RU2534669C1

RU2534669C1 - Low-pressure turbine stator

Info

Publication number: RU2534669C1
Application number: RU2013152102/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев; Валерий Алексеевич Кузнецов
Priority date: 2013-11-25
Filing date: 2013-11-25
Publication date: 2014-12-10

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: low-pressure turbine stator comprises an outer case and a split ring. The split ring consists of segments set between the front and rear nozzle blades and is mounted on circumferential ribs of the outer case. Each segment is made of sheet material layers. The segment part being the front one as per the gas flow is made of one layer, the central segment part - of two layers and the rear segment part - partially of two and partially of three layers. Sheet material layers of each segment are equally wide, set radially in respect to each other and are connected by permanent joints. The front circumferential rib of the outer case is provided with channels connecting the air cavity of the front nozzle blade with the air annular cavity between the outer turbine case and the front single-layer segment part. The layers of sheet materials being the first and the second in respect to the wheel space are shifted in relation to each other in circumferential direction and form sealing lips. The layer being the third from the wheel space is made as a shortened one in circumferential direction and is set in the axial groove of the rear circumferential rib of the outer turbine case.

EFFECT: invention provides for improved reliability of a turbine stator, its better fabricability due to the production of split ring segments from sheet material.

5 dwg

Description

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to stators of low pressure turbines of gas turbine engines of aviation and ground applications.

Известен статор турбины низкого давления с наружным корпусом турбины, внутренняя поверхность которого непосредственно контактирует с газовым потоком, протекающим по проточной части турбины низкого давления. (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», М., «Машиностроение», 1981 г., стр.205, рис.4.52).Known stator of a low pressure turbine with the outer casing of the turbine, the inner surface of which is directly in contact with the gas stream flowing along the flow part of the low pressure turbine. (S. A. Vyunov “Design and Design of Aircraft Gas Turbine Engines”, M., “Mechanical Engineering”, 1981, p. 205, Fig. 4.52).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры корпуса турбины.A disadvantage of the known design is its low reliability due to the increased temperature of the turbine housing.

Наиболее близким к заявляемому является статор турбины низкого давления, включающий наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса (патент US №7407368, 05.08.2008 г., F01D 11/08).Closest to the claimed is a low-pressure turbine stator, including an outer casing, a split ring, consisting of sectors located between the front and rear nozzle blades and mounted on the front and rear gas flow in the turbine flow section of the annular ribs of the outer casing (US patent No. 7407368, 08/05/2008, F01D 11/08).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры наружного корпуса турбины и секторов разрезного кольца при высокой температуре газа на входе в турбину, возникающей в связи с отсутствием охлаждения корпуса и секторов разрезного кольца, а также увеличенная масса конструкции и пониженная технологичность из-за необходимости выполнения канавок для размещения пластинок, уплотняющих стыки между секторами.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its low reliability due to the increased temperature of the outer turbine housing and split ring sectors at high gas temperature at the turbine inlet, which occurs due to the lack of cooling of the housing and split ring sectors, as well as the increased mass of the structure and reduced manufacturability due to the need for grooves to accommodate plates sealing joints between sectors.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины за счет обеспечения механической прочности секторов разрезного кольца, фиксации их в окружном направлении и организации эффективного охлаждения секторов разрезного кольца и наружного корпуса турбины, а также в повышении технологичности статора за счет выполнения секторов разрезного кольца из листового материала.The technical result of the claimed invention consists in increasing the reliability of the turbine stator by providing mechanical strength of the split ring sectors, fixing them in the circumferential direction and organizing effective cooling of the split ring sectors and the turbine outer casing, as well as in improving the stator adaptability by performing split ring sectors from sheet metal material.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре турбины низкого давления, включающем наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса, каждый сектор выполнен из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной, при этом слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями, а в переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора, причем первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков, а третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины.The specified technical result is achieved by the fact that in the stator of the low-pressure turbine, including the outer casing, a split ring consisting of sectors located between the front and rear nozzle blades and mounted on the front and rear gas flow in the turbine flow part of the annular ribs of the outer casing, each sector made of layers of sheet material, and the front part of the sector in the gas flow is single-layer, the central part of the sector is two-layer and the rear part of the sector is partially two-layer and is essentially three-layered, while the layers of sheet material of each sector have the same thickness, are located radially relative to each other and are interconnected by one-piece connections, and in the front annular rib of the outer casing there are channels connecting the air cavity of the front nozzle vane with the air annular cavity between the outer turbine casing and the front single-layer part of the sector, and the first and second from the flowing part, the layers of sheet material are offset relative to each other in the circumferential direction to form a sealing visors, and a third portion of the flow layer is shortened in the circumferential direction and is axially adjustable annular groove of the outer edges of the turbine housing.

