ДЕМПФЕР ДЛЯ УЗЛА ТУРБИННОГО РОТОРА
DAMPER FOR TURBINE ROTOR ASSEMBLY

Область техники
Настоящее раскрытие изобретения относится в основном к демпферу для узла турбинного ротора, а, в частности, к демпферу, обладающему функцией регулировки потока охлаждающего воздуха через узел турбинного ротора.
Предшествующий уровень техники
Газотурбинный двигатель («ГТД») включает турбину, которая извлекает энергию из потока горячих газов сгорания. Турбинные узлы включают один или несколько узлов турбинного ротора, установленных на приводном валу. Каждый узел турбинного ротора включает множество лопаток турбины, выступающих в радиальном направлении наружу от обода ротора (или диска) узла турбинного ротора. Горячие газы сгорания, проходящие через турбину, создают давление на лопатки, что приводит к вращению ротора и, и, следовательно, приводного вала. Вращающийся приводной вал используется для питания нагрузки, например, генератора, компрессора, или насоса.
Лопатка турбины, как правило, включает хвостовую конструкцию и перо, проходящие от противоположных сторон полки лопатки турбины. Турбинный ротор включает паз для приема хвостовой конструкции каждой лопатки турбины. Форма каждого паза может быть аналогична форме хвостовой конструкции каждой лопатки турбины. При монтаже множества лопаток турбин на турбинном роторе, между и под полками турбины соседних лопаток турбины может быть образована подполочная полость. Для регулирования потока сжатого газа в пределах подполочной полости располагаются компоненты, такие как демпферные уплотнители. Один из примеров такого компонента описан в патентном документе US 7097429, подготовленный Атанс и др. («'429 патент»). '429 патент раскрывает роторный диск, в том числе множество лопаток турбины, которые включают перо, полку и хвостовик. Уплотненный корпус, включая увеличенную пластину на переднем конце и меньшую пластину на заднем конце, располагается между хвостовиками соседних лопаток турбины. Увеличенная пластина перекрывает части передних граней соседних хвостовиков лопатки турбины для обеспечения уплотнения.
Раскрытие изобретения
Настоящее раскрытие изобретения описывает демпфер для узла турбинного ротора газотурбинного двигателя. Демпфер может включать в себя переднюю пластину с передней стороной и задней стороной, а также заднюю пластину с передней стороной и задней стороной. Задняя сторона передней пластины может быть соединена с передней стороной задней пластины при помощи продольной конструкции. Площадь задней пластины в плоскости, проходящей поперек продольной конструкции, может быть больше площади передней пластины в плоскости, проходящей поперек продольной конструкции. Демпфер может также включать в себя карман на передней стороне передней пластины.
Настоящее раскрытие дополнительно обеспечивает демпфер для узла турбинного ротора газотурбинного двигателя. Демпфер имеет размер по ширине, размер по высоте и размер в длину. Демпфер может включать в себя переднюю пластину, имеющую ширину и высоту. Передняя пластина может включать в себя переднюю сторону и заднюю сторону. Передняя пластина может дополнительно включать в себя карман на передней стороне. Карман может иметь ширину больше, чем половина ширины передней пластины и высоту больше, чем половина высоты передней пластины. Передняя пластина может также включать в себя канавку на задней стороне, которая проходит вдоль всей ширины передней пластины. Канавка может быть расположена ниже кармана. Демпфер может также включать в себя заднюю пластину, площадь которой больше размеров передней пластины по ширине и высоте, и продольную конструкцию, проходящую по размеру длины и соединяющую переднюю пластину и заднюю пластину.
Настоящее раскрытие также обеспечивает демпфер для узла турбинного ротора газотурбинного двигателя. Демпфер может включать в себя переднюю пластину с передней стороной и задней стороной и заднюю пластину, соединенную с передней пластиной при помощи продольной конструкции. Площадь задней пластины в плоскости, проходящей поперек продольной конструкции, может быть больше площади передней пластины в плоскости, проходящей поперек продольной конструкции. Демпфер может также включать в себя карман, площадь которого больше половины площади передней пластины, а глубина составляет приблизительно от 25 до 50% толщины передней пластины, расположенной на передней стороне передней пластины, и канавку, проходящую вдоль всей ширины передней пластины. Канавка может располагаться ниже кармана на задней стороне передней пластины.
