RU2519656C1

RU2519656C1 - Low-pressure turbine

Info

Publication number: RU2519656C1
Application number: RU2013109313/06A
Authority: RU
Inventors: Владимир Константинович Сычев; Владимир Михайлович Язев; Валерий Алексеевич Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 2013-03-01
Filing date: 2013-03-01
Publication date: 2014-06-20

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: low-pressure turbine incorporates sector split ring fitted on the housing inner side. Said ring has sealing cellular insert arranged on turbine working blade top shroud side. Said split ring is made of equal-depth sheet material. Ring gas flow downstream front and rear ends are plied-up while central part of the ring with cellular insert is a monolayer design. Ring front end the rib directed to turbine axis. Said rib is fitted in mid ring groove, said mid ring being fitted between housing radial flanges, front and rear downstream of gas flow.

EFFECT: higher reliability.

4 dwg

Description

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.The invention relates to low pressure turbines of gas turbine engines for aviation applications.

Известна турбина низкого давления, корпус статора которой выполнен с направленными к центру радиальными ребрами, на которых установлены сопловые лопатки и сектора разрезных колец (патент RU №2151886, F01D 11/24, 25/14, 2000 г.).A known low-pressure turbine, the stator housing of which is made with radial ribs directed towards the center, on which nozzle blades and sectors of split rings are mounted (patent RU No. 2151886, F01D 11/24, 25/14, 2000).

Недостатком известной конструкции является повышенный вес.A disadvantage of the known design is the increased weight.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина низкого давления, с внешней стороны от верхней полки рабочей лопатки в которой на корпусе установлено секторное разрезное кольцо, зафиксированное в окружном направлении радиальными штифтами (патент US №7407368, F01D 11/08, 2008 г.).Closest to the claimed one is a low pressure turbine, on the outside from the upper shelf of the working blade in which a sector split ring is mounted on the casing, fixed in the circumferential direction by radial pins (US patent No. 7407368, F01D 11/08, 2008).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является увеличенный вес из-за увеличенной толщины разрезного кольца и низкая надежность из-за концентрации напряжений, создаваемых отверстиями под радиальные штифты.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is the increased weight due to the increased thickness of the split ring and low reliability due to the concentration of stresses created by the holes for the radial pins.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины путем исключения перегрева наружного корпуса за счет фиксации разрезного кольца в окружном направлении, а также в снижении веса турбины за счет выполнения центральной части кольца однослойной.The technical result of the claimed invention consists in increasing the reliability of the turbine by eliminating overheating of the outer casing by fixing the split ring in the circumferential direction, as well as in reducing the weight of the turbine due to the single-layer central part of the ring.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной, передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса.The specified technical result is achieved in that in the low pressure turbine, on the inside of the casing in which a sector split ring with a honeycomb seal is installed on the side of the upper shelf of the turbine blade, the split ring is made of sheet material of the same thickness, the front and rear gas flow the shanks of the ring are double-layer, and the central part of the ring with the honeycomb insert is single-layer, while the front shank of the ring is made with a rib directed towards the axis of the turbine Which is mounted in the recess of the intermediate ring disposed between the front and rear of the gas flow by radial flanges of the housing.

Выполнение разрезного кольца из листового материала одинаковой толщины с двухслойными передним и задним по потоку газа хвостовиками и с центральной частью кольца с сотовой вставкой, выполненной однослойной, позволяет снизить стоимость изготовления разрезного кольца, а также снизить вес кольца.The execution of a split ring from sheet material of the same thickness with two-layer front and rear gas shanks and with the central part of the ring with a honeycomb insert made of a single layer allows to reduce the cost of manufacturing a split ring, as well as reduce the weight of the ring.