Выполнение секторов разрезного кольца из слоев листового материала позволяет уменьшить объем механической обработки при изготовлении сектора за счет максимального использования штамповки, что повышает технологичность такого сектора.The implementation of the sectors of the split ring from layers of sheet material allows to reduce the amount of machining in the manufacture of the sector due to the maximum use of stamping, which increases the manufacturability of such a sector.

Выполнение передней по потоку газа части сектора разрезного кольца однослойной позволяет организовать конвективно-пленочное охлаждение секторов воздухом по зазорам в стыке между соседними секторами, т.е. по наиболее повреждаемым поверхностям секторов, что повышает надежность конструкции статора.The execution of the front part of the sector of the split ring sector single-layer in the gas flow allows convective-film cooling of the sectors by air over the gaps in the junction between adjacent sectors, i.e. on the most damaged surfaces of sectors, which increases the reliability of the stator design.

Выполнение центральной части сектора и задней части сектора частично двухслойной позволяет повысить механическую прочность сектора с внешней стороны от рабочей лопатки, т.е. обеспечить непробиваемость сектора и наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочей лопатки турбины.The implementation of the central part of the sector and the rear part of the sector partially two-layer allows to increase the mechanical strength of the sector from the outside from the working blade, i.e. to ensure the impenetrability of the sector and the outer casing of the turbine in the event of a breakdown of the turbine blade.

Выполнение сектора разрезного кольца с одинаковой толщиной слоев, расположенных радиально относительно друг друга и соединенных между собой неразъемными соединениями, позволяет повысить технологичность конструкции и обеспечить необходимую для надежной работы прочность.The implementation of the sector of the split ring with the same thickness of layers located radially relative to each other and interconnected by one-piece joints, can improve the manufacturability of the design and provide the strength necessary for reliable operation.

Выполнение в переднем кольцевом ребре корпуса турбины каналов, соединяющих воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней частью сектора, которая распространяется до задней сопловой лопатки и является первым со стороны проточной части слоем, позволяет организовать эффективное охлаждение секторов и наружного корпуса турбины и уменьшить влияние высокотемпературного газового потока на неразъемные соединения слоев сектора.The implementation in the front annular rib of the turbine housing of the channels connecting the air cavity of the front nozzle blade with the air ring cavity between the outer turbine housing and the front of the sector, which extends to the rear nozzle blade and is the first layer on the flow side, allows for efficient cooling of the sectors and the outer turbine casing and reduce the influence of high-temperature gas flow on permanent connections of the sector layers.

Смещение первого и второго слоев сектора в окружном направлении относительно друг друга с образованием уплотнительных козырьков позволяет исключить контакт поверхностей наружного корпуса турбины с высокотемпературным газовым потоком за счет перекрытия козырьками зазора между боковыми стенками соседних секторов, с продувкой холодного воздуха в образовавшиеся щелевые полости, что повышает надежность турбины.The displacement of the first and second layers of the sector in the circumferential direction relative to each other with the formation of sealing visors makes it possible to exclude contact of the surfaces of the outer turbine housing with a high-temperature gas flow due to the visors overlapping the gap between the side walls of adjacent sectors, with cold air being blown into the formed slot cavities, which increases reliability turbines.

Выполнение задней части сектора частично трехслойной, с укороченным в окружном направлении третьим слоем, который расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра корпуса турбины, позволяет обеспечить фиксацию сектора в окружном направлении в случае касания при работе турбины рабочей лопатки об уплотнительный сотовый блок разрезного кольца.The implementation of the rear part of the sector is partially three-layer, with the third layer shortened in the circumferential direction, which is located in the axial groove of the rear annular rib of the turbine housing, which allows securing the sector in the circumferential direction if the working blade touches the sealing honeycomb block of the split ring during operation of the turbine.

На фиг.1 изображен продольный разрез статора турбины низкого давления.Figure 1 shows a longitudinal section of the stator of a low pressure turbine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 3 - element II in figure 1 in an enlarged view.

На фиг.4 - сечение А-А на фиг.2.Figure 4 is a section aa in figure 2.

На фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.3.Figure 5 is a section bB in figure 3.

