RU2650013C2 - Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины - Google Patents
Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2650013C2 RU2650013C2 RU2016105461A RU2016105461A RU2650013C2 RU 2650013 C2 RU2650013 C2 RU 2650013C2 RU 2016105461 A RU2016105461 A RU 2016105461A RU 2016105461 A RU2016105461 A RU 2016105461A RU 2650013 C2 RU2650013 C2 RU 2650013C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- labyrinth
- gas turbine
- sealing
- seal
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Support Of The Bearing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей. Лабиринтное уплотнение-демпфер для гашения энергии колебаний вращающегося в бесконтактных подшипниках ротора газовой турбины, содержащее корпус, имеющий уплотнительную лабиринтную втулку и уплотнительный бандаж ротора газовой турбины, коаксиальный лабиринтной втулке. Причем уплотнительная лабиринтная втулка выполнена из отдельных секторов. Между лабиринтной втулкой и корпусом уплотнения установлено упругое демпферное кольцо. При этом уплотнительные выступы лабиринтной втулки размещены между выступами уплотнительного бандажа. Такое исполнение конструкции лабиринтного уплотнения газовой турбины исключает механическое касание элементов конструкции турбины о статорные элементы лабиринтного уплотнения и обеспечит безаварийную работу при прохождении первой критической (резонансной) скорости вращения ротора за счет гашения энергии колебания турбины упругим демпферным кольцом. 4 ил.
Description
Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей.
Известны лабиринтные уплотнения газовых турбин турбореактивных двигателей, обеспечивающие высокий коэффициент полезного действия за счет снижения утечек рабочего тела из области высокого давления в область низкого давления (см. патенты РФ №2513466, заявка №2013100956/06 от 09.01.2013 г., №2513061, заявка 2013100774/06 от 09.01.2013 г., МГЖ: F02C7/28, F01D11/02).
Известны лабиринтные уплотнения газовых турбин турбонасосных агрегатов ЖРД, в частности центростремительной турбины (см. книгу под редакцией профессора Г.Г. Гахуна «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», г.Москва, «Машиностроение», 1989 г., стр. 220, рис. 10.19, а также патент RU 2319017, F01D 11/08).
В обоих случаях лабиринтное уплотнение устанавливается на осевом кольцевом выступе диска турбины, ниже наружного диаметра турбины.
Известна конструкция лабиринтного уплотнения газовой турбины, взятого за прототип, в которой лабиринтное уплотнение в виде втулки расположено в корпусе турбины над уплотнительным бандажем на периферии диска турбины (см. книгу под редакцией профессора Г.Г. Гахуна «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», г. Москва, «Машиностроение», 1989 г., стр. 219, рис 10.18).
Недостаток лабиринтного уплотнения по прототипу заключается в следующем. Во время прохождения ротором ТНА первой критической частоты вращения, т.е. резонансного критического участка выхода ТНА на рабочую частоту, наблюдается наибольший прогиб ротора, особенно когда турбина конструктивно выполнена консольной.
При максимальном прогибе ротора возможно касание выступов бандажа турбины о втулку в корпусе, что может привести к разрушению втулки, а в окислительной среде возможно возгорание как турбины, так и уплотнительной лабиринтной втулки. Прогиб вала ТНА возможно уменьшить за счет установки упругого демпферного кольца над подшипниками (см. ранее упомянутую книгу, стр. 251, рис 10.47а, упругое кольцо поз. 4). Специальным конструктивным способом демпфирования колебаний ротора является введение упругой демпферной опоры (см. ранее упомянутую книгу, стр. 319. стр. 320, рис. 11.39, рис. 11.40).
Однако есть особый класс турбомашин, в которых отсутствуют шарикоподшипниковые опоры вращения. Вращение ротора турбомашины осуществляется в бесконтактных подшипниках - либо в активных магнитных подшипниках, либо в лепестковых газодинамических подшипниках. При этом конструктивно установить упругий демпферный элемент на ротор турбомашины невозможно.