Выполнение переднего хвостовика кольца с направленным к оси турбины ребром, размещенным в пазу промежуточного кольца, расположенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса, позволяет обеспечить фиксацию разрезного кольца в окружном направлении в случае задевания уплотнительных гребешков верхней полки рабочей лопатки об сотовую вставку разрезного кольца, что исключает перегрев наружного корпуса турбины от сил трения и повышает надежность турбины, а также промежуточное кольцо фиксирует сопловую лопатку в осевом положении, что исключает осевое перемещение сопловой лопатки под действием газовых сил при работе турбины, а также снижает трудоемкость сборки и ремонта соплового аппарата турбины за счет облегчения монтажа и демонтажа сопловых лопаток.The implementation of the front shank of the ring with a rib directed to the axis of the turbine, placed in the groove of the intermediate ring located between the front and rear radial flanges of the housing between the front and back gas flows, allows the split ring to be secured in the circumferential direction when the sealing ridges of the upper blade of the working blade are touched against the honeycomb insert of the split rings, which eliminates overheating of the outer turbine housing from friction forces and increases the reliability of the turbine, as well as the intermediate ring fixes the nozzle blade in axial position, which eliminates the axial movement of the nozzle blade under the action of gas forces during the operation of the turbine, and also reduces the complexity of assembly and repair of the nozzle apparatus of the turbine due to the ease of installation and dismantling of the nozzle blades.

На фиг.1 - изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.Figure 1 - shows a longitudinal section of a low pressure turbine of a gas turbine engine.

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 - вид А на фиг.2.Figure 3 is a view A in figure 2.

На фиг.4 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.Figure 4 - element II in figure 1 in an enlarged view.

Турбина низкого давления 1 состоит из наружного корпуса 2, с внутренней стороны которого установлено разрезное секторное кольцо 3 с сотовой вставкой 4, расположенной со стороны верхней полки 5 рабочей лопатки 6. Разрезное кольцо 3 выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний 7 по потоку 8 газа и задний 9 хвостовики кольца 3 выполнены двухслойными, а центральная часть 10 с внешней стороны от сотовой вставки 4 выполнена однослойной.The low pressure turbine 1 consists of an outer casing 2, on the inside of which a split sector ring 3 is installed with a honeycomb insert 4 located on the side of the upper shelf 5 of the working blade 6. The split ring 3 is made of sheet material of the same thickness, and the front 7 in the stream 8 gas and rear 9 shanks of the ring 3 are made two-layer, and the Central part 10 on the outside from the honeycomb insert 4 is made single-layer.

Передний хвостовик 7 кольца 3 выполнен с направленным к оси 11 турбины ребром 12, полученным путем пластической деформации части 13 ближнего к оси 11 слоя 14 листового материала, причем ребро 12 установлено в пазу 15 промежуточного кольца 16, размещенного между передним 17 и задним 18 по потоку газа 8 радиальными фланцами корпуса 2, соединенными между собой болтовым соединением 19. Промежуточное кольцо 16 хвостовиком 20 фиксирует в осевом положении переднюю по потоку 8 газа сопловую лопатку 21 турбины 1.The front shank 7 of the ring 3 is made with a rib 12 directed to the turbine axis 11, obtained by plastic deformation of the portion 13 of the sheet material layer 14 closest to the axis 11, the rib 12 being installed in the groove 15 of the intermediate ring 16 located between the front 17 and rear 18 downstream gas 8 radial flanges of the housing 2, interconnected by a bolt connection 19. The intermediate ring 16 by the shank 20 fixes in axial position the front nozzle vane 21 of the turbine 1, which is forward in the gas stream 8.

Работает устройство следующим образом.The device operates as follows.

При работе турбины 1 низкого давления разрезное секторное кольцо 3, имеющее минимальный вес, надежно зафиксировано в окружном направлении промежуточным кольцом 16. В случае возникновения нештатной ситуации и обрыва рабочей лопатки 6 стык фланцев 17 и 18 корпуса 2 надежно защищен промежуточным кольцом 16, что обеспечивает локализацию поломки турбины 1.During operation of the low pressure turbine 1, the split sector ring 3, which has a minimum weight, is securely fixed in the circumferential direction by the intermediate ring 16. In case of an emergency and the working blade 6 is broken, the joint of the flanges 17 and 18 of the housing 2 is reliably protected by the intermediate ring 16, which ensures localization turbine breakdown 1.

Claims

Турбина низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, отличающаяся тем, что разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной, передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса. A low pressure turbine, on the inside of the casing in which a sector split ring with a honeycomb seal is installed on the side of the upper shelf of the turbine blade, characterized in that the split ring is made of sheet material of the same thickness, the front and rear shafts of the ring being made in two layers and the central part of the ring with the honeycomb insert is single-layer, while the front shank of the ring is made with an edge directed towards the axis of the turbine, which is installed in the groove of the diate ring disposed between the front and rear of the gas flow by radial flanges of the housing.