Статор 1 турбины низкого давления состоит из наружного корпуса 2, на котором на переднем и заднем по потоку газа 3 в проточной части 4 статора 1 турбины кольцевых ребрах 5 и 6 установлены секторы 7 разрезного кольца 8, размещенные между передней и задней сопловыми лопатками 9 и 10. Каждый сектор 7 разрезного кольца 8 выполнен в виде слоев листового материала, причем передняя по потоку газа 3 часть сектора 7 выполнена из одного слоя 11, который распространяется до задней сопловой лопатки 10 и является первым со стороны проточной части 4 слоем. Все слои сектора 7 имеют одинаковую радиальную толщину и соединены между собой неразъемными соединениями 12 (например, пайкой). Центральная часть сектора 7 выполнена двухслойной, причем второй от проточной части 4 слой 13 смещен относительно первого слоя 11 в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков 14 и 15, отделяющих воздушную полость 16 между наружным корпусом 2 и разрезным кольцом 8 от проточной части 4. Задняя часть 17 сектора 7 выполнена частично трехслойной с укороченным в окружном направлении слоем 18, который расположен в осевом пазу 19 заднего ребра 6 наружного корпуса 2. Воздушная полость 20 передней сопловой лопатки 9 каналами 21 в переднем кольцевом ребре 5 наружного корпуса 2 соединена с передней воздушной кольцевой полостью 22, расположенной между наружным корпусом 2 и передней частью сектора 7, из которой поток 23 охлаждающего воздуха по щелевым каналам 24 поступает в воздушную полость 16 и далее - в осевой паз 19, а также охлаждает боковую 25 и рабочую 26 поверхности переднего уплотнительного сотового блока 27, снижая при этом температуру газового потока 3. Снижение температуры газового потока 3 способствует повышению долговечности заднего уплотнительного сотового блока 28, установленного на секторе 7 ниже по потоку 3.The stator 1 of the low-pressure turbine consists of an outer casing 2 on which sectors 7 of the split ring 8 are installed between the front and rear nozzle blades 9 and 10 on the front and rear gas flows 3 in the flow part 4 of the stator 1 of the turbine annular ribs 5 and 6 Each sector 7 of the split ring 8 is made in the form of layers of sheet material, and the front gas flow 3 part of the sector 7 is made of one layer 11, which extends to the rear nozzle blade 10 and is the first layer on the side of the flow part 4. All layers of sector 7 have the same radial thickness and are interconnected by one-piece connections 12 (for example, by soldering). The central part of the sector 7 is made two-layer, and the second from the flowing part 4, the layer 13 is offset relative to the first layer 11 in the circumferential direction with the formation of sealing visors 14 and 15, separating the air cavity 16 between the outer casing 2 and the split ring 8 from the flowing part 4. The rear part 17 of sector 7 is partially triple layer with a circumferentially shortened layer 18, which is located in the axial groove 19 of the rear rib 6 of the outer casing 2. The air cavity 20 of the front nozzle blade 9 has channels 21 in the front ring the second rib 5 of the outer casing 2 is connected to the front air annular cavity 22 located between the outer casing 2 and the front of the sector 7, from which the cooling air flow 23 through the slotted channels 24 enters the air cavity 16 and then into the axial groove 19, and cools the lateral 25 and the working 26 of the surface of the front sealing honeycomb unit 27, while reducing the temperature of the gas stream 3. Lowering the temperature of the gas stream 3 helps to increase the durability of the rear sealing honeycomb unit 28, installed th sector 7 on the downstream 3.

При работе статора 1 турбины низкого давления выполненная двухслойной центральная часть секторов 7 разрезного кольца 8 имеет повышенную радиальную жесткость, что способствует стабильности геометрии секторов 7 по ресурсу.When the stator 1 of the low pressure turbine is operating, the two-layer central part of the sectors 7 of the split ring 8 has an increased radial stiffness, which contributes to the stability of the geometry of the sectors 7 in terms of life.

Claims

The stator of the low-pressure turbine, including the outer casing, a split ring consisting of sectors located between the front and rear nozzle vanes and installed on the front and rear gas flow in the turbine flow path of the annular ribs of the outer casing, characterized in that each sector is made of sheet layers material, moreover, the front part of the sector in the gas flow is single-layer, the central part of the sector is two-layer and the back part of the sector is partially two-layer and partially three-layer, with the joint material of each sector have the same thickness, are located radially relative to each other and are connected by one-piece connections, and in the front annular rib of the outer casing there are channels connecting the air cavity of the front nozzle blade with the air annular cavity between the outer turbine casing and the front single-layer sector part, moreover, the first and second from the flowing part, the layers of sheet material are displaced relative to each other in the circumferential direction with the formation of sealing yrkov, and the third part of the flow layer is shortened in the circumferential direction and is axially adjustable annular groove of the outer edges of the turbine housing.