RU2151885C1

RU2151885C1 - Gas turbine engine sealing device

Info

Publication number: RU2151885C1
Application number: RU97121779A
Authority: RU
Inventors: В.А. Кузнецов; А.И. Тункин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1997-12-16
Filing date: 1997-12-16
Publication date: 2000-06-27

Abstract

FIELD: aircraft industry; engines. SUBSTANCE: sealing device has labyrinth with sealing collars and mating flange and deflector. The latter from slot channel connected at inlet with cooling air supply space. Slot channel at its outlet is connected with engine flow section. Flange is provided with C-shaped ring axial projection straddling the mating element of deflector for orientation of air getting out slot channel in direction of working medium flow in engine flow section. EFFECT: increased economy of gas turbine engine owing to provision of minimum radial clearance by way of organization of cooling air ejecting during operation of engine. 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к уплотнительным устройствам за компрессором газотурбинного двигателя. The invention relates to an aircraft engine, and in particular to sealing devices behind a compressor of a gas turbine engine.

Известное уплотнительное устройство снабжено дефлектором, который вместе с неподвижными уплотнительными элементами, закрепленными на статоре, образуют промежуточную полость, в которую на установившихся режимах работы двигателя по трубкам подается охлаждающий воздух [1]. The known sealing device is equipped with a deflector, which, together with the stationary sealing elements fixed on the stator, form an intermediate cavity into which cooling air is supplied through the tubes at steady-state engine operation [1].

Данное уплотнительное устройство отличается сложностью и низкой надежностью из-за необходимости выполнения заслонок для регулирования расхода воздуха, идущего на охлаждение уплотнения, и привода для заслонок. This sealing device is notable for its complexity and low reliability due to the need to produce dampers to regulate the flow of air going to cool the seal and the drive for the dampers.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция уплотнительного устройства за компрессором газотурбинного двигателя, включающая лабиринт с уплотнительными гребешками, закрепленный на последнем колесе компрессора, и ответное лабиринту неподвижное кольцо с дефлектором, в щелеобразную полость между которыми подается охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора на рабочих режимах двигателя [2]. Closest to the claimed one is the design of the sealing device behind the compressor of the gas turbine engine, including a labyrinth with sealing ridges mounted on the last compressor wheel, and a stationary ring with a deflector responding to the labyrinth, cooling air is supplied into the slit cavity between them due to the compressor intermediate stage in operating modes engine [2].

Однако известное устройство не обеспечивает высокую экономичность двигателя, возможность регулирования расхода охлаждающего воздуха, а следовательно, величины радиального зазора и утечек воздуха через лабиринт при работе газотурбинного двигателя. However, the known device does not provide high efficiency of the engine, the ability to control the flow of cooling air, and therefore, the radial clearance and air leaks through the maze during operation of the gas turbine engine.

Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении экономичности газотурбинного двигателя за счет обеспечения минимальной величины радиального зазора путем организации эжектирования охлаждающего воздуха при работе двигателя. The technical problem to which this invention is directed is to increase the efficiency of a gas turbine engine by ensuring a minimum radial clearance by organizing the ejection of cooling air during engine operation.

Данная задача решается за счет того, что в уплотнительном устройстве газотурбинного двигателя, содержащем лабиринт с уплотнительными гребешками, а также ответный ему фланец и дефлектор, образующие между собой щелевой канал, соединенный на входе с полостью подвода охлаждающего воздуха, согласно изобретению щелевой канал на выходе соединен с проточной частью двигателя, фланец выполнен с C-образным кольцевым осевым выступом, охватывающим ответный ему выходной элемент дефлектора с возможностью ориентирования выходящего из щелевого канала воздуха в направлении движения потока рабочего тела в проточной части двигателя. This problem is solved due to the fact that in the sealing device of a gas turbine engine containing a labyrinth with sealing combs, as well as a counter flange and a deflector, which form a gap channel between themselves, connected at the inlet to the cooling air supply cavity, according to the invention, the gap channel at the outlet is connected with the engine flow part, the flange is made with a C-shaped annular axial protrusion, covering the deflector output element reciprocal to it, with the possibility of orienting emerging from the slot channel air in the direction of working fluid flow in the flow of the engine.

При совпадении направления движения рабочего тела и воздуха, выходящего из щелевого канала, на выходе фланца в проточной части формируется зона пониженного давления, где имеет место эжектирование охлаждающего воздуха, поступающего через щелевой канал, который сообщается с полостью подвода охлаждающего воздуха.Такое ориентирование потоков возможно лишь в том случае, когда щелевой канал, образованный фланцем и дефлектором, соединен с проточной частью двигателя, а фланец выполнен с C-образным кольцевым осевым выступом, охватывающим ответный ему выходной элемент дефлектора. В этом случае зона пониженного давления расположена за C-образным выступом фланца. If the direction of movement of the working fluid and the air leaving the slotted channel coincides, a reduced pressure zone is formed at the outlet of the flange in the flowing part, where there is an ejection of cooling air entering through the slotted channel, which communicates with the cooling air supply cavity. Such orientation of the flows is only possible in the case when the slotted channel formed by the flange and the deflector is connected to the engine flow part and the flange is made with a C-shaped axial axial protrusion covering the response the output element of the deflector. In this case, the reduced pressure zone is located behind the C-shaped protrusion of the flange.

Воздух, поступающий в щелевой канал, охлаждает фланец, при этом на рабочих режимах двигателя уменьшается радиальный зазор δ, а на промежуточных и переходных режимах скорость потока рабочего тела снижается, и, соответственно, уменьшается скорость эжекции охлаждающего воздуха, а величина радиального зазора δ увеличивается. The air entering the slotted channel cools the flange; in this case, the radial clearance δ decreases at the engine operating conditions, and the flow rate of the working fluid decreases at intermediate and transient modes, and the cooling air ejection rate decreases, and the radial clearance δ increases.

