RU2773854C2 - Rotation-preventing spacer with transverse keys - Google Patents
Rotation-preventing spacer with transverse keys Download PDFInfo
- Publication number
- RU2773854C2 RU2773854C2 RU2020132034A RU2020132034A RU2773854C2 RU 2773854 C2 RU2773854 C2 RU 2773854C2 RU 2020132034 A RU2020132034 A RU 2020132034A RU 2020132034 A RU2020132034 A RU 2020132034A RU 2773854 C2 RU2773854 C2 RU 2773854C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ring
- keys
- compressor
- spacer
- disk
- Prior art date
Links
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims abstract description 10
- 230000001052 transient Effects 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 32
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 8
- 230000037250 Clearance Effects 0.000 description 3
- 230000035512 clearance Effects 0.000 description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- 210000000088 Lip Anatomy 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive Effects 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000002452 interceptive Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006011 modification reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
- 238000004642 transportation engineering Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Настоящее изобретение в целом относится к газотурбинным двигателям и, в частности, направлено на предотвращение вращения проставок компрессора.The present invention generally relates to gas turbine engines, and in particular is directed to preventing compressor spacers from rotating.
Уровень техники State of the art
Газотурбинные двигатели содержат следующие секции: компрессор, отсек сгорания и турбину. Компоненты секций газотурбинного двигателя подвержены воздействию высоких температур и давлений. Эти температуры и давления могут изменяться во время переходных процессов газотурбинного двигателя, особенно во время пуска и останова газотурбинного двигателя. Компоненты могут термически расширяться с разной скоростью, что приводит к потере управления между компонентами и термическим напряжениям и деформациям внутри компонентов.Gas turbine engines contain the following sections: compressor, combustion chamber and turbine. The components of gas turbine engine sections are exposed to high temperatures and pressures. These temperatures and pressures may change during gas turbine engine transients, especially during start-up and shutdown of the gas turbine engine. Components can thermally expand at different rates, resulting in loss of control between components and thermal stresses and strains within components.
В публикации заявки на патент США № 2012/0051918, выданной Glasspoole, описано устройство бандажного кольца для удержания компонента в осевом направлении на вращающемся компоненте газотурбинного двигателя. Устройство бандажного кольца содержит разъемное бандажное кольцо, закрепленное в кольцевой канавке, образованной на радиально наружной поверхности вращающегося компонента. Внутренний диаметр бандажного кольца смещен внутрь в радиальном контакте с обращенным радиально наружу седлом, предусмотренным на одном из двух компонентов, подлежащих сборке. Элемент, препятствующий вращению, предусмотрен на внутреннем диаметре бандажного кольца для удержания кольца от вращения. Втулка окружает бандажное кольцо для ограничения его радиального расширения при воздействии центробежных сил во время работы двигателя.US Patent Application Publication No. 2012/0051918 to Glasspoole describes a shroud ring arrangement for holding a component axially on a rotating component of a gas turbine engine. The shroud ring device comprises a detachable shroud ring fixed in an annular groove formed on the radially outer surface of the rotating component. The inside diameter of the retaining ring is offset inwardly in radial contact with a radially outwardly facing seat provided on one of the two components to be assembled. An anti-rotation element is provided on the inside diameter of the retaining ring to keep the ring from rotating. The sleeve surrounds the shroud ring to limit its radial expansion when exposed to centrifugal forces during engine operation.
В публикации заявки на патент США № 2012/0315142, выданной Bosco, описан механизм для прижатия уплотнительного кольца контура охлаждения лопастей турбинного двигателя к турбинному колесу, удерживающему лопасти, при этом колесо удерживает на своей расположенной ниже по потоку поверхности кольцевой фланец, расположенный радиально и образующий на поверхности канавку, выполненную с возможностью размещения уплотнительного кольца. US Patent Application Publication No. 2012/0315142 to Bosco describes a mechanism for pressing a turbine engine blade cooling circuit O-ring against a turbine wheel holding the blades, the wheel retaining on its downstream surface an annular flange disposed radially and forming on the surface of the groove, made with the possibility of accommodating the sealing ring.
Фланец содержит по меньшей мере два выреза на его краю, расположенных напротив дна канавки, для образования окон для вставки в канавку в осевом направлении кулачков, поддерживаемых окружностью кольца, обращенной к канавке колеса. Механизм содержит язычок болта, выполненный с возможностью размещения в канавке между поверхностью колеса и кольцом, и зажим, имеющий форму для поддержки поверхностью колеса и зацепления с болтом, чтобы обеспечить прижатие кольца к фланцу.The flange comprises at least two cutouts on its edge, located opposite the bottom of the groove, to form windows for inserting into the groove in the axial direction of the cams supported by the ring circumference facing the wheel groove. The mechanism includes a bolt tongue configured to be placed in a groove between the wheel surface and the ring, and a clamp shaped to support the wheel surface and engage with the bolt to force the ring against the flange.
Настоящее изобретение относится к решению одной или более проблем, выявленных авторами изобретения.The present invention relates to solving one or more problems identified by the inventors.
Сущность изобретенияThe essence of the invention
В целом в настоящем изобретении описываются системы и способы, относящиеся к проставке с поперечными шпонками, препятствующей вращению, в турбинном двигателе. Каждое из систем, способов и устройств согласно настоящему изобретению имеет несколько новаторских аспектов, ни один из которых не несет исключительной ответственности за раскрытые в данном документе желаемых характеристик.In general, the present invention describes systems and methods relating to an anti-rotation keyed spacer in a turbine engine. Each of the systems, methods and devices of the present invention has several innovative aspects, none of which is solely responsible for the desired characteristics disclosed herein.
