RU2640974C1 - Gas turbine sealing assembly - Google Patents
Gas turbine sealing assembly Download PDFInfo
- Publication number
- RU2640974C1 RU2640974C1 RU2017110841A RU2017110841A RU2640974C1 RU 2640974 C1 RU2640974 C1 RU 2640974C1 RU 2017110841 A RU2017110841 A RU 2017110841A RU 2017110841 A RU2017110841 A RU 2017110841A RU 2640974 C1 RU2640974 C1 RU 2640974C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- segments
- insert
- annular
- composite screen
- composite
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных установках наземного применения.The invention relates to aircraft engine building and can be used in the construction of a sealing assembly for turbines of aircraft gas turbine engines (GTE) and gas turbine installations for ground use.
Из уровня техники известен узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с закрепленными в нем надроторными вставками, изготовленными из керамического композиционного материала (см. патент GB 2390402 В, МПК F01D 11/08, 23.11.2005). С внутренней стороны надроторной вставки нанесен слой керамического покрытия. Надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки. Между кольцевым корпусом и надроторными вставками расположена упругая пружина пластинчатого типа.A gas turbine seal assembly is known from the prior art, comprising an annular body with nadrotor inserts fixed therein made of ceramic composite material (see GB Patent 2,390,402 V, IPC F01D 11/08, 11/23/2005). A layer of ceramic coating is applied on the inside of the nadrotron insert. The nadrotorny insert is made with two annular protrusions on the outer surface of the rim located on different sides of its midline and forming a cavity of the nadrotorny insert on each other on the rim. Between the annular body and nadrotorny inserts is an elastic leaf spring type.
Недостатками предложенной конструкции узла уплотнения газовой турбины являются его низкая эксплуатационная надежность, из-за недостаточной фиксации вставок в окружном и осевом направлениях, значительных нагрузках на внешние выступы вставки, вероятность отслаивания или полного истирания керамического покрытия с внутренней стороны вставки и отсутствие системы охлаждения деталей узла уплотнения.The disadvantages of the proposed design of the gas turbine seal assembly are its low operational reliability, due to the insufficient fixation of the inserts in the circumferential and axial directions, significant loads on the external protrusions of the insert, the likelihood of peeling or complete abrasion of the ceramic coating on the inside of the insert, and the absence of a cooling system for the seal assembly parts .
Известен выбранный в качестве прототипа узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с установленной в нем надроторной вставкой, выполненной состоящей из сегментов (см. патент US 4676715 А, МПК F01D 11/12, F01D 25/24, 30.06.1987). Сегменты надроторной вставки закреплены на кольцевом корпусе. Сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала. Над сегментами надроторной вставки расположен составной экран и пружина, расположенная между составным экраном и кольцевым корпусом. Составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки. В зазорах между сегментами установлены уплотнительные элементы.Known as a prototype is a gas turbine seal assembly comprising an annular housing with a nadrotor insert installed in it made of segments (see US patent 4676715 A, IPC F01D 11/12, F01D 25/24, 06/30/1987). The nadrotor insert segments are mounted on an annular body. The nadrotor insert segments are made of ceramic material. A composite screen and a spring located between the composite screen and the annular body are located above the segments of the nadrotor insert. The composite screen is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments of the rotor insert. Sealing elements are installed in the gaps between the segments.
Недостатками данного узла уплотнения газовой турбины являются недостаточная фиксация керамических сегментов в окружном и осевом направлениях, сложность изготовления кольцевого элемента с опорными пальцами как единой детали, низкая ремонтопригодность из-за сложного сборки конструкции, несовершенная система охлаждения. Опорные пальцы и отверстия для подачи охлаждающего воздуха во внутреннюю полость расположены вблизи горячей проточной части, что негативно сказывается на механической прочности нагруженных деталей узла уплотнения.The disadvantages of this gas turbine seal assembly are the insufficient fixation of ceramic segments in the circumferential and axial directions, the difficulty of manufacturing an annular element with supporting fingers as a single part, low maintainability due to the complex assembly of the structure, and an imperfect cooling system. The supporting fingers and the holes for supplying cooling air to the internal cavity are located near the hot flow part, which negatively affects the mechanical strength of the loaded parts of the seal assembly.
Задачей изобретения является обеспечение высокой эксплуатационной надежности узла уплотнения газовой турбины с керамическими композиционными или керамическими вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также повышения эффективности охлаждения узла уплотнения.The objective of the invention is to ensure high operational reliability of the gas turbine seal assembly with ceramic composite or ceramic inserts due to the reliable fixation of the rotor insert segments on the ring casing, as well as to increase the cooling efficiency of the seal assembly.