Заявляемое уплотнительное устройство на переходных режимах работы двигателя, в том числе на режимах сброса газа, имеет увеличенный, а на установившихся режимах - минимальный радиальный зазор δ, тем самым обеспечивается высокая экономичность газотурбинного двигателя на всех режимах его работы. The inventive sealing device in transient modes of engine operation, including gas discharge modes, has an increased, and in steady-state conditions, a minimum radial clearance δ, thereby ensuring high efficiency of the gas turbine engine in all modes of operation.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами. The invention is illustrated by the following figures.

На фиг.1 изображена схема стационарного газотурбинного двигателя с уплотнительным устройством заявляемой конструкции. На фиг.2 - уплотнительное устройство по фиг.1. Figure 1 shows a diagram of a stationary gas turbine engine with a sealing device of the claimed design. Figure 2 - sealing device of figure 1.

Газотурбинный двигатель 1 содержит свободную силовую турбину 2, состоящую из ротора 3 и статора 4 со стойками 5 задней опоры 6. Между ротором 3 турбины 2 и задней опорой 6 находится разгрузочная полость А, которая наддувается воздухом из-за промежуточной ступени компрессора (не показан) и служит для разгрузки от осевых сил радиально-упорного подшипника 7. Двухъярусный лабиринт 8 закреплен на диске 9 ротора 3 турбины 2 и ответном ему сотовом фланце лабиринта 10 с дефлектором 11, который образует с фланцем 10 щелевой канал 12. The gas turbine engine 1 contains a free power turbine 2, consisting of a rotor 3 and a stator 4 with uprights 5 of the rear support 6. Between the rotor 3 of the turbine 2 and the rear support 6 there is an unloading cavity A, which is pressurized by air due to the intermediate stage of the compressor (not shown) and serves for unloading from the axial forces of the angular contact bearing 7. The two-tier labyrinth 8 is mounted on the disk 9 of the rotor 3 of the turbine 2 and the honeycomb flange of the labyrinth 10 with a deflector 11 that forms a slotted channel 12 with the flange 10.

Между лабиринтом 8 и фланцем 10 имеется радиальный зазор δ, соединяющий полости А и Б. Between the labyrinth 8 and the flange 10 there is a radial clearance δ connecting the cavities A and B.

Вход щелевого канала 12 через отверстия 13 и 14 соединен с полостью подвода охлаждающего воздуха 15 стойки 5 задней опоры 6, а выход щелевого канала 12 соединен через канал 16 с проточной частью 17 (полость Б) газотурбинного двигателя 1. Фланец 10 на выходе из канала 16 выполнен с С-образным выступом 18, который охватывает выходной элемент дефлектора 11. The entrance of the slotted channel 12 through the holes 13 and 14 is connected to the cavity for supplying cooling air 15 of the rack 5 of the rear support 6, and the output of the slotted channel 12 is connected through the channel 16 to the flow part 17 (cavity B) of the gas turbine engine 1. Flange 10 at the outlet of the channel 16 made with a C-shaped protrusion 18, which covers the output element of the deflector 11.

Уплотнительное устройство работает следующим образом. The sealing device operates as follows.

При работе газотурбинного двигателя рабочее тело (например, газ) на выходе из свободной силовой турбины 2 проходит мимо С-образного кольцевого осевого выступа 18 и создает зону пониженного давления, инициируя через канал 16 из полости 15 стоек 5 задней опоры 6 охлаждающего воздуха (атмосферного, т.к. проточная часть 17 соединена с атмосферой). When the gas turbine engine is operating, the working fluid (for example, gas) at the outlet of the free power turbine 2 passes by the C-shaped axial axial protrusion 18 and creates a reduced pressure zone, initiating through the channel 16 from the cavity 15 of the struts 5 of the rear support 6 of cooling air (atmospheric, since the flow part 17 is connected to the atmosphere).

Воздух из полости 15, протекая через щелевой канал 12, охлаждает фланец 10, тем самым на рабочих режимах двигателя уменьшая величину радиального зазора δ между лабиринтом 8 и фланцем лабиринта 10. Air from the cavity 15, flowing through the slotted channel 12, cools the flange 10, thereby reducing the radial clearance δ between the labyrinth 8 and the flange of the labyrinth 10 at the engine operating conditions.

При работе двигателя на промежуточных и переходных режимах радиальный зазор δ увеличивается, т.к. за счет снижения скорости потока рабочего тела 17 на этих режимах эффект эжекции охлаждающего воздуха через щелевой канал 12 уменьшается. When the engine is operating in intermediate and transient modes, the radial clearance δ increases, because by reducing the flow rate of the working fluid 17 in these modes, the effect of ejection of cooling air through the slotted channel 12 is reduced.

Источники информации
1. В.К. Щукин, Н.К. Калмыков. "Газоструйные компрессоры". Москва, 1963, стр. 92-93.Sources of information
1. V.K. Schukin, N.K. Kalmykov. "Gas-jet compressors". Moscow, 1963, pp. 92-93.

2. Патент РФ N 2036312, МКИ F 01 D 11/02, 1995 г. 2. RF patent N 2036312, MKI F 01 D 11/02, 1995

Claims

A sealing device of a gas turbine engine containing a labyrinth with sealing combs, as well as a flange and a deflector corresponding to it, forming a gap channel between themselves, connected at the inlet to the cooling air supply cavity, characterized in that the gap channel at the outlet is connected to the engine flow part, the flange is made with a C-shaped annular axial protrusion, covering the outlet element of the deflector responding to it, with the possibility of orienting the air leaving the slot channel in the direction of flow p bochego body in running of the engine.