В одном аспекте настоящего изобретения предлагается диск компрессора в сборе. Диск компрессора в сборе может иметь кольцо с поперечными шпонками. Кольцо с поперечными шпонками может иметь кольцевой корпус, имеющий окружность, образованную наружной поверхностью, и заднюю поверхность кольца, ортогональную наружной поверхности. Кольцо с поперечными шпонками может иметь несколько шпонок, чередующихся с несколькими зазорами, образуя поверхность с поперечными шпонками, противоположную задней поверхности кольца, при этом каждая шпонка из нескольких шпонок охватывает кольцевой сектор поверхности с поперечными шпонками. Диск компрессора в сборе может иметь диск компрессора, выполненный с возможностью вмещать несколько лопастей компрессора по наружной окружности. Диск компрессора может иметь обод, выступающий из наружной части диска компрессора, образующий наружную окружность диска компрессора. Диск компрессора может иметь переднюю поверхность диска, расположенную радиально внутрь от обода. Диск компрессора может иметь передний выступ, проходящий в осевом направлении вперед от обода и определяющий глубину выступа. Глубина выступа может проходить от передней поверхности диска до поверхности переднего выступа вдоль внутренней поверхности переднего выступа. Передний выступ может вмещать кольцо с поперечными шпонками, находящееся в посадке с натягом на внутренней поверхности переднего выступа таким образом, что задняя поверхность кольца располагается смежно с передней поверхностью диска, а наружная поверхность – смежно с внутренней поверхностью переднего выступа.In one aspect of the present invention, a compressor disk assembly is provided. The compressor disc assembly may have a keyed ring. The keyed ring may have an annular body having a circumference defined by the outer surface and a back surface of the ring orthogonal to the outer surface. The keyed ring may have multiple keys interleaved with multiple gaps to form a keyed surface opposite the back surface of the ring, with each key of the multiple keys enclosing an annular sector of the keyed surface. The compressor disk assembly may have a compressor disk configured to receive a plurality of compressor blades around an outer circumference. The compressor disk may have a rim protruding from the outside of the compressor disk to form the outer circumference of the compressor disk. The compressor disk may have a front surface of the disk located radially inward from the rim. The compressor disk may have a front protrusion extending axially forward from the rim and defining the depth of the protrusion. The depth of the protrusion may extend from the front surface of the disc to the surface of the front protrusion along the inner surface of the front protrusion. The front shoulder may receive a keyed ring that is in an interference fit on the inner surface of the front shoulder such that the back surface of the ring is adjacent to the front surface of the disk and the outer surface is adjacent to the inner surface of the front shoulder.
В другом аспекте настоящего изобретения предлагается ротор компрессора в сборе для использования в газотурбинном двигателе. Ротор компрессора в сборе может иметь диск компрессора, имеющий обод, при этом обод имеет наружную поверхность, образующую наружную поверхность диска, причем обод выполнен с возможностью вмещения нескольких лопастей ротора вокруг наружной поверхности диска. Ротор компрессора в сборе может иметь кольцо с поперечными шпонками, расположенное радиально внутрь от обода, при этом кольцо с поперечными шпонками имеет несколько шпонок, чередующихся с несколькими зазорами, образуя поверхность с поперечными шпонками, противоположную задней поверхности кольца, причем каждая шпонка из нескольких шпонок охватывает кольцевой сектор поверхности с поперечными шпонками. Ротор компрессора в сборе может иметь проставку. Проставка может иметь корпус проставки, имеющий по существу кольцевую форму, и наружную поверхность проставки. Проставка может иметь несколько зубцов проставки, образованных на задней поверхности корпуса проставки, при этом каждый зубец проставки из нескольких зубцов проставки охватывает кольцевой сектор задней поверхности, причем несколько зубцов проставки выполнено с возможностью зацепления с несколькими шпонками.In another aspect of the present invention, a compressor rotor assembly is provided for use in a gas turbine engine. The compressor rotor assembly may have a compressor disk having a rim, the rim having an outer surface forming the outer surface of the disk, the rim being configured to receive a plurality of rotor blades around the outer surface of the disk. The compressor rotor assembly may have a keyed ring disposed radially inward of the rim, wherein the keyed ring has a plurality of keys interleaved with a plurality of gaps to form a keyed surface opposite the back surface of the ring, each key of the plurality of keys enclosing an annular sector of the surface with transverse keys. The compressor rotor assembly may have a spacer. The spacer may have a spacer body having a substantially annular shape and an outer surface of the spacer. The spacer may have several spacer teeth formed on the rear surface of the spacer body, each spacer tooth of the multiple spacer teeth enclosing an annular sector of the rear surface, the multiple spacer teeth being configured to engage with the multiple keys.
В другом аспекте настоящего изобретения предлагается способ модернизации газотурбинного двигателя. Способ может включать формирование передней поверхности диска на диске компрессора в радиальном направлении внутрь от обода, при этом обод имеет наружную поверхность, образующую наружную поверхность диска компрессора, причем обод выполнен с возможностью вмещения нескольких лопастей ротора по наружной поверхности диска. Способ может включать формирование внутренней поверхности переднего выступа, проходящей на глубину выступа от передней поверхности диска компрессора до поверхности переднего выступа, при этом передний выступ проходит в осевом направлении вперед от обода. Способ может включать посадку кольца с поперечными шпонками на диск компрессора, при этом кольцо с поперечными шпонками имеет несколько шпонок, чередующихся с несколькими зазорами, образуя поверхность с поперечными шпонками, противоположную задней поверхности кольца, причем каждая шпонка из нескольких шпонок охватывает кольцевой сектор поверхности с поперечными шпонками, при этом при посадке дополнительно располагают заднюю поверхность кольца смежно с передней поверхностью диска.In another aspect of the present invention, a method for upgrading a gas turbine engine is provided. The method may include forming a front surface of the disk on the compressor disk in a radial direction inward from the rim, wherein the rim has an outer surface forming the outer surface of the compressor disk, and the rim is configured to accommodate several rotor blades along the outer surface of the disk. The method may include forming an inner surface of the front lug extending to a depth of lug from the front surface of the compressor disk to the surface of the front lug, the front lug extending axially forward from the rim. The method may include fitting a keyed ring onto a compressor disk, wherein the keyed ring has multiple keys interleaved with multiple gaps to form a keyed surface opposite the back surface of the ring, each key of the multiple keys enclosing an annular sector of the cross keyed surface. dowels, while landing additionally have the rear surface of the ring adjacent to the front surface of the disc.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения должны быть очевидны из следующего описания, которое в качестве примера иллюстрирует аспекты настоящего изобретения.Other features and advantages of the present invention will be apparent from the following description, which by way of example illustrates aspects of the present invention.
