RU2518723C1 - Лабиринтное уплотнение турбины - Google Patents
Лабиринтное уплотнение турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2518723C1 RU2518723C1 RU2013118548/06A RU2013118548A RU2518723C1 RU 2518723 C1 RU2518723 C1 RU 2518723C1 RU 2013118548/06 A RU2013118548/06 A RU 2013118548/06A RU 2013118548 A RU2013118548 A RU 2013118548A RU 2518723 C1 RU2518723 C1 RU 2518723C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- labyrinth
- rectangular
- sealing
- turbine
- flange
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками и турбиной лабиринта. На внешней поверхности лабиринта размещены уплотнительные гребешки. Каждый из гребешков состоит из обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей. На противоположной внутренней поверхности лабиринта также расположена прямоугольная в поперечном сечении внутренняя часть уплотнительного гребешка. Лабиринт состоит из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины, и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, со стыком лабиринтов и по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта. Отношение общей высоты Н уплотнительного гребешка, включая его прямоугольную часть, расположенную на внутренней поверхности лабиринта, к радиальному зазору у между лабиринтом и фланцем находится в пределах 6....12. Отношение общей высоты Н к радиальной высоте h внутренней прямоугольной части гребешка находится в пределах 2…5. Отношение общей высоты Н к осевой толщине L прямоугольной части гребешка находится в пределах 2…6. Путем снижения температуры уплотнительных гребешков лабиринта повышается надежность лабиринтного уплотнения. 2 ил.
Description
Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известно лабиринтное уплотнение турбины, содержащее размещенный между дисками турбины лабиринт и ответный ему статорный фланец (патент US №7921634, F02K 3/02, 2008 г.).
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры лабиринта, контактирующего с высокотемпературным газовым потоком.
Наиболее близким к заявляемому является лабиринтное уплотнение турбины, включающее в себя размещенный между дисками турбины лабиринт с уплотнительными гребешками и ответный лабиринту сотовый статорный фланец, установленный на сопловой лопатке (патент US №6883303, F01D 25/16, 2005 г.).
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая надежность уплотнительных гребешков лабиринта, имеющих повышенную температуру и повышенные термические напряжения на переходных режимах работы турбины.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности лабиринтного уплотнения турбины путем снижения температуры уплотнительных гребешков лабиринта.
Указанный технический результат достигается тем, что в лабиринтном уплотнении турбины, состоящем из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками турбины лабиринта, на внешней поверхности которого размещены уплотнительные гребешки, каждый из которых состоит из обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей, согласно изобретению на противоположной внутренней поверхности лабиринта также расположена прямоугольная в поперечном сечении внутренняя часть уплотнительного гребешка, при этом лабиринт состоит из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины, и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, со стыком переднего и заднего лабиринтов по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта, причем отношения Н/y=6…12; H/h=2…5; и H/L=2…6; где:
Н - общая высота уплотнительного гребешка, включая его прямоугольную часть, расположенную на внутренней поверхности лабиринта,
y - радиальный зазор между лабиринтом и фланцем лабиринта,
h - радиальная высота внутренней прямоугольной части гребешка,
L - осевая толщина прямоугольной части гребешка.
Размещение на противоположной, внутренней поверхности лабиринта прямоугольной в поперечном сечении внутренней части уплотнительного гребешка позволяет за счет теплопроводности материала обода лабиринта снизить температуру обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей гребешка, что повышает надежность лабиринтного уплотнения турбины.
Выполнение лабиринта составным, состоящим из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, повышает ремонтопригодность турбины за снижение трудоемкости при демонтаже и монтаже дисков турбины.
Выполнение стыка переднего и заднего лабиринтов по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта повышает надежность лабиринтного уплотнения, так как температура внутренней прямоугольной части гребешка минимальна.
При Н/y<6 - ухудшаются уплотнительные свойства лабиринтного уплотнения турбины.
При Н/y>12 - увеличивается вес лабиринтного уплотнения турбины.
При Н/h<2 - излишне повышается вес уплотнительных гребешков.
При Н/h>5 - ухудшается охлаждение гребешков лабиринтного уплотнения из-за уменьшения охлаждаемой площади внутренней поверхности лабиринта.
При H/L<2 - ухудшается работа лабиринтного уплотнения.
При H/L>6 - снижается надежность из-за возможности образования трещин в уплотнительных гребешках.
На фиг.1 - изображен продольный разрез лабиринтного уплотнения турбины.
На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Лабиринтное уплотнение 1 турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке 2 статорного фланца 3 и установленного между передним по потоку газа 4 диском 5 турбины и задним по потоку 4 диском 6 лабиринта 7 с уплотнительными гребешками 8.
Каждый из уплотнительных гребешков 8 состоит из обращенных к статорному фланцу 3 внешних прямоугольной 9 и конической 10 в поперечном сечении частей, размещенных на внешней поверхности 11 лабиринта 7, а также из прямоугольной в поперечном сечении внутренней части 12, размещенной на противоположной внутренней поверхности 13 лабиринта 7.
Лабиринт 7 выполнен составным, состоящим из переднего лабиринта 14, установленного на переднем по потоку 4 диске 5 турбины и из заднего лабиринта 15, установленного на заднем по потоку 4 диске 6, со стыком лабиринтов 14 и 15 по внутренней поверхности 16 прямоугольной части 12 крайнего уплотнительного гребешка 17 заднего лабиринта 15.