Краткое описание чертежей
РИС. 1 представляет собой иллюстрацию примерного газотурбинного двигателя;
РИС. 2 представляет собой иллюстрацию части примерного узла турбинного ротора;
РИС. 3 представляет собой иллюстрацию примерной лопатки турбины, если смотреть со стороны переднего конца узла турбинного ротора;
РИС. 4 представляет собой иллюстрацию примерной лопатки турбины, если смотреть со стороны заднего конца узла турбинного ротора;
РИС. 5 представляет собой иллюстрацию части узла турбинного ротора, представленного на РИС. 2 с примерным вариантом демпфера и уплотнительной пластины;
РИС. 6 представляет собой иллюстрацию части узла турбинного ротора, представленного на РИС. 2 без уплотнительной пластины;
РИС. 7 представляет собой иллюстрацию демпфера, представленного на РИС. 5, если смотреть со стороны переднего конца узла турбинного ротора;
РИС. 8 представляет собой иллюстрацию демпфера, представленного на РИС. 5, если смотреть со стороны заднего конца узла турбинного ротора;
РИС. 9 представляет собой иллюстрацию вида сбоку демпфера, представленного на РИС. 5;
РИС. 10 представляет собой иллюстрацию части примерного узла турбинного ротора, если смотреть со стороны переднего конца узла турбинного ротора;
РИС. 11 представляет собой иллюстрацию части примерного узла турбинного ротора, если смотреть со стороны заднего конца узла турбинного ротора;
РИС. 12 - трехмерная боковая проекция части примерного узла турбинного ротора;
РИС. 13 - вид в поперечном разрезе части примерного узла турбинного ротора;
РИС. 14 - вид части примерного узла турбинного ротора в увеличенном масштабе.
Варианты осуществления изобретения
РИС. 1 иллюстрирует примерный газотурбинный двигатель (ГТД) 100. Наряду с другими системами, ГТД 100 может иметь компрессорную систему 10, систему 15 сжигания топлива, газотурбинную систему 20 и выхлопную систему 90, расположенные вдоль оси 99 двигателя. Компрессорная система 10 сжимает воздух и подает сжатый воздух в систему 15 сжигания топлива. Топливо (жидкое или газообразное) смешивается со сжатым воздухом и сжигается в системе 15 сжигания топлива, производя при высоком давлении и температуре газообразные продукты сгорания. Такие газообразные продукты сгорания используются в газотурбинной системе 20 для производства механической энергии. После прохождения через газотурбинную систему 20, отработанные газообразные продукты сгорания могут быть выброшены в атмосферу через одно или несколько устройств очистки воздуха.
Газотурбинная система 20 может включать в себя множество узлов турбинного ротора или ступеней турбины, выровненных по оси вдоль оси 99 двигателя. Несмотря на то, что лишь три узла турбинного ротора 21, 22, 23 показаны на РИС. 1, другие варианты осуществления газотурбинной системы 20 могут включать различное число ступеней. Каждый узел турбинного ротора может быть установлен на общий приводной вал (не показано), который проходит вдоль оси 99 двигателя, и может включать в себя множество лопаток турбины, проходящих в радиальном направлении наружу от диска или турбинного ротора узла. Во время эксплуатации, поскольку газообразные продукты сгорания из системы 15 сжигания топлива проходят через газотурбинную систему 20, они вращают лопатки турбины и приводной вал.
Как показано на РИС. 2, узел 22 турбинного ротора включает в себя, среди других компонентов, турбинный диск или ротор 30, множество лопаток 32 турбины, множество турбинных демпферов 36, расположенных между лопатками 32 турбины, и уплотнительную пластину 38, прикрепленную к передней стороне ротора 30. Для целей настоящего описания, ссылка на понятие «передняя» означает местоположения вверх по течению в потоке газообразных продуктов сгорания, проходящих через газотурбинную систему, и «задняя» относится к местоположениям ниже по течению (см. стрелку, указывающую направление потока газообразных продуктов сгорания на РИС. 2). Кроме того, понятия «внутренний» и «внешний» относятся к радиально внутренним и радиально внешним положениям по отношению к оси 99 двигателя. Множество узлов турбинных роторов может быть выровнено по оси на приводном валу с тем, чтобы образовать множество ступеней турбины ГТД 100. РИС. 2 иллюстрирует относительные положения лопаток 32 турбины, демпфера 36 и уплотнительной пластины 38 на турбинном роторе 30 в угловой проекции от, как обычно, переднего направления к заднему направлению. Несмотря на то, что узел 22 турбинного ротора представлен на РИС. 2 с двумя лопатками 32 турбины и двумя демпферами 36, следует понимать, что каждый узел 22 турбинного ротора может включать в себя множество лопаток 32 турбины, расположенных по окружности вокруг турбинного ротора 30, с демпфером 36, расположенным между каждыми двумя соседними лопатками 32 турбины.
РИС. 3 и 4 иллюстрируют вид спереди и сзади, соответственно, примерной лопатки 32 турбины. Приводимое ниже обсуждение будет ссылаться на РИС. 3 и 4. Лопатки 32 турбины включают в себя перо 48, проходящее вверх от одной стороны полки 50 лопатки, и хвостовую конструкцию 52, проходящую вниз от противоположной стороны полки 50. Перо 48 имеет вогнутую поверхность 65 с одной стороны и выпуклую поверхность 67 с противоположной стороны. Хвостовая конструкция 52 лопатки 32 турбины проходит от передней стороны 54 к задней стороне 56. Передняя сторона 54 и вогнутая поверхность 65 пера обычно обращены к переднему (или верхнему по течению) направлению узла 22 турбинного ротора, а задняя сторона 56 и выпуклая поверхность 67 пера обычно обращены к заднему (или вниз по течению) направлению узла 22 турбинного ротора.