Поставленная задача решается тем, что узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус с установленной на нем кольцевой крышкой с отверстиями, расположенную между ними надроторную вставку, выполненную сегментарно, составной экран, расположенный над сегментами надроторной вставки, и пружину, расположенную между составным экраном и кольцевым корпусом, при этом составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки и образует с кольцевым корпусом полость, а в зазорах между сегментами надроторной вставки установлены уплотнительные элементы. При этом узел уплотнения снабжен штифтом с каналом для подвода охлаждающего воздуха, установленным на кольцевом корпусе, кольцевым пазом, выполненным на внутренней поверхности кольцевого корпуса, при этом составной экран снабжен по меньшей мере двумя упорными ребрами со сквозными каналами для охлаждающего воздуха и выступом, составной экран выполнен в виде составного цилиндра с кольцевым фланцем, установленным в кольцевом пазу кольцевого корпуса, упорные ребра расположены на внутренней поверхности составного экрана параллельно друг другу в окружном направлении, а выступ выполнен на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении и заключен между сегментами надроторной вставки, при этом пружина выполнена пластинчатой и жестко прикреплена средней частью к кольцевому корпусу.The problem is solved in that the gas turbine seal assembly comprises an annular body with an annular cover mounted on it with holes, a rotor insert located between them, made segmentally, a composite screen located above the segments of the rotor insert, and a spring located between the composite screen and the ring body while the composite screen is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments of the rotor insert and forms a cavity with an annular body, and in the gaps between the segments nadrotorny insert installed sealing elements. The seal assembly is provided with a pin with a channel for supplying cooling air mounted on the annular housing, an annular groove made on the inner surface of the annular housing, while the composite screen is provided with at least two stop ribs with through channels for cooling air and a protrusion, a composite screen made in the form of a composite cylinder with an annular flange installed in the annular groove of the annular body, the stop ribs are parallel to each other on the inner surface of the composite screen to each other in the circumferential direction, and the protrusion is made on the inner surface of the composite screen in the axial direction and is enclosed between the segments of the nadrotorny insert, while the spring is made of a plate and is rigidly attached by the middle part to the annular body.
Кроме того, сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала или сегменты надроторной вставки выполнены из керамического композиционного материала.In addition, segments of the nadrotron insert are made of ceramic material or segments of the nadrotor insert are made of ceramic composite material.
При этом количество сегментов составного экрана равно количеству сегментов надроторной вставки.In this case, the number of segments of the composite screen is equal to the number of segments of the nadrotorny insert.
Сущность предложенного технического решения поясняется чертежами:The essence of the proposed technical solution is illustrated by drawings:
Фиг. 1 - узел уплотнения турбины, общий вид;FIG. 1 - turbine seal assembly, general view;
Фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1;FIG. 2 is a section AA in FIG. one;
Фиг. 3 - составной экран, общий вид;FIG. 3 - composite screen, general view;
Фиг. 4 - схема охлаждения узла уплотнения газовой турбины.FIG. 4 is a cooling diagram of a gas turbine seal assembly.
Узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус 1 (фиг. 1), закрепленный на статоре турбины (не показан на чертежах), с установленной на нем кольцевой крышкой 2, с выполненными в ней отверстиями 3 для выхода охлаждающего воздуха. Кольцевая крышка 2 зафиксирована относительно кольцевого корпуса 1 штифтами 4.The gas turbine seal assembly comprises an annular casing 1 (Fig. 1), mounted on a turbine stator (not shown in the drawings), with an
Узел уплотнения крепится к корпусу статора турбины при помощи кольцевого выступа 5, расположенного в верхней части кольцевого корпуса 1 и штифта 6, предназначенного для подвода охлаждающего воздуха в узел уплотнения. Штифт 6 установлен в отверстии, выполненном в верхней части кольцевого корпуса 1. Внутри штифта 6 выполнен канал для подвода охлаждающего воздуха. На внутренней поверхности кольцевого корпуса 1 выполнен кольцевой паз 7.The seal assembly is attached to the turbine stator housing by means of an
Между кольцевым корпусом 1 и кольцевой крышкой 2 зафиксирована надроторная вставка 8, выполненная сегментарно, из керамического композиционного или керамического материала. Сегменты 9 надроторной вставки 8 образуют кольцо, вокруг лопаток ротора турбины (фиг. 2).Between the
В зазорах 10 между сегментами 9 надроторной вставки 8 установлены уплотнительные элементы 11. Они расположены в вырезах 12 выполненных на торцах сегментов 9 надроторной вставки 8. Уплотнительные элементы 11 выполнены из жаропрочного материала, и препятствуют чрезмерному нагреву элементов узла уплотнения от газового потока, а также перетеканию газа из зоны высокого давления в зону низкого, минуя рабочие лопатки турбины.In the
Сегменты 9 надроторной вставки 8 зафиксированы в радиальном направлении пластинчатыми пружинами 13, установленными на кольцевом корпусе 1. Пластинчатая пружина средней частью жестко прикреплена к кольцевому корпусу 1 штифтом 14. Наличие пластинчатых пружин 13, поджимающих сегменты 9 надроторной вставки 8 в радиальном направлении, позволяют поддерживать постоянным радиальный зазор между надроторной вставкой 8 и рабочими лопатками.The segments 9 of the
С наружной стороны над сегментами 9 надроторной вставки 8 расположен составной экран 15 (фиг. 3). Он установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами, для предотвращения утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Между кольцевым корпусом 1 и составным экраном образована полость 16. Между составным экраном и сегментом надроторной вставки образована полость 17. Составной экран 15 представляет собой сегментированное уплотнительное кольцо. С одного торца составного экрана 15 выполнен кольцевой фланец 18. Внешняя часть 19 кольцевого фланца 18 расположена в кольцевом пазу 7, выполненном на внутренней поверхности кольцевого корпуса 1. Сегменты 20 составного экрана 15 установлены относительно сегментов 9 надроторной вставки 8 в «шахматном порядке», при этом количество сегментов 20 составного экрана равно количеству сегментов 9 надроторной вставки 8.On the outside, above the segments 9 of the
В составном экране 14 выполнены отверстия 21 для подвода охлаждающего воздуха.In the
Кроме того, вдоль внутренней поверхности составного экрана 15 в окружном направлении параллельно расположены по меньшей мере два упорных ребра 22, с выполненными на них сквозными каналами 23 для охлаждающего воздуха, а на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении выполнен выступ 24. Выступ 24 расположен между сегментами надроторной вставки, с возможностью их фиксации. Кроме того, он не позволяет горячему воздуху протекать в полость 16.In addition, along the inner surface of the
Сегменты 9 надроторной вставки 10 выполнены с ответным контуром, повторяющим стыковочную поверхность упорных ребер 22 и выступа 24, выполненного на внутренней поверхности составного экрана 15.The segments 9 of the
Сегменты 9 надроторной вставки 8 также зафиксированы на кольцевом корпусе 1 трапециевидным замковым соединением. Фиксация вставки при помощи замка аналогично «ласточкиному хвосту» позволяет компенсировать разность коэффициентов термического расширения керамической композиционной или керамической надроторной вставки 8 и металлических деталей 1 и 2, тем самым уменьшая напряжения вставок.The segments 9 of the
Данное конструктивное решение позволяет закрепить керамические композиционные или керамические истираемые надроторные вставки без появления критических температурных напряжений в самой вставке.This design solution allows to fix ceramic composite or ceramic abrasive nadrotorny inserts without the appearance of critical temperature stresses in the insert itself.