Во внутренней полости 18 лабиринта 7 протекает поток 19 охлаждающего воздуха, снижающий температуру лабиринта 7.
Работает данное устройство следующим образом.
При работе лабиринтного уплотнения 1 турбины высокотемпературный газовый поток 4, протекающий через лабиринтное уплотнение 1, интенсивно нагревает внешние коническую и прямоугольную в поперечном сечении части уплотнительных гребешков 8, что могло бы привести к перегреву и разрушению лабиринта 7. Однако этого не происходит, так как протекающий во внутренней полости лабиринта 7 поток охлаждающего воздуха 19 интенсивно турбулизируется внутренними прямоугольными в поперечном сечении частями 12 уплотнительных гребешков 8 и 17, что способствует улучшению охлаждения лабиринта 7.
Claims (1)
- Лабиринтное уплотнение турбины, состоящее из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками турбины лабиринта, на внешней поверхности которого размещены уплотнительные гребешки, каждый из которых состоит из обращенных к фланцу внешних прямоугольной и конической частей, отличающееся тем, что на противоположной внутренней поверхности лабиринта также расположена прямоугольная в поперечном сечении внутренняя часть уплотнительного гребешка, при этом лабиринт состоит из переднего лабиринта, установленного на переднем по потоку газа диске турбины, и заднего лабиринта, установленного на заднем по потоку диске, со стыком переднего и заднего лабиринтов по внутренней поверхности прямоугольной части уплотнительного гребешка заднего лабиринта, причем отношения Н/y=6…12, Н/h=2…5 и Н/L=2…6, где:
Н - общая высота уплотнительного гребешка, включая его прямоугольную часть, расположенную на внутренней поверхности лабиринта,
y - радиальный зазор между лабиринтом и фланцем лабиринта,
h - радиальная высота внутренней прямоугольной части гребешка,
L - осевая толщина прямоугольной части гребешка.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013118548/06A RU2518723C1 (ru) | 2013-04-22 | 2013-04-22 | Лабиринтное уплотнение турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013118548/06A RU2518723C1 (ru) | 2013-04-22 | 2013-04-22 | Лабиринтное уплотнение турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2518723C1 true RU2518723C1 (ru) | 2014-06-10 |
Family
ID=51216480
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013118548/06A RU2518723C1 (ru) | 2013-04-22 | 2013-04-22 | Лабиринтное уплотнение турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2518723C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2147689C1 (ru) * | 1998-02-23 | 2000-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухступенчатая газовая турбина |
RU2211337C1 (ru) * | 2002-01-11 | 2003-08-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя |
RU2237179C2 (ru) * | 2002-09-09 | 2004-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
US7921634B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-04-12 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
RU2470162C1 (ru) * | 2011-05-25 | 2012-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина высокого давления |
-
2013
- 2013-04-22 RU RU2013118548/06A patent/RU2518723C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2147689C1 (ru) * | 1998-02-23 | 2000-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Двухступенчатая газовая турбина |
US6883303B1 (en) * | 2001-11-29 | 2005-04-26 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
RU2211337C1 (ru) * | 2002-01-11 | 2003-08-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя |
RU2237179C2 (ru) * | 2002-09-09 | 2004-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
US7921634B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-04-12 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
RU2470162C1 (ru) * | 2011-05-25 | 2012-12-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина высокого давления |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7704047B2 (en) | Cooling of turbine blade suction tip rail | |
JP6134538B2 (ja) | 回転機械で使用するためのシール組立体および回転機械を組み立てる方法 | |
EP2055895A2 (en) | Turbomachine rotor disk | |
JP6824623B2 (ja) | フレア状先端を有するロータブレード | |
JP5865204B2 (ja) | 軸流タービン及び発電プラント | |
JP2012052525A (ja) | 輪郭形成バンドを有するタービンノズル | |
WO2014143413A3 (en) | Seal assembly in a gas turbine engine including grooves in a radially outwardly facing side of a platform and in a inwardly facing side of an inner shroud | |
US20110193293A1 (en) | Seal arrangement | |
US20140000267A1 (en) | Transition duct for a gas turbine | |
SA515360472B1 (ar) | جناح زاوية شفرة توربين بنتوءات ضخ | |
JP2012087928A (ja) | ターボ機械シール組立体 | |
US20180142564A1 (en) | Combined turbine nozzle and shroud deflection limiter | |
JP2012041930A (ja) | タービンバケット組立体及びそれを組立てる方法 | |
MY156143A (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
RU2369747C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина | |
RU2518723C1 (ru) | Лабиринтное уплотнение турбины | |
KR102373728B1 (ko) | 가스 터빈 시스템 로터 블레이드를 위한 냉각 통로 | |
CN105917098B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的涡轮的涡轮导流盘 | |
JP2014066247A (ja) | ロータリ流れ機械における少なくとも1つのブレード列のブレードを冷却するための方法及び冷却システム | |
RU2451195C1 (ru) | Лабиринтное уплотнение турбомашины | |
US10655859B2 (en) | Turbine scroll assembly for gas turbine engine | |
RU2538985C1 (ru) | Статор высокотемпературной турбины | |
RU2386816C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2352789C1 (ru) | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |