ТУРБИНА И ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ОБОРУДОВАННЫЙ ТАКОЙ ТУРБИНОЙ
TURBINE AND MOTOR OF AIRCRAFT EQUIPPED WITH SUCH TURBINE

Область техники
Настоящее изобретение относится к области обеспечения газонепроницаемости между каналом отходящих газов газотурбинного двигателя и камерой, отделенной от канала кольцом. Оно призвано решить проблемы обратного проникновения горячего воздуха в камеру, причем горячий воздух поступает из канала отходящих газов, нагревшихся до высокой температуры.
Изобретение направлено на разработку устройства герметизации, призванного обеспечить такую газонепроницаемость, а также турбореактивный двигатель, оборудованный таким устройством герметизации.
Турбореактивный двигатель может представлять собой, например, двигатель летательного аппарата.
Уровень техники
В турбореактивном двигателе, таком как двигатель летательного аппарата, канал горячих отходящих газов ограничен, как правило, кольцом, состоящим из нескольких последовательных и разъединенных друг от друга кольцевых отрезков, соответствующих последовательным секторам турбореактивного двигателя. Два смежных сектора могут осуществлять различные перемещения во время работы турбореактивного двигателя, так что две соответствующие части кольца могут перемещаться, выполняя одновременно независящие одна от другой движения, как в осевом, так и в радиальном направлении.
Для того чтобы две смежные части кольца могли совершать соответствующие относительные перемещения, они отделены друг от друга рабочим зазором, который в соответствующих обстоятельствах делает возможным их тепловое расширение.
В связи с наличием этого рабочего зазора между двумя частями кольца горячие газы, протекающие в канале отходящих газов, могут проникать обратно в прилежащее пространство через этот рабочий зазор.
В качестве публикаций, описывающих устройства вышеуказанного типа и наиболее близких к настоящему изобретению, могут быть рассмотрены патенты US 6076835 и US 6575697.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является предотвращение прохождения горячего газа в камеру через рабочий зазор.
Задача решается тем, что в турбине, содержащей корпус, первую часть кольца и вторую часть кольца, расположенные в продолжение друг друга и разделенные рабочим зазором, причем вторая часть кольца имеет кольцевую осевую выемку, имеющую радиально наружный край и радиально внутренний край, и закреплена на корпусе турбины при помощи кольцевой детали в виде зажима, снабженного губкой, опирающейся на наружный край кольцевой выемки, согласно изобретению дополнительно содержит кольцевую герметичную пластину, перекрывающую рабочий зазор, причем кольцевая пластина включает в себя первый продольный край, расположенный рядом с первой частью кольца и второй продольный край, расположенный рядом со второй частью кольца, при этом толщина кольцевой пластины подобрана так, что кольцевая пластина и зажимная губка прилегают друг к другу и зажаты в этом положении в кольцевой выемке.
Благодаря указанным признакам предотвращается прохождение горячего воздуха в камеру через рабочий зазор.
Предпочтительно, чтобы второй продольный край содержал выступ, принимающий форму конца зажимной губки.
Предпочтительно также, чтобы первый продольный край был радиально выгнут в наружном направлении.
Предпочтительно также, чтобы кольцевая пластина была свернута лишь в один виток и ее оба конца были отделены один от другого заданным интервалом.
Предпочтительно также, чтобы кольцевая пластина была свернута в несколько витков в виде спирали.
Предпочтительно также, чтобы кольцевая пластина была свернута в 3 витка.
Предпочтительно также, чтобы кольцевая пластина была свернута в 5 витков.
Изобретение также относится к двигателю летательного аппарата, оборудованному по меньшей мере одной турбиной по настоящему изобретению.