Краткое описание фигурBrief description of the figures
Подробности вариантов осуществления настоящего изобретения, как в отношении их конструкции, так и работы, могут быть частично подобраны в результате изучения прилагаемых графических материалов, в которых одинаковые ссылочные позиции относятся к одинаковым частям и на которых:Details of the embodiments of the present invention, both with regard to their construction and operation, can be gleaned in part from a study of the accompanying drawings, in which like reference numerals refer to like parts and in which:
на фиг. 1 представлена схематическая иллюстрация иллюстративного газотурбинного двигателя;in fig. 1 is a schematic illustration of an exemplary gas turbine engine;
на фиг. 2 представлен вид в перспективе задней части ротора компрессора в сборе 210, показанного на фиг. 1; иin fig. 2 is a perspective view of the rear of the
на фиг. 3 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, который может использоваться в газотурбинном двигателе 100, показанном на фиг. 1;in fig. 3 is a cross-sectional view of a portion of a gas
на фиг. 4 представлен вид в разобранном состоянии диска компрессора и проставки, показанных на фиг. 3;in fig. 4 is an exploded view of the compressor disc and spacer shown in FIG. 3;
на фиг. 5 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, который может использоваться в газотурбинном двигателе 100, показанном на фиг. 1;in fig. 5 is a cross-sectional view of a portion of a gas
на фиг. 6 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1, взятый вдоль линии 6—6 на фиг. 5; иin fig. 6 is a cross-sectional view of a portion of the
на фиг. 7 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1, взятый вдоль линии 7—7 на фиг. 6.in fig. 7 is a cross-sectional view of a portion of the
Подробное описаниеDetailed description
Подробное описание, изложенное ниже в сочетании с прилагаемыми графическими материалами, предназначено в качестве описания различных вариантов осуществления и не предназначено для представления исключительных вариантов осуществления, в которых настоящее изобретение может быть реализовано на практике. Подробное описание включает конкретные детали с целью обеспечения полного понимания вариантов осуществления. Тем не менее, специалистам в данной области техники будет понятно настоящее изобретение без этих конкретных деталей. В некоторых случаях хорошо известные элементы и компоненты показаны в упрощенной форме для краткости описания.The detailed description set forth below in conjunction with the accompanying drawings is intended as a description of various embodiments and is not intended to represent the exclusive embodiments in which the present invention may be practiced. The detailed description includes specific details in order to provide a thorough understanding of the embodiments. However, those skilled in the art will understand the present invention without these specific details. In some instances, well-known elements and components are shown in simplified form for brevity of description.
На фиг. 1 представлена схематическая иллюстрация иллюстративного газотурбинного двигателя. Некоторые поверхности были опущены или преувеличены (на этой и на других фигурах) для ясности и простоты объяснения. Также настоящее изобретение может ссылаться на переднее и заднее направление. В целом все ссылки на «передний» и «задний» связаны с направлением потока первичного воздуха (т. е. воздуха, используемого в процессе сгорания), если не указано иное. Например, передний является «расположенным выше по потоку» по отношению к потоку первичного воздуха, и задний является «расположенным ниже по потоку» по отношению к потоку первичного воздуха.In FIG. 1 is a schematic illustration of an exemplary gas turbine engine. Some surfaces have been omitted or exaggerated (in this and other figures) for clarity and ease of explanation. Also, the present invention may refer to forward and backward directions. In general, all references to "front" and "rear" refer to the direction of flow of the primary air (i.e. the air used in the combustion process) unless otherwise noted. For example, the front is "upstream" of the primary air flow, and the rear is "downstream" of the primary air flow.
В дополнение, описание может в целом ссылаться на центральную ось 95 вращения газотурбинного двигателя, которая может в целом быть определена продольной осью его вала 120 (удерживаемого несколькими подшипниками 150 в сборе). Центральная ось 95 может быть общей или совместной с различными другими концентричными компонентами двигателя. Все ссылки на радиальное, осевое и окружное направления и измерения относятся к центральной оси 95, если не указано иное, и такие термины, как «внутренний» и «наружный», в целом указывают на меньшую или большую удаленность в радиальном направлении, при этом радиус 96 может проходить в любом направлении, перпендикулярном центральной оси 95 и отходящем наружу от нее.In addition, the description may generally refer to the central axis of
Газотурбинный двигатель 100 содержит впуск 110, вал 120, турбокомпрессор или «компрессор» 200, отсек 300 сгорания, турбину 400, выпуск 500 для отработавших газов и муфту для передачи выходной мощности. Газотурбинный двигатель 100 может быть в конфигурации с одним валом или с двумя валами. Пунктирными линиями на фиг. 1 приблизительно показаны разные секции газотурбинного двигателя 100.