Изобретение решает задачу обеспечения надежной работы турбомашины при прохождении первой критической (резонансной) частоты вращения методом гашения энергии колебаний вращающегося в бесконтактных подшипниках ротора газовой турбины.
Для этого выполнено лабиринтное уплотнение-демпфер, содержащее корпус с уплотнительной лабиринтной втулкой, газовую турбину с уплотнительным бандажом, имеющим выступы, выполненные коаксиально лабиринтной втулке, а уплотнительная лабиринтная втулка выполнена из отдельных секторов, при этом между лабиринтной втулкой и корпусом уплотнения установлено упругое демпферное кольцо, а уплотнительные выступы лабиринтной втулки размещены между выступами уплотнительного бандажа турбины.
При таком исполнении лабиринтного уплотнения-демпфера гасится энергия колебаний вращающегося в бесконтактных подшипниках ротора газовой турбины при прохождении первой критической (резонансной) частоты вращения.
Изобретение поясняется чертежами:
на Фиг. 1 - продольный разрез лабиринтного уплотнения-демпфера газовой турбины;
на Фиг. 2 - поперечный разрез лабиринтного уплотнения-демпфера;
на Фиг. 3 - зазор между секторами лабиринтной втулки;
на Фиг. 4 - геометрические параметры упругого демпферного кольца (пример конструктивного исполнения).
Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины включает корпус 1, уплотнительный бандаж 2 ротора 3 газовой турбины, уплотнительные выступы 4 бандажа газовой турбины, уплотнительную лабиринтную втулку 5, выполненную из отдельных секторов, упругое демпферное кольцо 6, уплотнительные выступы 7 лабиринтной втулки 5.
В процессе разгона частота вращения ротора турбомашины приближается к критической (резонансной частоте колебаний ротора турбомашины), что ведет к изменению радиального зазора между уплотнительными выступами 4 бандажа газовой турбины и уплотнительными выступами 7 лабиринтной втулки 5. С одной стороны зазор уменьшается, а с противоположной стороны, соответственно, увеличивается. В уменьшенном зазоре давление рабочего тела возрастает, а в увеличенном зазоре падает, что приводит к появлению перепада давления рабочего тела и возникновению радиальной силы, вызывающей прогиб отдельных секторов уплотнительной лабиринтной втулки 5, вызывающий упругую деформацию упругого демпферного кольца 6, что приводит к уменьшению амплитуды колебаний ротора 3 газовой турбины.
Все зазоры между деталями выбираются конструктивно в процессе доводки лабиринтного уплотнения-демпфера и всего агрегата, куда входит турбина.
Использование изобретения позволит повысить надежность работы лабиринтного уплотнения-демпфера газовой турбины при работе в бесконтактных подшипниках за счет уменьшения прогиба ротора газовой турбины при прохождении критической (резонансной) частоты вращения за счет уменьшения амплитуды колебаний ротора и исключения касания элементов газовой турбины об элементы лабиринтного уплотнения-демпфера.
