Лабиринтное бесконтактное уплотнение радиального зазора турбомашин

Лабиринтное бесконтактное уплотнение радиального зазора
Полезная модель относится к лабиринтным уплотнениям радиальных зазоров турбомашин и может быть использована в мапшностроении преимущественно, в авиационных газотурбинных двигателях.
Известно лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашин, описанное в патенте РФ № 2033527 «Лабиринтное уплотнение зазора турбомашины, кл. F ОШ11/00, от 20.04.95г. Данное уплотнение содержит сотовый элемент на статоре и гребешки на роторе. Гребешки расположены с образованием между ними кольцевых канавок и выполнены цилиндрическими с толпщной, равной диаметру окрз жности, вписанной в ячейку сотового элемента.
Однако, большие габариты многозубчатых уплотнений приводят к увеличению массы узла уплотнения статорной и роторной частей двигателя, что неизбежно ведет в увеличению центробежной нагрузки ротора.
Швестно лабиринтное бесконтактное уплотнение радиального зазора турбомашин, содержащее элемент статора, расположенный на роторе или статоре, и установленные на определенном расстоянии от него два гребня ротора, выполненные соответственно на статоре или роторе. ( Отчет Центрального института авиационного моторостроения о научноисследовательской работе № 018- 4069, Москва, 2003г., стр.14). МиниМ.КЛ.7 : F 01 D 11/00
турбомашин.
мальное количество зубьев в этом случае связано с ограничением нагрузки ротора.
В данном уплотнении рабочее тело, проходя через зазор теряет только часть своей кинетической энергии, определенная часть энергии рабочего тела сохраняется до входа в зазор второго гребешка. Опыты свидетельствуют, что на каждом гребешке, кроме последнего теряется не более 50% скоростного напора.
Однако, сокращение количества зубьев приводит к увеличению утечки рабочего тела и снижению тем самым эффективности уплотнения.
Целью предлагаемой полезной модели является повышение эффективности уплотнения за счет уменьшения утечки рабочего тела при минимальном количестве гребешков.
Поставленная цель достигается тем, что в лаб1финтном бесконтактном уплотнении радиального зазора турбомашины, содержащем элемент и расположенные на определенном расстоянии от него по крайней  два гребня, элемент выполнен ступенчатым, при этом казедая ступень расположена на одной вертикали с гребнем, а шаг ступени равен не менее 0,30,7 высоты гребня. Причем элемент может быть установлен на статоре или роторе, а гребни- соответственно на роторе или статоре.
На фиг.1 показан частичный продольный разрез турбомашины, на фиг. 2- узел уплотнения статорной и роторной частей двигателя.
Предлагаемое лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашин содержит элемент 1, установленный, например, на статоре, гребни 2, выполненые, например, на роторе. Элемент 1 расположен на определенном расстоянии от гребней 2. При выборе размера данного зазора учитываются условия сборки двигателя, радиальные перемещения демпфера колебаний ротора, неточности изготовления и несогласованность тепловой энергии деталей ротора и статора. Элемент 1 выполнен ступенчатым. Количество ступеней выбирается равным количеству гребней 2, при этом каждая
ступень расположена на одной вертикали с гребнем 2. Шаг ступени Д равен не менее 0,3- 0,7 высоты гребня 2 -h. Длина ступени - L определяется из расчета возможного осеюго смещения ротора в корпусе турбомаппшы, но не должна быть меньше высоты гребня 2-h. Уплотнение может содержать два и более гребней 2.
Возможно выполнение элемента 1 на роторе, а гребней 2-на статоре. При этом все описанные вьппе условия вьшолнения уплотнения остаются прежними.
При прохождении рабочего тела через зазор лабиринта его скоростная энергия полностью уничтожается при соударении с выступом ступени или гребнем 2. Это создает эффект большого гидравлического сопротивления рабочему телу на каждом гребне.
Данные испытаний показали, что по сравнению с лабиринтным уплотнением, описанном в щ)ототш1е, где расчетная утечка рабочего тела составляет 0,62 % от расхода газа в турбине, в предлагаемом лабиринтном уплотнении утечка рабочего тела уменьшается до 0,4 %. Это эквивалентно улучшению коэффициента полезного действия турбины на 0,22%.