Краткое описание чертежей
Лучшее понимание изобретения позволяет получить нижеследующее описание способов осуществления изобретения, которые приведены в качестве неограниченных примеров со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:
Фиг.1 представляет, в осевом разрезе, два последовательных сектора турбины двигателя для летательного аппарата, отделенные рабочим зазором, при отсутствии устройства герметизации;
Фиг.2 представляет, в увеличенном осевом разрезе, два последовательных сектора турбины двигателя для летательного аппарата, отделенные рабочим зазором, при наличии первого способа воплощения устройства герметизации согласно изобретению;
Фиг.3 представляет, в увеличенном осевом разрезе, два последовательных сектора турбины двигателя для летательного аппарата, отделенные рабочим зазором, при наличии второго способа воплощения устройства герметизации согласно изобретению;
Фиг.4 представляет, в виде в изометрии, часть устройства герметизации, согласно первому способу выполнения; и
Фиг.5 представляет, в виде в перспективе, часть устройства герметизации, согласно второму способу выполнения.
Подробное описание вариантов осуществления изобретения
На фиг.1 представлен участок кольца 10 турбины двигателя для летательного аппарата, которое отделяет канал отходящих газов 2 от внешней камеры 4. Это кольцо 10 содержит первую часть 12 кольца и вторую часть 14 кольца. Обе части 12, 14 кольца относятся к двум секторам турбореактивного двигателя, которые представлены двумя секторами турбины в приводимом примере. Во время работы турбореактивного двигателя каждая часть 12, 14 кольца подвержена перемещению в радиальном направлении, как это показывают стрелки 16, и в осевом направлении согласно стрелкам 18. Так как обе части 12, 14 кольца относятся к различным секторам, то их относительные движения в ходе работы турбореактивного двигателя не зависят одна от другой. Более того, каждая часть кольца может подвергаться тепловому расширению во время работы турбореактивного двигателя.
Для того чтобы каждая из частей 12, 14 кольца могла совершать соответствующие движения и соответственно подвергаться тепловому расширению, между ними предусмотрен рабочий зазор 20.
Наличие этого рабочего зазора 20 во время работы турбореактивного двигателя приводит к тому, что горячий воздух, который протекает в канале отходящих газов 2, проникает в камеру 4 через этот рабочий зазор 20, как показано стрелкой 6.
Задача настоящего изобретения состоит в предотвращении прохождения горячего газа в камеру 4 из канала 2 через зазор 20, что позволит избежать повышения температуры в камере 4.
На фиг.1 первая часть 12 кольца представлена схематично с одного из концов, в то время как вторая часть 14 кольца представлена закрепленной на корпусе турбины 26 при помощи кольцевой детали в виде зажима 28. С этой целью вторая часть 14 кольца имеет кольцевую выемку 32 с краями 34, 36, которые простираются в осевом направлении. Одна из губок 30 детали в виде зажима 28 опирается на радиально наружный край 34 выемки 32. Между зажимной губкой 30 и радиально внутренним краем 36 кольцевой выемки 32 находится кольцевое пространство 38.
Как показано на фиг.2-5, устройство герметизации согласно изобретению содержит свернутую кольцевую пластину 100, которая перекрывает рабочий зазор 20, имеющийся между двумя частями 12, 14 кольца, и удерживается при помощи деталей, являющихся частью непосредственного окружения рабочего зазора 20.
Первый способ выполнения кольцевой пластины 100 представлен на фиг.2-4. На фиг.4 показан, в изометрии, отдельно участок кольцевой пластины 100, в то время как на фиг.2 он показан по месту, в осевом разрезе. Согласно первому способу воплощения, эта кольцевая пластина 100 представлена в форме относительно негибкого «толстого листа» 102, свернутого приближенно в один виток. Между двумя свободными концами 104, 106 этой кольцевой пластины 100 оставлен интервал 112, который позволяет монтировать этот относительно негибкий толстый лист в требуемом месте. Этот интервал 112 делает возможным также тепловое расширение этого листа, когда температура в турбореактивном двигателе повышается.
Как показано на фиг.2, форма кольцевой пластины 100 приспособлена к тому, чтобы она могла закрывать рабочий зазор 20 и удерживаться на месте так, чтобы перекрывать его. Первый продольный край 108 пластины находится рядом с первой частью 12 кольца (справа на фиг.2), а второй продольный край 110 - рядом со второй частью 14 кольца (слева на фиг.2).
