турбина газотурбинного двигателя

Формула изобретения

ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащая ротор с рабочими лопатками, статор с сопловыми аппаратами, разделяющие рабочие полости с разными давлениями, лабиринтные кольца с имеющими сотовое расположение ребрами, обращенными к поверхности ротора, подшипники качения, установленные на упругодемпферных элементах, отличающаяся тем, что, с целью улучшения амплитудно-частотных характеристик ротора и повышения ресурса опор путем их разгрузки от действия гравитационных сил, лабиринтные кольца выполнены составными из сегментов, ребра сот в окружном направлении расположены с одинаковым шагом, а в сегментах, установелнных в направлении, противоположном действию гравитационной силы, ребра в осевом направлении расположены на различном расстоянии l друг от друга, определяемом из выражения

l = (1 + n) t 0,5 L,

где t - шаг ребер в окружном направлении;

L - размер сегмента в осевом направлении;

n - число нормального ряда.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в авиационных, судовых и автомобильных газотурбинных двигателях (ГТД).

Из опыта доводки и эксплуатации газовых турбин ГТД известно, что нарушение техусловий при сборке турбины (зазоры в подшипниках в системе ротор-статор), качественная балансировка турбины, а также особенности конструкции всего двигателя в целом (изгиб корпусов под действием газовых и гравитационных сил, прецессионное вращение, температурные деформации ротора и статора турбины) могут вызвать появление вибрации корпусов на различных режимах работы ГТД [1].

Наиболее эффективным средством для борьбы с вибрациями, снижающими долговечность элементов турбины, является применение демпферов. В настоящее время для этой цели в авиадвигателестроении используют упругодемпферные опоры, состоящие из подшипника качения и масляного демпфера [2]. Применение демпферов позволяет улучшить амплитудно-частотные характеристики ротора турбины и, как следствие, способствует повышению ресурса опор.

Известно, что улучшение упругих характеристик демпферов идет по пути совершенствования их конструкции [3].

Однако этот путь не всегда является эффективным, особенно в турбомашинах с достаточно массивными роторами. Именно в этих условиях работает ротор турбины ГТД. Под действием гравитационной силы F = mg происходит деформация упругих элементов демпфера и повышается жесткость опоры. В результате ухудшается амплитудно-частотные характеристики ротора турбины [1].

Для частотной разгрузки обычных подшипников качения турбомашин с массивными роторами известно применение сотовых лабиринтных уплотнений, обеспечивающих более равномерное распределение поперечных усилий со стороны ротора на силовые элементы статора [4].

В этом случае сотовые лабиринтные уплотнения помимо своей основной функции выполняют функцию газостатического подшипника.

Недостатком данных уплотнений при использовании их в конструкции газовых турбин ГТД на упругодемпферных опорах является отсутствие четкой ориентации в расположении сотовых сегментов с различным числом выемок по окружности лабиринтного кольца относительно направления действия гравитационной силы. Это не позволяет точно рассчитать величину поперечной разгружающей силы, возникающей в уплотнении, и затрудняет его проектирование (сложности в определении расстояний между ребрами сот сегмента в осевом направлении).

В качестве прототипа выбрана газовая турбина ГТД серии НК-8, включающая в себя ротор с рабочими лопатками, подшипники качения на упругодемпферных элементах, статор с сопловыми аппаратами и лабиринтными уплотнениями, каждое из которых выполнено в виде лабиринтного кольца с ребрами, обращенными к поверхности ротора [6].

Недостатком прототипа является то, что в конструкции турбины не предусмотрена разгрузка упругодемпферных опор ротора от действия гравитационной силы, что приводит к ухудшению амплитудно-частотных характеристик ротора турбины и снижению ресурса опор.

Целью изобретения является улучшение амплитудно-частотных характеристик ротора и повышение ресурса опор.

Поставленная цель достигается тем, что в турбине ГТД, включающей в себя ротор с рабочими лопатками, подшипниками качения на упругодемпферных элементах, статор с сопловыми аппаратами и лабиринтными уплотнениями, каждое из которых выполнено в виде лабиринтного кольца с ребрами, обращенными к поверхности ротора, сегменты, образующие лабиринтные кольца, имеют сотовое расположения ребер, причем в сегментах, установленных в направлении, противоположном действию гравитационной силы, ребра в осевом направлении выполнены на различном расстоянии друг от друга, которое определяется по формуле: l = (1 + n)t 0,5L,

где t - расстояние между ребрами в окружном направлении;

L - размер сегмента в осевом направлении;

n - числа нормального ряда.