Хвостовая конструкция 52 включает в себя хвостовик 53 и нижнюю часть 55. Нижняя часть 55 хвостовой конструкции 52 может иметь форму елочного типа с рядом зубьев 33, расположенных на расстоянии друг от друга в радиальном направлении. Самый нижний конец нижней части 55 включает в себя передний выступ 57 и задний выступ 59, которые проходят в радиальном направлении внутрь. Хвостовик 53 располагается в радиальном направлении наружу от нижней части 55. Передняя поверхность 62 хвостовика 53 может выступать вперед от передней поверхности нижней части 55, тем самым образуя ступенчатую поверхность. То есть, передняя сторона 54 хвостовой конструкция 52 может представлять собой ступенчатую поверхность с шагом, разделяющим переднюю поверхность 62 хвостовика 53 от передней поверхности нижней части 55. В некоторых вариантах осуществления передняя поверхность 62 может выступать вперед от передней поверхности нижней части 55 на расстояние приблизительно 0,03-0,06 дюйма (0,76-1,52 мм).
РИС. 5 и 6 иллюстрируют лопатку 32 турбины, прикрепленную к ротору 30, с демпфером 36, расположенным рядом с лопаткой 32 турбины. РИС. 5 иллюстрирует вид с прикрепленной уплотнительной пластиной 38, а РИС. 6 иллюстрирует вид без уплотнительной пластины 38 (с ее контуром, показанным пунктирными линиями), чтобы продемонстрировать конструктивные элементы, закрываемые уплотнительной пластиной 38. Турбинный ротор 30 включает в себя переднюю сторону 39, заднюю сторону 40 и внешний край 42 по окружности. Пазы 58 проходят в осевом направлении от передней стороны 39 к задней стороне 40 ротора 30. Эти пазы 58 могут иметь форму схожую с формой нижней части 55 хвостовой конструкции лопатки 52. То есть, в вариантах осуществления лопаток 32 турбины с нижней частью 55 елочной формы, пазы 58 также могут иметь елочную форму, и такие пазы 58 могут быть такого размера, чтобы они соответствовали нижней части 55 (хвостовой конструкции 52 лопатки), в которой располагаются. Нижняя часть 55 многочисленных лопаток 32 турбины вставляется в соответствующий паз 58 с передней стороны 39 ротора 30, чтобы установить лопатки 32 на ротор 30. При монтаже лопаток 32, передний выступ 57 лопаток 32 сцепляется с передней стороной 39 ротора 30 для предотвращения дальнейшего движения лопаток 32 в заднем направлении.
После того, как многочисленные лопатки 32 турбины вставлены в соответствующие пазы 58 ротора 30, уплотнительная пластина 38 закрепляется на передней стороне 39 ротора 30 с помощью стопорного кольца 37 (РИС. 12), чтобы существенно закрыть пазы 58 на передней стороне 39 ротора 30 (уплотнительная пластина 38 и способ ее прикрепления к ротору 30 лучше всего показаны на РИС. 12 и 13). После того, как уплотнительная пластина 38 прикреплена к ротору 30, выступающая вперед передняя поверхность 62 хвостовика 53 каждой хвостовой конструкции 52 лопатки может быть установлена в радиальном направлении наружу уплотнительной пластины 38 и может подвергаться воздействию. Понятие «в основном» используется в данном контексте потому, что в некоторых вариантах осуществления (см. РИС. 5), малая часть (≤0,15 дюймов (3,81 мм)) паза 58 на внешней части ротора 30 может быть не покрыта уплотняющей пластиной 38. Уплотнительная пластина 38 представляет собой кольцеобразный компонент, имеющий внутренний диаметр и наружный диаметр. Уплотнительная пластина 38 закрепляется на передней стороне 39 ротора 30 на ее внутренний диаметр с помощью стопорного кольца 37 (РИС. 12). Как видно более отчетливо на РИС. 12, на своем наружном диаметре уплотнительная пластина 38 содержит окружной выступ 31, который простирается в переднем направлении и в заднем направлении. После того, как уплотнительная пластина 38 установлена на роторе 30 с помощью стопорного кольца 37, чтобы зафиксировать лопатку 32 в роторе 30, окружной выступ 31 на наружном диаметре уплотнительной пластины 38 прикладывается и прижимается к передним сторонам 39, 54 хвостовой конструкции 52 лопатки и ротору 30. Окружной выступ 31 контактирует с передними сторонами 39, 54 над самым верхним выступом 33 хвостовой конструкции 52 лопатки (РИС. 6). В данной конфигурации, уплотнительная пластина 38 покрывает зазоры, образованные на стыке хвостовой конструкции 52 и пазов 58 (ротора 30), и тем самым предотвращает или уменьшает попадание охлаждающего воздуха в такие зазоры.
На основании РИС. 6, на котором лопатки 32 турбины установлены в соседних пазах 58 ротора 30, подполочная полость 60 образуется между хвостовиками 53 соседних хвостовых конструкций 52, под полками 50 соседних лопаток 32 и над окружным внешним краем 42 ротора 30. Подполочная полость 60 может включать в себя передний конец 61 соседней передней стороны 39 ротора 30 и задний конец 63 соседней задней стороны 40 турбинного ротора 30. Демпфер 36 может быть расположен в подполочной полости 60 между турбинным ротором 30 и двумя соседними лопатками 32 турбины. При вращении узла 22 турбинного ротора на высокой скорости в ходе работы ГТД 100, центробежные силы толкают демпфер 36 в радиальном направлении наружу по отношению к нижней части полок 50 для устранения или ограничения вибраций.
РИС. 7, 8 и 9 иллюстрируют вид спереди, сзади и сбоку, соответственно, демпфера 36, имеющего размер 6 по ширине, размер 7 по высоте и размер 8 по длине. Демпфер 36 включает в себя переднюю пластину 76, имеющую переднюю сторону 45 и заднюю сторону 75, и заднюю пластину 78, включающую в себя переднюю сторону 88 и заднюю сторону 87. Задняя сторона 75 передней пластины 76 соединена с передней стороной 88 задней пластины 78 при помощи продольной конструкции 80. Передняя пластина 76 может иметь профиль, который включает в себя, в основном, прямоугольную нижнюю часть и, в основном, треугольную верхнюю часть. Понятие «в основном» используется в данном контексте для того, чтобы указать на то, что углы или края нижней и верхней частей могут быть закруглены в некоторых вариантах осуществления. Профиль передней пластины 76 может определить площадь, которая больше, чем площадь поперечного сечения продольной конструкции 80, но меньше площади, занимаемой задней пластиной 78. Габаритная ширина и высота передней пластины 76 может быть меньше габаритной ширины и высоты задней пластины 78. В основном треугольная верхняя часть передней пластины 76 может быть определена с помощью сходящихся на клин верхних стенок 77, а в основном прямоугольная нижняя часть передней пластины 76 может быть определена, как правило, по прямым боковым и нижним стенкам 79, 81. Сходящиеся на клин верхние стенки 77 могут простираться в заднем направлении, образуя переднюю посадочную поверхность 94 на передней пластине 76. Наклонные стороны передней посадочной поверхности 94 могут сходиться на линии, которая наклонена под углом примерно от -10° до +10° от передней пластины 76. Передняя посадочная поверхность 94 может иметь клиновидную форму для сопряжения с геометрией нижней стороны полки 50 лопатки 32 турбины.
Передняя сторона 45 передней пластины 76 (РИС. 7) может включать в себя обычно плоскую поверхность с сформированным на ней углублением или карманом 71. В некоторых вариантах осуществления карман 71 может обычно иметь форму аналогичную или соответствующую внешнему профилю передней пластины 76. В некоторых вариантах осуществления карман 71 может иметь, в основном, четырехугольную (квадратную или прямоугольную) форму. Обычно глубина кармана 71 может быть в пределах от приблизительно 25 до 50% толщины передней пластины 76. В некоторых вариантах осуществления, толщина передней пластины 76 может составлять приблизительно 0,04-0,06 дюймов (1,02-1,52 мм), а глубина кармана 71 может составлять приблизительно 0,015-0,025 дюймов (0,38-0,64 мм). В некоторых вариантах осуществления, площадь кармана 71 может быть больше половины площади передней пластины 76. В некоторых вариантах осуществления, ширина и высота кармана 71 могут быть больше половины ширины и высоты передней пластины 76, соответственно. Задняя сторона 75 передней пластины 76 (РИС. 8) может включать в себя поперечную канавку 89, проходящую вдоль всей ширины передней пластины 76, образуя смещающуюся кромку 91 на самой нижней части передней пластины 76. В некоторых вариантах осуществления, глубина канавки 89 может составлять приблизительно 20-50% от толщины передней пластины 76. В некоторых вариантах осуществления канавка 89 может быть глубиной приблизительно в 0,01-0,02 дюймов (0,25-0,5 мм). Смещающаяся кромка 91 может представлять собой скругленный выступ, который проходит вдоль ширины передней пластины 76 и выдается в заднем направлении от самой нижней части передней пластины 76. Поперечная канавка 89 на задней стороне 75 может быть расположена ниже кармана 71 на передней стороне 45. В том числе, карман 71 и поперечная канавка 89 могут уменьшить толщину стенки передней пластины 76, а, следовательно, вес демпфера 36 и изгибную жесткость передней пластины 76. Размеры кармана 71 и поперечной канавки 89 могут быть такими, чтобы передняя пластина 76 могла иметь необходимую жесткость, сохраняя при этом напряжение в передней пластине 76 в допустимых пределах (например, ниже предела упругости прочности).
Передняя сторона 88 задней пластины 78 обращена по направлению к передней части ротора 30, а задняя сторона 87 обращена по направлению к задней части ротора 30. Ширина и высота задней пластины 78 больше ширины и высоты передней пластины 76. Площадь размещения задней пластины 78 больше подполочной полости 60 и включает нижнее удлинение 124 и верхнее удлинение 128, разделенные, в основном, ограничителем 120 прямоугольной формы. После установки на ротор 30 задняя пластина 78 демпфера 36 может простираться дальше границ и покрывать отверстие в заднем конце 63 подполочной полости 60. Задняя пластина 78 может включать в себя заднюю посадочную поверхность 98, которая проходит в переднем направлении от передней стороны 88 верхнего удлинения 128. Наклонные стороны задней посадочной поверхности 98 могут сходиться на линии, которая наклонена под углом примерно от -10° до +10° от передней пластины 78. Аналогично передней посадочной поверхности 94 передней пластины 76, задняя посадочная поверхность 98 может также иметь клиновидную форму и может быть выполнена с возможностью сопряжения с геометрией нижней стороны полки 50 лопатки 32 турбины.
Выступ 125 может выступать в заднем направлении из нижней части задней стороны 87 нижнего удлинения 124 (задней пластины 78). В некоторых вариантах осуществления выступ 125 может включать в себя, в основном, прямоугольную проекцию от задней стороны 87. В некоторых вариантах осуществления выступ 125 может быть установлен в центре в ширину и может быть расположен на самом нижнем конце нижнего удлинения 124. В некоторых вариантах осуществления ограничитель 120 может простираться, в основном, перпендикулярно от задней стороны 87 в заднем направлении и образует линию в виде выступа, которая проходит вдоль всей ширины задней пластины 78.
Продольная конструкции 80 демпфера 36 может включать в себя центральную стенку 104 и, по меньшей мере, один усиливающий конструктивный элемент. Например, продольная конструкция 80 может включать наружный конструктивный элемент 106 и внутренний конструктивный элемент 108, чтобы обеспечить повышенную жесткость конструкции по отношению к демпферу 36. В иллюстративном варианте осуществления продольная конструкция 80 может иметь, по существу, двутавровое сечение в поперечном сечении. Вырез 86 перевернутой U-образной формы, проходящий через ширину центральной стенки 104 производится между центральной стенкой 104 и передней пластиной 76. При установке демпфера 36 на роторе 30 вырез 86 позволяет передней пластине 76 изгибать и опрокидывать окружной внешний край 42 ротора 30. Толщина стенки центральной стенки 104 в основании выреза 86 может быть такой, что напряжение в этой области будет ниже допустимого предела при прогибе передней пластины 76. После того, как демпфер 36 установлен на роторе 30, передняя сторона 45 передней пластины 76 (демпфера 36) может образовать ровную поверхность с передней поверхностью 62 (хвостовика 53) хвостовых конструкций 52 по обеим сторонам демпфера 36. Как будет разъяснено более подробно ниже, такая ровная поверхность повышает эффективность охлаждения за счет снижения нагрева от сопротивления воздуха движению, завихрения полости и нагнетания ротора.
РИС. 10-13 иллюстрируют демпфер 36, установленный на роторе 30, и расположенный в подполочной полости 60 между двумя соседними лопатками 32 турбины. РИС. 10 и 11 иллюстрируют демпфер 36 с переднего конца и заднего конца ротора 22, соответственно. РИС. 12 представляет собой трехмерную боковую проекцию демпфера 36, установленного на роторе 30, а РИС. 13 иллюстрирует вид узла 22 турбинного ротора в поперечном разрезе через демпфер 36. Следует отметить, что уплотнительная пластина 38 удалена на РИС. 10 с тем, чтобы показать конструктивные элементы позади уплотнительной пластины 38. Приводимое ниже обсуждение будет ссылаться на РИС. 10-13 Толщина ротора 30 может быть такой, чтобы передняя поверхность 62 каждой хвостовой конструкции 52 была на одном уровне с передней стороной 45 (передней пластиной 76) демпфера 36 после установки. В данном раскрытии, две поверхности считаются «выровненными», если расстояние (т.е. расстояние между передней стороной 45 и передней поверхностью 62 вне плоскости) между двумя поверхностями меньше или равно 0,015 дюйма (0,38 мм). Как будет описано ниже, размещение передней поверхности 62 таким образом, чтобы она была выровнена с передней стороной 45 повышает эффективность охлаждения за счет снижения нагрева от сопротивления воздуха движению, завихрения полости и нагнетания ротора. Как описано выше, верхние сходящиеся на клин стенки 77 передней пластины 76 образуют клиновидный элемент, который соответствует углу хвостовой конструкции 52 по мере ее приближения к нижней стороне полки 50. Хвостовики 53 лопаток 32 турбины упираются в такой клиновидный элемент, при установке лопаток 32 турбины на роторе 30.
2
2
2
2
Как видно на РИС. 10, передняя пластина 76 демпфера 36 имеет такие размеры, что она немного меньше переднего конца 61 подполочной полости 60. Таким образом, между передней пластиной 76 и хвостовиками 53 смежных лопаток 32 турбины образуется зазор 82. В некоторых вариантах осуществления площадь зазора 82 на каждой стороне передней пластины 76 может быть приблизительно равна 0,03-0,05 дюйма (19,35-32,26 мм), в то время, как в некоторых вариантах осуществления, такая площадь может быть приблизительно равна 0,038-0,045 дюйма (24,51-29,03 мм). Такие зазоры 82 имеют такие размеры, чтобы обеспечить достаточное количество охлаждающего воздуха для входа в подполочную полость 60 (для охлаждения хвостовиков 53 лопаток), сохраняя при этом достаточную прочность. Поскольку передняя сторона 45 передней пластины 76 (демпфера 36) находится на одном уровне с передней поверхностью 62 хвостовика 53, по существу, плоская поверхность (или ровная поверхность) представлена для охлаждения воздуха 46 в области, непосредственно выше по потоку от воздушных зазоров 82. Переход между этими поверхностями (передней стороной 45 и передней поверхностью 62) создаст неровную поверхность, которая будет искажать поступление охлаждающего воздуха выше по потоку воздушных зазоров 82 при вращении ротора 30. Такое искажение потока охлаждающего воздуха может ухудшить охлаждение ротора 22, вызывая пагубные эффекты, такие как завихрение полости и нагнетание воздуха. Таким образом, выровненное расположение лопаток 32 на роторе 30 улучшает охлаждение ротора 22.
При установке демпфера 36 на роторе 30, передняя пластина 76 сгибается и надевается на окружной внешний край 42 ротора 30 со смещающей кромкой 91 (в самой нижней части передней пластины 76), прижимаясь к передней стороне 39 ротора 30. При такой конфигурации, плоская сторона и нижние стенки 79, 81 передней пластины 76 оканчивается ниже окружного внешнего края 42 ротора 30, но выше первого выступа 33 елочной формы хвостовой конструкции 52 (см. РИС. 10). Как объяснялось ранее, наружный диаметр уплотнительной пластины 38 с окружным выступом 31 проходит чуть ниже нижней стенки 81 передней пластины 76 (смотри РИС. 12 и 13) чтобы закрывать зазоры, образующиеся на стыке хвостовой конструкции 52 и пазов 58 (ротора 30). В установленной конструкции демпфера 36 центральная область продольной конструкции 80 может быть расположена выше окружного внешнего края 42 ротора 30 в пределах подполочной полости 60. В некоторых вариантах осуществления части продольной конструкции 80 по обеим сторонам центральной области (передней опоры 114 и задней опоры 116) могут опираться на окружной внешний край ротора 42 (РИС. 9) во время сборки.
На основании РИС. 11, пунктирная линия показывает профиль хвостовиков 53 соседних лопаток 32 турбины, покрываемых задней пластиной 78 демпфера 36. Верхнее удлинение 128 задней пластины 78 включает в себя несимметричный профиль (вокруг вертикальной оси) и может быть спроектировано для покрытия аналогичного углового профиля смежных хвостовиков 53 лопатки. Нижнее удлинение 124 задней пластины 78 выходит за пределы наружного профиля хвостовиков 53 соседних лопаток 32 турбины и покрывает задний конец 63 подполочной полости 60. При такой конфигурации, нижняя часть нижнего удлинения 124 вставляется в крюк или окружную U-образную канавку 41, находящуюся на задней поверхности 40 ротора 30 (РИС. 12 и 14). Для упрощения вставки нижней части нижнего удлинения 124 в канавку 41 при наличии демпфера 36, установленного на роторе 30, может быть обеспечено наличие канавки 41 на выступе, который проходит в заднем направлении от задней стороны 40 ротора 30 (смотри РИС. 12-13). РИС. 14 иллюстрирует вид нижней части нижнего удлинения 124, расположенного в канавке 41, в увеличенном масштабе. После того, как нижнее удлинение 124 будет установлено в канавке 41, задняя сторона 126 выступа 125 устанавливается в непосредственной близости от или в соприкосновении с (из-за отклонения размеров от детали к детали) вертикальной стенкой U-образной канавки 41. В данной конфигурации, канавка 41 препятствует отклонению и переводу нижнего удлинения 124 в заднем направлении.
Поскольку задняя пластина 78 закрывает отверстие подполочной полости 60 на заднем конце 63, охлаждающий воздух, поступающий в подполочную полость 60 через зазоры 82 на переднем конце 61, не может поступать в подполочную полость 60 на заднем конце 63. Такое ограничение в потоке охлаждающего воздуха повышает давление воздуха в подполочной полости 60 и предотвращает (или уменьшает) попадание воздуха, поступающего в зону горения, в подполочную полость 60. Уплотнительный палец 35 (РИС. 10, 11), расположенный между полками 50 двух соседних лопаток, помогает герметизировать проход 74 между полками 50 лопаток и поддерживать давление в подполочной полости 60. Центробежные силы, действующие на демпфер 36 при вращении ротора 22, могут привести к прогибу задней пластины 78. Воздействие задней стороны 126 выступа 125 и канавки 41 друг на друга предотвращает чрезмерный прогиб (или перевод) задней пластины 78 и помогает осуществить герметизацию подполочной полости 60 на заднем конце 63.
Как объяснялось ранее, ограничитель 120 выступает в заднем направлении от задней пластины 78 (смотри РИС. 11-13). Как видно более отчетливо на РИС. 7 и 8, ограничитель 120 проходит вдоль ширины от одной стороны задней пластины 78 к противоположной стороне, и выступает в заднем направлении, образуя выступающую конструкцию в виде ребра. При расположении демпферов 36 между каждыми двумя соседними лопатками 32 турбины узла турбинного ротора 22, ограничители 120 соседних демпферов 36 образуют, проходящие по окружности, выступы или кольца, которые выступают в заднем направлении от ротора 30. Аналогичным образом выступ 31 уплотнительной пластины 38 и полки 50 соседних лопаток 32 турбины образуют, проходящие по окружности, выступы или кольца, которые выступают в переднем направлении от узла турбинного ротора 22. Как будет разъяснено более подробно ниже, данные передние и задние выступающие конструкции содействуют в разделении газообразных продуктов сгорания (проходящие между перьями 48 лопаток 32 турбины) из потока охлаждающего воздуха, которые проходит через подполочную полость 60.
Промышленная применимость
Раскрытый демпфер для узла турбинного ротора может применяться к любой электроприводной системе ротора, например к газотурбинному двигателю. Далее будет описан процесс установки демпфера и узла турбинного ротора в газотурбинном двигателе, а также процесс регулирования потока газообразных продуктов сгорания и охлаждающего воздуха, прошедшего через узел турбинного ротора, в газотурбинном двигателе.
При установке узла турбинного ротора 22, в турбинном роторе 30 могут быть установлены демпферы 36, например, с помощью посадки с натягом. Для того, чтобы разместить демпфер 36 на турбинном роторе 30, смещающаяся кромка 91 передней пластины 76 может быть временно закреплена в направлении от задней пластины 78 для обеспечения достаточного зазора для передней и задней пластин 76, 78 (демпфера 36) для насадки на окружной внешний край 42 турбинного ротора 30. При расположении демпфера 36 над окружным внешним краем 42, нижняя часть нижнего удлинения 124 (задней пластины 78) вставляется в окружную внешнюю канавку 41 на задней стороне 40 ротора 30. После того, как демпфер 36 размещен должным образом на турбинном роторе 30 между двумя соседними пазами 58, передняя пластина 76 высвобождается для соединения смещающейся кромки 91 с передней стороной 39 ротора 30, и демпфер 36 устанавливается на роторе 30. В установленной конструкции демпфера 36 нижняя часть нижнего удлинения 124 прижимается к задней стороне 40, а смещающаяся кромка 91 передней пластины 76 прижимается к передней стороне 39 ротора 30. А в некоторых вариантах осуществления, передняя опора 114 и задняя опора 116 продольной конструкции 80 может упираться в окружной внешний край 42 ротора 30 (РИС. 7-9).
По обеим сторонам демпферов 36 могут быть установлены лопатки 32 турбины с возможностью скольжения в пазах 58 турбинного ротора 30, например, в направлении вперед-назад. Вместо установки всех демпферов 36 перед установкой лопаток 32 турбины также предполагается, что демпферы 36 могут быть установлены на турбинном роторе 30 после или в промежутке между установкой лопаток 32 турбины. Процесс установки лопаток 32 турбины и демпферов 36 на турбинном роторе 30 с целью формирования узла турбинного ротора 22 можно повторять до тех пор, пока во все пазы 58 на турбинном роторе 30 не будет вставлена лопатка 32 турбины. После установки лопаток 32 турбины уплотнительная пластина 38 монтируется на передней стороне 39 ротора 30 путем помещения внутреннего диаметра уплотнительной пластины на соответствующей канавке ротора 30 и установки стопорного кольца 37 (РИС. 12, 13). Стопорное кольцо 37 удерживает уплотнительную пластину 38 на роторе 30. В установленной конструкции окружной выступ 31 на наружном диаметре уплотнительной пластины 38 прижимается к передним сторонам 54 хвостовой конструкции 52 лопатки (и передней стороне 39 ротора 30) для блокировки лопаток в роторе 30.
Во время работы ГТД 100 часть сжатого воздуха из секции компрессора 10 направляется в секцию 15 камеры сгорания для получения газообразных продуктов сгорания 44, а другая часть используется в качестве воздуха для других целей, например, в качестве охлаждающего воздуха 46. Как показано на РИС. 5 и 6, такие газообразные продукты сгорания 44 и охлаждающий воздух 46 протекают через секцию 20 турбины в направлении вперед-назад, отделенные друг от друга стенкой (не показано). Конструкция ротора 30, демпфера 36 и уплотнительной пластины 38 может способствовать регулированию потока горячих газообразных продуктов сгорания 44 и охлаждающего воздуха 46 через узел 22 турбинного ротора. В узле 22 турбинного ротора газообразные продукты сгорания 44 проходят через пространство между перьями 48 (т.е. над полками 50 лопаток) и вращают лопатки 32 турбины, в то время как охлаждающий воздух 46, как правило, протекает через пространство под полкой 50 лопатки (см. РИС. 12, 13). Полка 50 лопатки и часть окружного выступа 31, проходящая в переднем направлении, помогают направлять поток охлаждающего воздуха 46 в подполочную полость 60. Тем временем, часть окружного выступа 31, выступающая в заднем направлении, прижимается к передней стороне 39 ротора 30 и сводит к минимуму количество охлаждающего воздуха 46, протекающего в зазоры между хвостовой конструкцией 52 лопатки и пазами 58 ротора 30.
Охлаждающий воздух 46 поступает в подполочную полость 60 через воздушные зазоры 82 на переднем конце 61 подполочной полости 60 и охлаждает хвостовые конструкции 52 лопаток 32 турбины. Поскольку передняя поверхность 62 хвостовика 53 лопатки и передняя сторона 45 демпфера 36 расположены так, чтобы быть на одном уровне с передней стороной ротора 30, по существу, плоская поверхность (или ровная поверхность) представлена для охлаждающего воздуха 46 в области выше по потоку воздушных зазоров 82. Как объяснялось ранее, ровная поверхность улучшает охлаждение за счет сокращения завихрения полости и нагнетания воздуха.
Известно, что попадание газообразных продуктов сгорания 44 в подполочную полость 60 может привести к преждевременному выходу из строя лопаток 32 турбины по причине перегрева и образования коррозии. Чтобы свести к минимуму попадание газообразных продуктов сгорания в подполочную полость 60, в пределах подполочной полости 60 поддерживается избыточное давление путем ограничения поступления воздуха из подполочной полости 60 через задний конец 63 подполочной полости 60. Охлаждающий воздух 46, вытекающий из подполочной полости 60, сдерживается путем закрытия заднего конца 63 подполочной полости 60 с помощью задней пластины 78 демпфера 36. Для эффективного поддержания избыточного давления в подполочной полости 60 во время работы ГТД 100, нижняя часть задней пластины 78 оснащена выступом 125, который взаимодействует с окружной канавкой 41 ротора 30. На заднем конце узла 22 турбинного ротора ограничители 120 соседних демпферов 36 образуют разделительную стенку в осевом направлении и препятствуют поступлению газообразных продуктов сгорания 44 в радиальном направлении внутрь для смешивания с охлаждающим воздухом 46.
Несмотря на то, что в данном документе описывается конкретная геометрия демпфера 36, уплотнительной пластины 38 и лопатки 32 турбины, предполагается, что могут быть произведены некоторые изменения в геометрии этих компонентов. Например, передняя пластина 76 демпфера 36 может включать в себя один или несколько проходов (не показано) для дальнейшего регулирования потока охлаждающего воздуха 46 в пределах подполочной полости 60. Кроме того, демпфер 36 может включать в себя меньшее или большее количество удлинений для выполнения дополнительного уплотнения и или удерживающей способности между компонентами узла турбинного ротора.
Для специалистов в данной области техники должно быть очевидно, что можно произвести различные изменения и модификации в раскрытом изобретении демпфера без отступления от объема раскрытия изобретения. Другие варианты осуществления демпфера будут очевидны специалистам в данной области при рассмотрении описания и практического применения системы, раскрытой в данном документе. Предполагается, что описание и примеры следует рассматривать только в качестве примеров, а подлинный объем раскрытия изобретения указывается в следующей формуле изобретения и ее эквивалентах.