Claims (1)
- Лабиринтное уплотнение-демпфер для гашения энергии колебаний вращающегося в бесконтактных подшипниках ротора газовой турбины, содержащее корпус, имеющий уплотнительную лабиринтную втулку и уплотнительный бандаж ротора газовой турбины, коаксиальный лабиринтной втулке, причем уплотнительная лабиринтная втулка выполнена из отдельных секторов, а между лабиринтной втулкой и корпусом уплотнения установлено упругое демпферное кольцо, при этом уплотнительные выступы лабиринтной втулки размещены между выступами уплотнительного бандажа.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016105461A RU2650013C2 (ru) | 2016-02-17 | 2016-02-17 | Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016105461A RU2650013C2 (ru) | 2016-02-17 | 2016-02-17 | Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016105461A RU2016105461A (ru) | 2017-08-22 |
| RU2650013C2 true RU2650013C2 (ru) | 2018-04-06 |
Family
ID=59744575
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016105461A RU2650013C2 (ru) | 2016-02-17 | 2016-02-17 | Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2650013C2 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4135851A (en) * | 1977-05-27 | 1979-01-23 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
| SU920236A1 (ru) * | 1980-01-31 | 1982-04-15 | Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Теплотехнический Научно-Исследовательский Институт Им.Ф.Э.Дзержинского | Лабиринтное надбандажное уплотнение рабочих лопаток паровой турбины |
| US7189057B2 (en) * | 2002-10-10 | 2007-03-13 | Rolls-Royce Deurschland Ltd & Co Kg | Turbine shroud segment attachment |
| RU2319017C2 (ru) * | 2001-06-18 | 2008-03-10 | Дженерал Электрик Компани | Кольцевой сальник турбины и вращающийся механизм |
| US20120224953A1 (en) * | 2011-03-03 | 2012-09-06 | Techspace Aero S.A. | External Segmented Shell Capable of Correcting For Rotor Misalignment in Relation to the Stator |
-
2016
- 2016-02-17 RU RU2016105461A patent/RU2650013C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4135851A (en) * | 1977-05-27 | 1979-01-23 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
| SU920236A1 (ru) * | 1980-01-31 | 1982-04-15 | Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Теплотехнический Научно-Исследовательский Институт Им.Ф.Э.Дзержинского | Лабиринтное надбандажное уплотнение рабочих лопаток паровой турбины |
| RU2319017C2 (ru) * | 2001-06-18 | 2008-03-10 | Дженерал Электрик Компани | Кольцевой сальник турбины и вращающийся механизм |
| US7189057B2 (en) * | 2002-10-10 | 2007-03-13 | Rolls-Royce Deurschland Ltd & Co Kg | Turbine shroud segment attachment |
| US20120224953A1 (en) * | 2011-03-03 | 2012-09-06 | Techspace Aero S.A. | External Segmented Shell Capable of Correcting For Rotor Misalignment in Relation to the Stator |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016105461A (ru) | 2017-08-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10968774B2 (en) | Bearing housing with baffles | |
| US9347459B2 (en) | Abradable seal with axial offset | |
| US10370991B2 (en) | Gas turbine engine and seal assembly therefore | |
| US11156294B2 (en) | Controlled gap seal with surface discontinuities | |
| US20090160135A1 (en) | Labyrinth seal with reduced leakage flow by grooves and teeth synergistic action | |
| US10584709B2 (en) | Electrically heated balance piston seal | |
| US9709072B2 (en) | Angular diffuser sector for a turbine engine compressor, with a vibration damper wedge | |
| US20080181762A1 (en) | Method and device for reducing axial thrust and radial oscillations and rotary machines using same | |
| JP2015187442A (ja) | 分割リング流体力学的面シールの個別に応従性のある分割片 | |
| CN101925766A (zh) | 密封组件 | |
| US9121299B2 (en) | Axially retractable brush seal system | |
| JP2015187443A (ja) | 局所弾性流体力学パッドを有する面シール | |
| KR20160089462A (ko) | 축 시일 장치 및 회전 기계 | |
| CN108699915B (zh) | 密封构造及涡轮机械 | |
| US20130140774A1 (en) | Annular seal apparatus and method | |
| RU2650013C2 (ru) | Лабиринтное уплотнение-демпфер газовой турбины | |
| US20170002825A1 (en) | Balance piston with a sealing member | |
| Kanki et al. | Stability of high pressure turbine under partial admission condition | |
| JP2021085527A (ja) | 円周シールアセンブリ | |
| RU2682222C2 (ru) | Многогребенчатые уплотнения паровой турбины | |
| RU2717482C1 (ru) | Щелевое уплотнение-демпфер центробежного насоса | |
| US10927958B2 (en) | Non-axisymmetric brush seal assembly | |
| JP2013142435A (ja) | シール装置 | |
| SU380848A1 (ru) | Ступень осевой турбомашины | |
| RU167797U1 (ru) | Лабиринтное уплотнение |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190218 |