arcuate thread, or a thread in the shape of compressor blades or turbines. The landing surface of the stator rings is provided with protrusions in the form of pins of a rectangular or cylindrical shape, with a trapezoidal or tapered bevel at the end which are made with a width or diameter of not more than 30 mm, a height of not more than 20 mm. The stator rings are made with radial slots located on two or four opposite sides in the center of the ring width, a length of not more than three threaded steps, a depth of not more than 30 mm and a width of not more than 25 mm. The width of the stator and rotor rings is 10 - 250 mm, depending on the diameter of the shaft.
На фиг. 1 изображена схема газотурбинной установки; на фиг.2 - схема расположения статорных и роторных колец; на фиг.3 - схема размещения шлицев на не разрезном статорном кольце; на фиг.4 - вид сверху на не разрезное статорное кольцо; на фиг.5 - фрагмент шлица и штыря на статорном кольце; на фиг. 6 - статорное кольцо; на фиг. 7 - вид А фиг.6; на фиг.8 - роторное кольцо; на фиг. 9 - вид Б фиг.8; на фиг.10 - фрагмент крепления роторного кольца к валу; на фиг.11 - поперечный вид статорного кольца; на фиг.12 - вид С фиг.11. In FIG. 1 shows a diagram of a gas turbine installation; figure 2 - arrangement of stator and rotor rings; figure 3 - layout of the slots on a non-split stator ring; figure 4 is a top view of a non-split stator ring; figure 5 is a fragment of the slot and the pin on the stator ring; in FIG. 6 - stator ring; in FIG. 7 is a view A of FIG. 6; on Fig - rotary ring; in FIG. 9 is a view B of FIG. 8; figure 10 is a fragment of the mounting of the rotor ring to the shaft; figure 11 is a transverse view of the stator ring; figure 12 is a view C of figure 11.
Газотурбинная установка содержит компрессор 1, турбину 2 и лабиринто-винтовое уплотнение 3, установленное со стороны всасывания 4 компрессора 1, имеющее винтовые каналы противоположного направления, выполненные на установленных с радиальным зазором δ поверхностях, закрепленных в корпусе 5 компрессора 1 и на валу 6. Установка снабжена дополнительными ЛВУ 7, 8, имеющими винтовые каналы противоположного направления, выполненные на установленных с радиальным зазором δ поверхностях, закрепленных в корпусе 9 турбины 2 со стороны ее всаса 10 в случае установа турбины отдельным модулем и выхода 11 и на валу 6. Все уплотнения 3, 7, 8 выполнены активного типа. Их винтовые каналы расположены на внутренних поверхностях статорных колец 12, 13, 14 и наружных поверхностях роторных колец 15, 16, 17, закрепленных в корпусах 5, 9 компрессора 1 и турбины 2, и на валу 6. Число зубьев резьб статорных колец 12, 13, 14 равно 8 - 280, роторных колец 15, 16, 17 - 6 - 250. Для резьб всех колец угол подъема α равен 5 - 85o, высота зубьев 2 - 30 мм, шаг резьб 1 - 48 мм, угол конуса γ зуба не более 46o, ширина β верхней площадки зуба не более 25 мм. Радиальный зазор δ выполнен не более 5 мм. Резьба может быть трапециодальной, многозаходной, ленточной, дугообразной, по форме лопаток компрессора 1, турбины 2 или другой, обеспечивающей большой захват газа с целью уменьшения количества резьб и удешевления стоимости изготовления колец. Длина нарезки резьбы определяется в зависимости от диаметра кольца, угла подъема α резьб и ширины H кольца. Ширина H колец в зависимости от диаметра вала 6 и площадки для установления статорных колец 12, 13, 14 лежит в интервале 10 - 250 мм. Роторное кольцо (15, 16, 17) устанавливается на вал 6 горячей посадкой и дополнительно крепится 2 - 4 стопорными винтами, которые после установки должны быть закреплены во избежание выворачивания от вибраций. Статорные кольца 12, 13, 14 устанавливаются вместе с валом 6, с собранными роторными кольцами 15, 16, 17, предварительно между статорными и роторными кольцами 12 - 17 при сборке устанавливается фольга несколько более широкой, чем ширина колец и толщиной несколько меньшей зазора между кольцами так, чтобы после сборки фольгу можно было удалить. Это делается с целью обеспечения безошибочного сохранения зазора между статорными и роторными 12 - 17 кольцами ЛВУ.The gas turbine installation comprises a compressor 1, a