На фиг.1 изображена предлагаемая турбина, продольное сечение; на фиг.2 - узел I на фиг.1; на фиг.3 - узел II на фиг.1; на фиг.4 - узел III на фиг. 1; на фиг.5 - расчетная схема для определения разгружающей поперечной силы, действующей в уплотнении; на фиг.6 - разрез А-А на фиг.5.

Турбина представляет собой трехступенчатую турбину. Первая ступень турбины состоит из рабочих лопаток 1 и диска 2, установленного на валу 3 компрессора высокого давления. Вторая и третья ступени турбины состоят из рабочих лопаток 4, двух дисков 5 и 6, установленных на валу 7 компрессора низкого давления. Соосность между валами 3 и 7, а также восприятие нагрузок, действующих на ротор турбины, обеспечиваются радиальными легконагруженным 8 и основным 9 роликовыми подшипниками, последний из которых установлен на упругодемпферных элементах 10, смонтированных на неподвижном элементе 11 статора.

Статор турбины состоит из корпуса 12, сопловых аппаратов 13 и лабиринтных уплотнений 14-16, разделяющих рабочие полости между ступенями турбины. Каждое лабиринтное уплотнение выполнено в виде кольца, состоящего из сегментов 17 и 18, имеющих сотовое расположение ребер 19 и 20 на обращенных и ротору поверхностях. Причем если расстояние t между ребрами сегментов в окружном направлении одинаково по всей окружности лабиринтного кольца, то расстояние l между ребрами в осевом направлении не остается постоянным для всех сегментов. Так, у сегментов, расположенных в направлении, противоположном действию гравитационной силы, ребра выполнены на различном расстоянии друг от друга, которое определяется по формуле l = (1 + n)t 0,5L, где L - размер сегмента в осевом направлении; n - числа нормального ряда.

При работе турбины в сопловых аппаратах и рабочих лопатках происходит преобразование энергии сгорания топлива в кинетическую энергию реактивной струи и механическую работу на валу двигателя. При этом часть рабочего газа после каждой ступени турбины попадает в лабиринтные уплотнения 14-16, где происходит преобразование его энергии в газостатическую силу в результате создания неравномерности давления в лабиринтных камерах "верхнего" и "нижнего" сегментов. Направление действия газостатической силы противоположно направлению гравитационной силы. Данная ориентация поперечной разгружающей силы достигается за счет увеличения размеров между ребрами "верхнего" сегмента в осевом направлении. Следует отметить, что разгрузка ротора турбины происходит последовательно во всех лабиринтных уплотнениях от ступени к ступени по направлению движения газа.

В результате уменьшаются радиальные нагрузки, действующие на подшипники 8 и 9. Если для подшипника 8 этот процесс не оказывает существенного влияния, так как он работает в условиях слабого нагружения радиальными силами, то для упругодемпферной опоры, состоящей из подшипника 9 и упругодемпферных элементов 10, уменьшение радиальных нагрузок, возникающих под действием гравитационной силы, способствует улучшению амплитудно-частотных характеристик ротора и повышению ресурса опор.

Следует отметить, что для нормальной работы упругодемпферной опоры не требуется полная разгрузка от гравитационной силы, а вполне достаточна ее частичная компенсация до величин, при которых не происходит существенного изменения жесткости опоры. При этом необходимо учитывать изменение величины разгружающей силы на различных режимах работы турбины.

Конструкции всех сотовых лабиринтных уплотнений выбираются с помощью известного расчета. Представлен пример расчета лабиринтного уплотнения 15, установленного между второй и третьей ступенями турбины. Исходные данные для расчета соответствуют взлетному режиму работы ГТД. При расчете используется расчетная схема.

Дано: P_вх = 2,77 ^.10⁵ Па; Р_вых = 1,95 ^.10⁵ Па;

L = 0,025 м; d = 0,37 м;

Z_PB= 5 - число ребер в осевом направлении в верхнем сегменте;

Z_PH = 11 - число ребер в осевом направлении в нижнем сегменте.

1. Определяем константы, характеризующие профиль щели лабиринта как для нижнего а_н, так и для верхнего а_в сегментов

a_H= ; a_B= .

2. Определяем давления в лабиринтных камерах уплотнения

P_i= , P_i+1= ,..., P_Z= , где Z - число лабиринтных камер в осевом направлении (Z = 10, а = а_н - для нижнего сегмента; Z = 4, а = а_в - для верхнего сегмента).

3. Определяем суммарный перепад давления Р между нижним и верхним сегментами

P =P_i , где Р_i - перепад давления в противоположных лабиринтных камерах нижнего и верхнего сегментов.

4. Определяем поперечную разгружающую силу, действующую в уплотнении F_R = P^.L^.d.

Результаты расчета сведены в таблицу.