Компрессор 200 содержит ротор компрессора в сборе 210, неподвижные лопатки 250 компрессора («статоры») и впускные направляющие лопатки 255. Ротор компрессора в сборе 210 механически соединен с валом 120. Как показано, ротор компрессора в сборе 210 представляет собой ротор осевого потока в сборе. Ротор компрессора в сборе 210 содержит один или более дисков компрессора в сборе 220 и одну или более проставок 230. Каждый диск компрессора в сборе 220 содержит диск 221 ротора компрессора (фиг.2), который по окружности заполнен лопастями 227 ротора компрессора (фиг. 2). В вариантах осуществления каждая проставка 230 проходит между ободами 222 смежных дисков компрессора в сборе 220 (см. фиг. 3). Статоры 250 в осевом направлении следуют за каждым из дисков компрессора в сборе 220. Каждый диск компрессора в сборе 220, спаренный со смежными статорами 250, которые следуют за диском компрессора в сборе 220, считается ступенью компрессора. Компрессор 200 содержит множество ступеней компрессора. Входные направляющие лопатки 255 в осевом направлении могут предшествовать первой ступени компрессора.
Отсек 300 сгорания содержит один или более инжекторов 310 и содержит одну или более камер 390 сгорания.
Турбина 400 содержит ротор турбины в сборе 410 и сопла 450 турбины. Ротор турбины в сборе 410 механически соединен с валом 120. Как показано, ротор турбины в сборе 410 представляет собой ротор осевого потока в сборе. Ротор турбины в сборе 410 содержит один или более дисков турбины в сборе 420. Каждый диск турбины в сборе 420 содержит диск турбины, который по окружности заполнен лопатками турбины. Сопла 450 турбины в осевом направлении предшествуют каждому из дисков турбины в сборе 420. Каждый диск турбины в сборе 420, спаренный со смежным соплом 450 турбины, которое предшествует диску турбины в сборе 420, считается ступенью турбины. Турбина 400 содержит несколько ступеней турбины.
Выпуск 500 для отработавших газов содержит диффузор 510 отработавших газов и коллектор 520 отработавших газов.The
На фиг. 2 представлен вид в перспективе задней части ротора компрессора в сборе 210, показанного на фиг. 1. Ротор компрессора в сборе 210 содержит диски компрессора в сборе 220, проставки 230 и заднюю ступицу 245. Каждый диск компрессора в сборе 220 содержит диск 221 ротора компрессора («диск») и несколько лопастей 227 ротора компрессора. Диски 221 соединяются или свариваются вместе при формировании ротора компрессора в сборе 210. В показанном варианте осуществления диски 221 соединены вместе криволинейными зубцами 219. Каждый диск 221 по окружности заполнен лопастями 227 ротора компрессора.In FIG. 2 is a perspective view of the rear of the
Каждый диск 221 может содержать наружную поверхность 229 диска. Наружная поверхность 229 диска является радиально наружной поверхностью диска 221 и образует часть внутренней поверхности пути потока через компрессор 200.Each
Каждая проставка 230 может содержать наружную поверхность 239 проставки. Наружная поверхность 239 проставки является радиально наружной поверхностью проставки 230 и образует часть внутренней поверхности пути потока через компрессор 200. Наружная поверхность 239 проставки может в целом находиться заподлицо с наружной поверхностью 229 диска для образования внутренней поверхности пути потока воздуха 10 через компрессор 200.Each
Задняя ступица 245 может быть расположена сзади дисков 221 и обычно является самым задним компонентом ротора компрессора в сборе 210. Задняя ступица 245 может иметь форму диска. Поверхность контакта 248 с валом проходит назад от задней ступицы 245 в форме диска и имеет цилиндрическую форму. Поверхность контакта 248 с валом может быть конической для соединения с частью вала 120.The
На фиг. 3 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, который может использоваться в газотурбинном двигателе 100, показанном на фиг. 1. Диск 221 из каждого диска компрессора в сборе 220 (фиг. 2) содержит обод 222, переднее плечо 225 и заднее плечо 226. Обод 222 расположен на самой наружной радиальной части диска 221 и может быть расположен на радиально наружной окружности диска 221. В одном варианте осуществления обод 222 проходит полностью по окружности диска 221. Обычно каждый обод 222 содержит передний выступ 223, проходящий в осевом направлении вперед, и задний выступ 224, проходящий в осевом направлении назад. В одном варианте осуществления как передний выступ 223, так и задний выступ 224 проходят полностью по окружности диска 221. Передний выступ 223 может иметь поверхность 228 переднего выступа.In FIG. 3 is a cross-sectional view of a portion of a gas
Переднее плечо 225 и заднее плечо 226 расположены радиально внутрь от обода 222 и радиально наружу от оси диска 221. Переднее плечо 225 и заднее плечо 226 могут соединять смежные диски 221 вместе (например, посредством криволинейных зубцов 219). В одном варианте осуществления переднее плечо 225 и заднее плечо 226 проходят полностью по окружности диска 221. Переднее плечо 225 проходит в осевом направлении вперед, а заднее плечо 226 проходит в осевом направлении назад. Каждый диск 221 соединяется со смежным диском 221. Переднее плечо 225 одного диска радиально выровнено с задним плечом смежного диска 221. В одном варианте осуществления каждое переднее плечо 225 и каждое заднее плечо 226 содержат криволинейные зубцы 219 (фиг. 2).
Лопасти 227 ротора компрессора соединяются с дисками 221 на ободе 222. Каждая лопасть 227 ротора компрессора содержит основание (не показано) с удерживающим элементом, таким как соединение типа «елочка» или «ласточкин хвост». Прорези в ободе 222 имеют соответствующий удерживающий элемент, который прикрепляет каждую лопасть 227 ротора компрессора к диску 221.