Возможны случаи, когда для упрощения сборки и разборки ГТУ имеет статорные кольца 12, 13, 14 выполненные разрезанными на две половины. Статорные полукольца устанавливаются и крепятся 1 - 4-я стопорными винтами 20 крепления раздельно на корпусе компрессора 1 и турбины 2, а также их крышке и при сборке устанавливается прокладка с 2-х сторон так, чтобы сохранить диаметр колец и одинаковый зазор δ по окружности между статорными и роторными кольцами 12 - 17. Посадочная поверхность статорного кольца 12, 13, 14 (разрезанного и не разрезанного) по окружности с двух сторон по краям имеет выступы прямоугольной формы шириной до 30 мм и высотой до 5 мм в зависимости от диаметра кольца, но может быть и гладкой. Выступы делаются для точной посадочной ориентации статорных колец 12 - 14, на заготовленное для них место на корпусе 5, 9 компрессора 1 и турбины 2, а также их крышек, с тем чтобы не было осевых перемещений. Для обеспечения оптимальной аэродинамической ориентации колец, с 2-х или 4-х диаметрально противоположных сторон по центру ширины колец прорезаются радиальные шлицы 18 длиной не более 3-х резьбовых шагов, глубиной до 30 мм и шириной не более 25 мм. В шлицы 18 входят штыри 19 диаметром не более 25 мм с минусовым допуском, которые устанавливаются радиально по центру ширины площадки посадки колец на корпусах 5, 9 компрессора 1 и турбины 2 и их крышек. Статорные кольца 12 - 14 и шлицы 18 со штырями 19 устанавливаются скользящей посадкой, концы штырей 19 выполняются конусом. Это условие обеспечивает повышение эффективности ЛВУ на 3 - 4%. Если статорные кольца 12 - 14 имеют гладкую посадочную поверхность, то они устанавливаются аналогично описанному выше. There are cases when, to simplify the assembly and disassembly, the gas turbine has stator rings 12, 13, 14 made cut into two halves. The stator half rings are installed and fastened with 1 - 4
ЛВУ при работе должно создавать перепад давления превышающий разряжение на входе в первую ступень компрессора 1. В этом случае ЛВУ создает газодинамическое давление на область подшипника, противодействуя выходу смазочного масла. Отсутствие масла на лопатках компрессора 1 позволяет восстановить проектную мощность ГТУ, нагнетателей и вентиляторов, а также подавать на технологические процессы чистый газ. During operation, the LVL should create a pressure drop exceeding the vacuum at the inlet to the first stage of compressor 1. In this case, the LVL creates gas-dynamic pressure on the bearing area, counteracting the release of lubricating oil. The absence of oil on the compressor blades 1 allows you to restore the design capacity of gas turbines, blowers and fans, as well as supply clean gas to the processes.
Конструктивные, геометрические размеры и формы нарезок в ЛВУ должны быть такими, при которых создаваемый перепад давлений превышающий разряжение на входе в первую ступень компрессора 1 не должно быть выше чем на 80 - 100 мм вод. ст., в противном случае при меньшем перепаде масло будет продолжать попадать на лопатки компрессора 1 или при большем перепаде будет происходить обратное перетекание газа, а следовательно, падение мощности и производительности. The structural, geometric dimensions and shapes of the cuts in the LVL should be such that the pressure drop created exceeding the vacuum at the inlet to the first stage of compressor 1 should not be higher than 80 - 100 mm of water. Art., otherwise, with a smaller drop, the oil will continue to fall onto the compressor blades 1 or, with a larger drop, the gas will flow back, and consequently, a drop in power and productivity.