Устройство работает следующим образом. При работе турбины охлаждающий воздух подается из компрессора через штифты 6 (фиг. 4). Через отверстия в штифтах 6 воздух равномерно поступает в полость 16 между стенками кольцевого корпуса 1 и составным экраном 15. Через отверстия 21, выполненные в составном экране 15, воздух попадает в полость 17 между надроторной вставкой 8 и составным экраном 15, охлаждая ее и снижая нагрев пластинчатой пружины 13. Составной экран 15 предотвращает утечки охлаждающего воздуха в проточную часть, а также герметизирует полость 15, 16 от горячего воздуха.The device operates as follows. During the operation of the turbine, cooling air is supplied from the compressor through the pins 6 (Fig. 4). Through the holes in the
Затем через сквозные каналы 23 составного экрана 15 воздух проходит в полость 17, охлаждая нагретые поверхности сегментов 9 надроторной вставки 8. Охлаждающий воздух выходит в проточную часть газовой турбины через отверстия 3 в кольцевой крышке 2. Таким образом, обеспечивается постоянное течение воздуха через полости 16 и 17, что увеличивает эффективность теплообмена.Then, through the through
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017110841A RU2640974C1 (en) | 2017-03-31 | 2017-03-31 | Gas turbine sealing assembly |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017110841A RU2640974C1 (en) | 2017-03-31 | 2017-03-31 | Gas turbine sealing assembly |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2640974C1 true RU2640974C1 (en) | 2018-01-12 |
Family
ID=68235570
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017110841A RU2640974C1 (en) | 2017-03-31 | 2017-03-31 | Gas turbine sealing assembly |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2640974C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2753264C1 (en) * | 2018-03-13 | 2021-08-12 | НУОВО ПИНЬОНЕ ТЕКНОЛОДЖИ - С.р.л. | Device for sealing gap in turbomachine, gas turbine and sealing structure |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4676715A (en) * | 1985-01-30 | 1987-06-30 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Turbine rings of gas turbine plant |
GB2390402A (en) * | 2002-07-02 | 2004-01-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Gas turbine shroud structure |
WO2011026921A1 (en) * | 2009-09-04 | 2011-03-10 | Turbomeca | Device for supporting a turbine ring, turbine having such a device, and turbine engine having such a turbine |
RU2509896C1 (en) * | 2012-08-01 | 2014-03-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Above-shroud labyrinth seal for steam turbine |
RU2511935C2 (en) * | 2009-09-28 | 2014-04-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Sealing element, gas turbine nozzle device and gas turbine |
-
2017
- 2017-03-31 RU RU2017110841A patent/RU2640974C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4676715A (en) * | 1985-01-30 | 1987-06-30 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Turbine rings of gas turbine plant |
GB2390402A (en) * | 2002-07-02 | 2004-01-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Gas turbine shroud structure |
WO2011026921A1 (en) * | 2009-09-04 | 2011-03-10 | Turbomeca | Device for supporting a turbine ring, turbine having such a device, and turbine engine having such a turbine |
RU2511935C2 (en) * | 2009-09-28 | 2014-04-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Sealing element, gas turbine nozzle device and gas turbine |
RU2509896C1 (en) * | 2012-08-01 | 2014-03-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Above-shroud labyrinth seal for steam turbine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2753264C1 (en) * | 2018-03-13 | 2021-08-12 | НУОВО ПИНЬОНЕ ТЕКНОЛОДЖИ - С.р.л. | Device for sealing gap in turbomachine, gas turbine and sealing structure |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8292580B2 (en) | CMC vane assembly apparatus and method | |
RU2712560C2 (en) | Rotary assembly for turbine engine comprising self-supporting rotor casing | |
US8376697B2 (en) | Gas turbine sealing apparatus | |
US8388309B2 (en) | Gas turbine sealing apparatus | |
RU2538988C2 (en) | Gas turbine ring fastening device, assembly comprising turbine ring and device for its fastening, turbine and turbomotor | |
US10458268B2 (en) | Turbine shroud with sealed box segments | |
RU2583212C2 (en) | Gas turbine engine revolving assembly balancing procedure | |
RU2676497C2 (en) | Rotary device for turbomachine, turbine for turbomachine and turbomachine | |
CN104727862B (en) | Sealing system for gas turbine | |
KR102233588B1 (en) | Methods and systems for sealing a rotary machine using a segmented seal ring | |
RU2558731C2 (en) | Mounting structure of nozzle guide vanes at inlet channel of radial gas turbine of engine | |
US20200025025A1 (en) | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components | |
US20130051992A1 (en) | Turbine Disc Sealing Assembly | |
US9624784B2 (en) | Turbine seal system and method | |
RU2622458C2 (en) | Turbine assembly, turbine and method of turbine components support | |
CA2646297C (en) | Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances | |
JP2017519156A (en) | Radial flow turbomachine | |
US20140356172A1 (en) | Turbine wheel in a turbine engine | |
RU2640974C1 (en) | Gas turbine sealing assembly | |
US9932849B2 (en) | Fluid seal structure of heat engine including steam turbine | |
KR102052029B1 (en) | Compressor bleed cooling system for mid-frame torque disks downstream from the compressor assembly in a gas turbine engine | |
US9617920B2 (en) | Sealing arrangement for a nozzle guide vane and gas turbine | |
US20160305322A1 (en) | De-Icing Splitter Lip for Axial Turbomachine Compressor | |
JP2015113835A (en) | Steam turbine and methods of assembling the same | |
RU2639444C1 (en) | Packing assembly of gas turbine |