Каждая проставка 230 в целом имеет форму полого цилиндра или кругового кольца. Проставки 230 проходят между смежными дисками 221 и соединяются со смежными ободами 222 с помощью прессовой посадки, скользящей посадки или посадки с натягом. В одном варианте осуществления передний конец проставок 230 соединяется со смежным диском 221 с помощью скользящей посадки, в то время как задний конец проставок 230 соединяется со смежным диском 221 с помощью прессовой посадки. В другом варианте осуществления передний конец проставок 230 соединяется со смежным диском 221 с помощью прессовой посадки, в то время как задний конец проставок 230 соединяется со смежным диском 221 с помощью скользящей посадки. Проставки 230 расположены радиально внутрь от статоров 250.Each
Каждый статор 250 может проходить радиально внутрь от кожуха 252 статора к проставке 230. Статоры 250 могут быть выровнены по окружности и располагаться радиально наружу от проставки 230 для образования сопла для текучей среды между дисками 221 ротора компрессора.Each
Каждая проставка 230 может иметь цилиндрический корпус 231, переднюю кромку 232 и заднюю поверхность 233. Корпус 231 может представлять собой полый цилиндр или круговое кольцо. Передняя кромка 232 может проходить в осевом направлении вперед от корпуса 231. Передняя кромка 232 может представлять сбой кольцевой фланец, выступающий вперед от корпуса 231. Задняя поверхность 233 может проходить в осевом направлении назад от корпуса 231 в направлении, противоположном передней кромке 232. Задняя поверхность 233 может представлять собой кольцевой фланец, проходящий назад от корпуса 231.Each
Передняя кромка 232 может в осевом направлении перекрываться с задним выступом 224 смежного диска 221 и может располагаться радиально внутрь от заднего выступа 224. Передняя кромка 232 может иметь скользящую посадку, прессовую посадку или посадку с натягом с задним выступом 224. Задняя поверхность 233 может в осевом направлении перекрываться с передним выступом 223 смежного диска 221 и может располагаться радиально внутрь от переднего выступа 223. Задняя поверхность 233 может иметь скользящую посадку, прессовую посадку или посадку с натягом с передним выступом 223 на поверхности 228 переднего выступа.The
Ротор компрессора в сборе 210 может также содержать одно или более колец 240 с поперечными шпонками, расположенных между каждой проставкой 230 и диском 221. Кольцо 240 с поперечными шпонками может препятствовать проскальзыванию проставки 230 (в направлении вращения) относительно смежного диска 221.The
На фиг. 4 представлен вид в разобранном состоянии диска компрессора и проставки, показанных на фиг. 3. Кольцо 240 с поперечными шпонками может иметь кольцевой корпус 258 и несколько элементов или шпонок 241, препятствующих вращению. Каждая из шпонок 241 может быть отделена зазором 242. В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может иметь 18 или более шпонок 241. Специалистам в данной области техники должно быть понятно, что количество шпонок 241 может варьироваться в зависимости от диаметра проставки 230 и диаметра кольца 240 с поперечными шпонками. В некоторых вариантах осуществления увеличенное количество шпонок 241 может снизить напряжения на компонентах диска компрессора в сборе 220 и ротора компрессора в сборе 210. В показанном примере 18 шпонок могут обеспечивать баланс между приемлемыми значениями напряжения и сложностью увеличенной механической обработки увеличенного количества шпонок 241. В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может иметь более 18 шпонок 241. В некоторых других вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками, используемое для модернизации диска компрессора в сборе 220, может дополнительно ограничиваться указанным количеством шпонок 241, принимая во внимание тонкую конструкцию кольцевого корпуса 258. Шпонки 241 могут представлять собой зубья или зубцы, которые чередуются с зазорами 242, образуя поверхность 260 с поперечными шпонками. Шпонки 241 и зазоры 242 входят в зацепление с соответствующими зубцами 243 проставки (фиг. 5) на корпусе 231 проставки 230. Каждое кольцо 240 с поперечными шпонками может дополнительно иметь заднюю поверхность 262 кольца, противоположную поверхности 260 с поперечными шпонками.In FIG. 4 is an exploded view of the compressor disc and spacer shown in FIG. 3. The
Кольцо 240 с поперечными шпонками также может иметь несколько установочных штифтов (штифтов) 244 для поперечных шпонок, которые прикрепляют кольцо 240 с поперечными шпонками к диску 221 через отверстия 247. В некоторых примерах кольцо 240 с поперечными шпонками может быть установлено на диск 221 в качестве модернизации. Штифты 244 могут способствовать закреплению кольца 240 с поперечными шпонками и предотвращению его деформации, например, во время установки.The
Кольцо 240 с поперечными шпонками может быть соединено с диском 221 посредством посадки с натягом. Штифты 244 могут быть вставлены через отверстия 247 в соответствующие отверстия в диске 221 для дополнительного прикрепления кольца 240 с поперечными шпонками к диску 221. В некоторых вариантах осуществления диск 221 может быть модернизирован с помощью кольца 240 с поперечными шпонками путем механической обработки наружной части диска 221 для размещения кольца 240 с поперечными шпонками. В частности, одна или более из поверхности 228 переднего выступа, внутренней поверхности 251 переднего выступа и передней поверхности 616 диска (фиг. 7) могут быть механически обработаны или модернизированы иным образом для вмещения и размещения кольца 240 с поперечными шпонками.The
В некоторых других вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может быть выполнено как одно целое с диском 221 и образовано в диске 221 как основной и единый компонент. Это может, например, исключить использование штифтов 244 и отверстий 247.In some other embodiments, the
На фиг. 5 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, который может использоваться в газотурбинном двигателе 100, показанном на фиг. 1. Вид на фиг. 5 аналогичен виду на фиг. 3 и изображает увеличенный вид диска 221, проставки 230, кольца 240 с поперечными шпонками.In FIG. 5 is a cross-sectional view of a portion of a gas
В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может быть соединено с диском 221 посредством посадки с натягом. Таким образом, кольцо 240 с поперечными шпонками может иметь такой размер, что наружная поверхность 246 кольца с поперечными шпонками покрывает внутреннюю поверхностью 251 переднего выступа. Наружная поверхность 246 поперечных шпонок может образовывать наружную окружность кольца 240 с поперечными шпонками. Кольцо 240 с поперечными шпонками дополнительно расположено между диском 221 и проставкой 230 таким образом, что задняя поверхность 233 проставки 230 находится в контакте с поверхностью 228 переднего выступа.In some embodiments, the
В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может быть установлено в газотурбинном двигателе 100 в качестве модернизации. В такой реализации проставка 230 может быть модернизирована или механически обработана для вмещения кольца 240 с поперечными шпонками в посадке с натягом. Штифты 244 могут прикреплять кольцо 240 с поперечными шпонками к проставке 230 и могут вставляться в отверстия 247 в кольце 240 с поперечными шпонками и соответствующие отверстия в диске 221. Штифты 244 могут быть закреплены в посадке с натягом внутри кольца 240 с поперечными шпонками и диска 221. В других вариантах осуществления штифты 244 могут быть закреплены сваркой или клеем. В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может быть цельным с диском 221, что исключает штифты 244 и дополнительную модификацию диска 221.In some embodiments, the
Во время работы газотурбинного двигателя, особенно во время переходных режимов, таких как пуск и останов, радиальные посадки переднего и заднего концов каждой проставки 230 могут увеличиваться или уменьшаться вследствие теплового расширения и сжатия. Это может увеличить вероятность вращения проставки 230 относительно диска 221. Шпонки 241 кольца 240 с поперечными шпонками в соединении с зубцами 243 проставки могут предотвращать проскальзывание или вращение проставки 230 относительно смежного диска 221. Шпонки 241 могут соединяться с зубцами 243 проставки во взаимодействии «выступ-выемка» для предотвращения вращения. Штифты 244 и посадка с натягом между кольцом 240 с поперечными шпонками и диском 221 могут предотвратить проскальзывание кольца 240 с поперечными шпонками относительно диска 221.During operation of the gas turbine engine, especially during transients such as starting and stopping, the radial fits of the front and rear ends of each
На фиг. 6 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1, взятый вдоль линии 6—6 на фиг. 5. Вид на фиг. 6 представляет собой осевой разрез компрессора 200, смотрящего вперед. На этом виде показано радиальное поперечное сечение шпонок 241 и зубцов 243 проставки.In FIG. 6 is a cross-sectional view of a portion of the
В некоторых вариантах осуществления и проставка 230, и кольцо 240 с поперечными шпонками могут иметь одинаковый наружный диаметр. Это может позволить кольцу 240 с поперечными шпонками правильно направляться на диск 221 компрессора и позволять зубцам 243 проставки перекрываться в осевом направлении с передним выступом 223 диска 221. Таким образом, внутренняя поверхность 251 переднего выступа может быть смежной с наружной поверхностью 246 кольца с поперечными шпонками. Таким образом, внутренняя поверхность 251 переднего выступа также может перекрываться с зубцами 243 проставки (см. фиг. 7). Посадка с натягом между этими смежными поверхностями может предотвратить вращение. Подобным образом, внутренняя поверхность 251 переднего выступа может быть также смежной с наружной поверхностью 249 зубцов проставки. Наружная поверхность 249 зубцов проставки может быть частью проставки 230, соприкасающейся с диском 221. При работе при температуре проставка 230 расширяется (в радиальном направлении) быстрее, чем диск 221. Соответственно, проставка 230 нагревается, расширяется и сжимает диск 221, находясь с ним в посадке с натягом, а точнее, внутреннюю поверхность 251 переднего выступа.In some embodiments, both
В некоторых вариантах осуществления каждая из шпонок 241 может иметь первую фиксирующую поверхность 602 шпонки и вторую фиксирующую поверхность 604 шпонки. Первая фиксирующая поверхность 602 шпонки может быть смежной с первой поверхностью 606 зубцов проставки. Вторая фиксирующая поверхность 604 шпонки может быть смежной со второй поверхностью 608 зубцов проставки. Как показано, каждая шпонка 241 представляет собой сектор кольца 240 с поперечными шпонками, имеющий форму кольцевого сектора, имеющего криволинейно-трапециевидное поперечное сечение. В дополнение к этому, может присутствовать небольшой окружной зазор 610, где первая фиксирующая поверхность 602 шпонки смежна с первой поверхностью 606 зубцов проставки, и где вторая фиксирующая поверхность 604 шпонки смежна со второй поверхностью 608 зубцов проставки. Это показано на выносном элементе на фиг. 6.In some embodiments, each of the
При рассмотрении выносного элемента на фиг. 6 в качестве примера, видно, что окружной зазор 610 обеспечивает пространство для проставки 230 для расширения и сжатия во время пуска и останова. Этот окружной зазор 610 также может обеспечивать достаточный промежуток для установки или соединения проставки 230 с диском 221. Например, когда проставка 230 нагревается и расширяется во время работы турбины, проставка 230 может потерять зацепление с кольцом 240 с поперечными шпонками. Более конкретно, первая поверхность 606 может потерять контакт с первой фиксирующей поверхностью 602 шпонки, и вторая поверхностью 608 зубцов проставки может потерять контакт со второй фиксирующей поверхностью 604 шпонки во время работы турбины, но проставка 230 расширяется таким образом, что наружная поверхность 249 зубцов проставки контактирует с внутренней поверхностью 251 переднего выступа. Это может увеличить трение посадки с натягом между проставкой 230 и диском 221 и способствовать предотвращению вращения проставки 230 и диска 221 относительно друг друга.When considering the remote element in Fig. 6, by way of example, circumferential clearance 610 provides space for
Во время останова проставка 230 может охлаждаться быстрее, чем диск 221, таким образом, проставка 230 и зубцы 243 проставки могут зацепляться со шпонками 241 кольца 240 с поперечными шпонками и предотвращать вращение проставки 230. Более конкретно, по мере остывания проставки 230 она может потерять контакт с внутренней поверхностью 251 переднего выступа, но тогда она контактирует со второй фиксирующей поверхностью 604 и повторно входит в зацепление с кольцом 240 с поперечными шпонками.During shutdown,
На фиг. 7 представлен вид в поперечном разрезе части компрессора 200 газотурбинного двигателя, показанного на фиг. 1, взятый вдоль линии 7—7 на фиг. 6. В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может иметь глубину кольца с поперечными шпонками, указанную стрелкой (глубина кольца) 702. Глубина 702 кольца может проходить от задней поверхности 262 кольца до поверхности 620 шпонки.In FIG. 7 is a cross-sectional view of a portion of the
Передний выступ 223 может иметь глубину 704 выступа, проходящую от передней поверхности 616 диска до поверхности 228 переднего выступа 223, смежной с задней поверхностью 233. Глубина 704 выступа может быть немного больше (или глубже) глубины 702 кольца. Разницу глубин обеспечивает кольцевой зазор 710 между поверхностью 620 шпонки и задней поверхностью 233 проставки 230. Кольцевой зазор 710 может не допустить препятствия кольцом 240 с поперечными шпонками посадке с натягом между проставкой 230 и диском 221. Это позволяет проставке 230 опускаться до нижнего предела на диск 221, где задняя поверхность 233 соприкасается с поверхностью 228 переднего выступа.
Промышленная применимостьIndustrial Applicability
Газотурбинные двигатели могут подходить для различных промышленных применений, например, различных аспектов нефтегазовой отрасли (включающих передачу, сбор, хранение, извлечение и подъем нефти и природного газа), энергетической промышленности, отрасли производства электрической и тепловой энергии, аэрокосмической отрасли и других транспортных отраслей.Gas turbine engines may be suitable for various industrial applications, such as various aspects of the oil and gas industry (including the transmission, collection, storage, extraction and recovery of oil and natural gas), the energy industry, the power and heat generation industry, the aerospace industry, and other transportation industries.
Как показано на фиг. 1, газ (как правило, воздух 10) поступает на впуск 110 как «рабочее вещество» и сжимается компрессором 200. В компрессоре 200 рабочее вещество сжимается по пути 115 кольцевого потока посредством ряда дисков компрессора в сборе 220. В частности, воздух 10 нагнетается в пронумерованных «ступенях», при этом ступени связаны с каждым диском компрессора в сборе 220. Например, «воздух 4-й ступени» может быть связан с 4-м диском компрессора в сборе 220 в расположенном ниже по потоку или «заднем» направлении, проходящем от впуска 110 к выпуску 500 для отработавших газов. Подобным образом, каждый диск турбины в сборе 420 может быть связан с пронумерованной ступенью.As shown in FIG. 1, a gas (typically air 10) enters
После сжатия воздух 10 покидает компрессор 200 и поступает в отсек 300 сгорания, где он распыляется и добавляется топливо. Воздух 10 и топливо впрыскиваются в камеру 390 сгорания через инжектор 310 и сжигаются. Энергию получают от реакции сгорания через турбину 400 посредством каждой ступени ряда дисков турбины в сборе 420. Отработавшие газы 90 затем можно распылять в диффузоре 510 отработавших газов, собирать и перенаправлять. Отработавшие газы 90 покидают систему через коллектор 520 отработавших газов и могут быть дополнительно обработаны (например, чтобы снизить выбросы вредных веществ и/или чтобы рекуперировать тепло от отработавших газов 90).After compression,
Компрессор 200 может иметь ряд дисков в сборе 220. Каждый диск в сборе 220 может иметь проставку 230 смежно с диском 221. Во время пуска и останова газотурбинного двигателя 100 различные компоненты, в том числе диски в сборе 220, подвергаются большим вращательным усилиям. Вращательные усилия могут заставить проставку 230 вращаться относительно диска 221. Это может вызвать износ между компонентами и их повреждение со временем.
Как раскрыто в данном документе, кольцо 240 с поперечными шпонками, имеющее шпонки 241, может быть вставлено в диск 221 или прикреплено к нему. Шпонки 241 могут взаимодействовать с зубцами 243 проставки и предотвращать такое вращение. В некоторых вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может быть вставлено в диск 221 в качестве модернизации. Это может потребовать механической обработки наружной окружности передней поверхности диска 221. Затем кольцо 240 с поперечными шпонками может быть вставлено в соответствующее пространство и диск 221 посредством посадки с натягом. Штифты 244 также могут быть вставлены в отверстия 247 в кольце с поперечными шпонками, чтобы дополнительно предотвратить вращение кольца 240 с поперечными шпонками относительно диска 221. Таким образом, проставка 230 может быть выполнена с соответствующими зубцами проставки, которые сцепляются со шпонками 241.As disclosed herein, a
В других вариантах осуществления кольцо 240 с поперечными шпонками может быть выполнено как одно целое с диском 221. Это может обеспечить эквивалентную замену во время капитального ремонта или модернизации двигателя.In other embodiments, the
Предотвращение вращения проставки 230 и диска 221 относительно друг друга во время переходных режимов работы двигателя (например, при пуске и останове) может продлить срок службы компрессоров в сборе 220 и, в конечном итоге, газотурбинного двигателя 100.Preventing
Предыдущее подробное описание является лишь иллюстративным по своей природе и не предназначено для ограничения настоящего изобретения или заявки и способов применения настоящего изобретения. Описанные варианты осуществления не ограничены применением в сочетании с конкретным типом газотурбинного двигателя. Следовательно, хотя в настоящем изобретении для удобства объяснения изображен и описан конкретный фланец в сборе силовой турбины, следует понимать, что заднее зажимное кольцо согласно настоящему изобретению может быть реализовано в различных других конфигурациях, может использоваться с различными другими типами фланцев в сборе, а также может применяться в других типах машин. Более того, нет намерения привязываться к какой-либо теории, представленной в предыдущем уровне техники или подробном описании. Также следует понимать, что изображения могут иметь преувеличенные размеры для лучшей наглядности показываемых ссылочных элементов и не являются ограничивающими, если явно не будет указано так.The foregoing detailed description is merely illustrative in nature and is not intended to limit the present invention or the application and uses of the present invention. The described embodiments are not limited to use in combination with a particular type of gas turbine engine. Therefore, while the present invention depicts and describes a specific power turbine flange assembly for ease of explanation, it should be understood that the rear clamp ring of the present invention may be implemented in various other configurations, may be used with various other types of flange assemblies, and may also apply to other types of machines. Moreover, it is not intended to be bound by any theory presented in the prior art or detailed description. It should also be understood that the images may be exaggerated for better visibility of the reference elements shown and are not limiting unless explicitly stated so.
Следует понимать, что положительные эффекты и преимущества, описанные выше, могут относиться к одному варианту осуществления или могут относиться к нескольким вариантам осуществления. Варианты осуществления не ограничиваются теми, которые решают любую или все заявленные проблемы, или теми, которые имеют какие-либо или все заявленные положительные эффекты и преимущества.It should be understood that the benefits and benefits described above may apply to one embodiment or may apply to multiple embodiments. Embodiments are not limited to those that solve any or all of the claimed problems, or those that have any or all of the claimed benefits and benefits.
Claims (33)
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US15/939,070 US10669875B2 (en) | 2018-03-28 | 2018-03-28 | Cross key anti-rotation spacer |
US15/939,070 | 2018-03-28 | ||
PCT/US2019/022740 WO2019190802A1 (en) | 2018-03-28 | 2019-03-18 | Cross key anti-rotation spacer |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2020132034A3 RU2020132034A3 (en) | 2022-03-29 |
RU2020132034A RU2020132034A (en) | 2022-03-29 |
RU2773854C2 true RU2773854C2 (en) | 2022-06-14 |
Family
ID=
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2563411C2 (en) * | 2010-01-29 | 2015-09-20 | Снекма | Device locking ring seal on turbine disk of gas turbine engine, ring seal of blades cooling circuit, turbine module of gas turbine engine and gas turbine engine |
RU2594037C2 (en) * | 2011-02-21 | 2016-08-10 | Снекма | Fan rotor and turbojet engine |
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2563411C2 (en) * | 2010-01-29 | 2015-09-20 | Снекма | Device locking ring seal on turbine disk of gas turbine engine, ring seal of blades cooling circuit, turbine module of gas turbine engine and gas turbine engine |
RU2594037C2 (en) * | 2011-02-21 | 2016-08-10 | Снекма | Fan rotor and turbojet engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN111868353B (en) | Cross key anti-rotation spacer | |
EP3196517B1 (en) | Secondary seal device(s) with alignment tab(s) | |
US6565322B1 (en) | Turbo-machine comprising a sealing system for a rotor | |
US5622475A (en) | Double rabbet rotor blade retention assembly | |
US8662845B2 (en) | Multi-function heat shield for a gas turbine engine | |
US9033657B2 (en) | Gas turbine engine including lift-off finger seals, lift-off finger seals, and method for the manufacture thereof | |
US6682307B1 (en) | Sealing system for a rotor of a turbo engine | |
US10662793B2 (en) | Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal | |
US8511976B2 (en) | Turbine seal system | |
CA2664065C (en) | Guide tool and method for assembling radially loaded vane assembly of gas turbine engine | |
CA2638542C (en) | Radial loading element for turbine vane | |
US9291066B2 (en) | Methods and systems for sealing a rotary machine using a segmented seal ring | |
CA2513043A1 (en) | Vane attachment arrangement | |
EP3002411B1 (en) | A bladed rotor arrangement with lock plates having deformable feet | |
US11286812B1 (en) | Turbine shroud assembly with axially biased pin and shroud segment | |
EP3388622B1 (en) | Rotor disc sealing device, and rotor assembly and gas turbine including the same | |
US11346237B1 (en) | Turbine shroud assembly with axially biased ceramic matrix composite shroud segment | |
US8956120B2 (en) | Non-continuous ring seal | |
RU2773854C2 (en) | Rotation-preventing spacer with transverse keys | |
CN115443370A (en) | Turbine for a turbine engine | |
CN106050323B (en) | Blade mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly | |
US11111803B2 (en) | Sealing structure between turbine rotor disk and interstage disk | |
US10975707B2 (en) | Turbomachine disc cover mounting arrangement | |
KR102205571B1 (en) | Fixing and sealing structure between turbine blade and turbine rotor disk | |
KR102036193B1 (en) | Turbine apparatus |