Claims (11)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98106665A RU2133345C1 (en) | 1998-04-14 | 1998-04-14 | Gas-turbine plant aerodynamic labyrinth screw seal |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98106665A RU2133345C1 (en) | 1998-04-14 | 1998-04-14 | Gas-turbine plant aerodynamic labyrinth screw seal |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2133345C1 true RU2133345C1 (en) | 1999-07-20 |
Family
ID=20204557
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98106665A RU2133345C1 (en) | 1998-04-14 | 1998-04-14 | Gas-turbine plant aerodynamic labyrinth screw seal |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2133345C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2002016740A1 (en) * | 2000-08-21 | 2002-02-28 | Vazgen Sergeevich Bagdasaryan | Labyrinth helical seal |
WO2008130276A2 (en) * | 2007-04-11 | 2008-10-30 | Obshestvo S Ogranichennoi Otvetsvennostju Nauchno-Issledovatelskoe Predpriyatie 'energotekhnologiya' | Method for increasing the performance factor of a compressor |
-
1998
- 1998-04-14 RU RU98106665A patent/RU2133345C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2002016740A1 (en) * | 2000-08-21 | 2002-02-28 | Vazgen Sergeevich Bagdasaryan | Labyrinth helical seal |
WO2008130276A2 (en) * | 2007-04-11 | 2008-10-30 | Obshestvo S Ogranichennoi Otvetsvennostju Nauchno-Issledovatelskoe Predpriyatie 'energotekhnologiya' | Method for increasing the performance factor of a compressor |
WO2008130276A3 (en) * | 2007-04-11 | 2009-06-25 | Obshestvo S Ogranichennoi Otve | Method for increasing the performance factor of a compressor |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10729992B2 (en) | Centrifugal separator | |
US7458202B2 (en) | Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same | |
EP2672078B1 (en) | Deoiler seal | |
US20100284794A1 (en) | Low pressure turbine rotor disk | |
RU2504661C2 (en) | Assembly of gas turbine engine disc and supporting journal of supporting bearing; cooling circuit of turbine disc of such assembly | |
US6808364B2 (en) | Methods and apparatus for sealing gas turbine engine variable vane assemblies | |
RU2607200C2 (en) | System to ensure tightness between oil cavity and adjacent external space and turbo machine equipped with such tightness system | |
US10513944B2 (en) | Manifold for use in a clearance control system and method of manufacturing | |
RU2305196C2 (en) | Oil trap plug (versions) | |
US20200063585A1 (en) | Seal face plate cooling | |
EP3459615A1 (en) | Deoiler for a gas turbine engine | |
RU2133345C1 (en) | Gas-turbine plant aerodynamic labyrinth screw seal | |
KR101617938B1 (en) | Intermediate wall for sealing the rear space of a radial-flow compressor | |
EP2211025B1 (en) | Discrete Load Fins For Individual Stator Vanes | |
RU2193698C2 (en) | Aerodynamic labyrinth screw sealing | |
RU2327061C1 (en) | Method of increasing compressor efficiency | |
US10975707B2 (en) | Turbomachine disc cover mounting arrangement | |
RU2119589C1 (en) | Gas-turbine plant delivering working mixture to consumer for use in chemical process after which working mixture is returned into plant gas turbine | |
US8721261B2 (en) | Compressor cover for turbine engine having axial abutment | |
RU2017128437A (en) | AERODYNAMIC GAS TURBINE ENGINE | |
US11761339B2 (en) | Turbine blade | |
EP2221455A2 (en) | Bracket for linking stator blades, corresponding assembly and manufacturing method | |
JPH10103001A (en) | Rotor of rotary machine | |
US20230107877A1 (en) | Gas turbine engine stationary vane with contoured platform | |
CN116249826A (en) | Crankshaft sealing unit for an internal combustion engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090415 |