Второй продольный край 110 заходит в кольцевое пространство 38. Для этого он образует выступ, принимающий форму конца зажимной губки 30. Предпочтительно он упирается в дно кольцевой выемки 32. Толщина кольцевой пластины 100 подобрана так, что кольцевая пластина 100 и зажимная губка 30 прилегают друг к другу и зажаты в этом положении в кольцевой выемке 32. Первый продольный край 108 накладывается на первую часть 12 кольца. Он радиально приподнят в наружном направлении, с тем чтобы лучше опереть пластину 100 на первый кольцевой отрезок 12.
Первый способ выполнения кольцевой пластины 100 имеет небольшой недостаток, заключающийся в том, что очень горячие газы, поступающие из канала отходящих газов 2, все же проникают в камеру 4 через монтажный интервал 112.
Второй способ выполнения кольцевой пластины 100 позволяет устранить этот недостаток. Он представлен на фиг.3-5. На фиг.5 показан отдельно участок кольцевой пластины 100, в изометрии, в то время как на фиг.3 он показан по месту, в осевом разрезе. Согласно второму способу выполнения, кольцевая пластина 100 представлена в форме относительно «гибкого листа» 120, свернутого несколькими витками в виде спирали. В предлагаемом примере она свернута в три витка.
Преимущество второго способа выполнения по отношению к первому состоит в том, что «тонкий лист» 120 более гибкий, чем «толстый лист» 102 в первом способе выполнения, и может быть помещен по месту, и при этом отпадает необходимость в монтажном интервале 112. Монтаж и позиционирование кольцевой пластины 100 обеспечиваются тем, что этот тонкий лист 120 свернут спиралью.
Другое преимущество второго способа выполнения по сравнению с первым способом состоит в том, что конструкция из свернутого тонкого листа 120 наделяет кольцевую пластину 100 такой гибкостью, что она позволяет ей приспособиться к относительным перемещениям обеих частей 12, 14 кольца, то есть обоих секторов, что обеспечивает лучшую герметичность. Эта гибкость является следствием того, что витки намотки могут скользить один относительно другого.
Для иллюстрации вышесказанного приводятся следующие размеры, удовлетворяющие условиям изобретения.
Первый способ выполнения:
- толщина «толстого листа»: 0,6 мм,
- ширина монтажного интервала 112: 11 мм.
Второй способ выполнения:
- толщина тонкого листа: 0,2 мм,
- число витков намотки: 3.
Так, при общей одинаковой толщине (0,6 мм) кольцевой пластины 100 во втором способе выполнения кольцевая пластина 100 отличается лучшей гибкостью, чем кольцевая пластина 100 в первом способе выполнения.
Кольцевая пластина 100 может быть изготовлена из любого материала, способного выдержать высокую температуру, как, например, сталь, с тем чтобы он мог создать тепловой экран между каналом отходящих газов 2 и камерой 4 на уровне рабочего зазора 20. Современные стали, которые удовлетворяют этому условию, известны под марками Waspaloy, НА188 или также INC0 718.
Изобретение не ограничивается вышеизложенными способами осуществления.
В частности, кольцевая пластина 100 согласно второму способу выполнения может быть изготовлена из тонкого листового материала, свернутого в 2 витка или больше чем в 3 витка, например 5 витков, 8 витков, 10 витков, в зависимости от радиального размера кольцевого пространства 38 и зажимной губки 30 детали в форме зажима 28.
Равным образом, при другой схеме, например при другом размещении турбореактивного двигателя, может отличаться также и форма кольцевой пластины 100. Общей характеристикой как для первого, так и для второго способа выполнения является то, что форма кольцевой пластины 100 приспособлена к деталям, непосредственно прилежащим к рабочему зазору 20, и к соответствующему позиционированию относительно рабочего зазора 20.
Так, благодаря устройству герметизации, согласно первому признаку изобретения, в дальнейшем можно избежать проникновения горячего воздуха, протекающего в канале отходящих газов турбореактивного двигателя, в прилежащее пространство, отделенное от этого канала горячего газа, что позволяет избежать повышения температуры в этом пространстве.
Предпочтительно турбореактивный двигатель представляет собой двигатель летательного аппарата, включающий по меньшей мере одно устройство герметизации согласно первому объекту изобретения.