RU2486349C2

RU2486349C2 - Уплотнительный гребень, узел лопаток турбины и газовая турбина, содержащая такой узел лопаток

Info

Publication number: RU2486349C2
Application number: RU2010120801/06A
Authority: RU
Inventors: Питер ЛЭЙК; Рене Джеймс УЭББ
Original assignee: Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date: 2007-10-25
Filing date: 2008-09-16
Publication date: 2013-06-27
Also published as: CN101836018B; ATE549557T1; ES2381842T3; US20110014050A1; US8613599B2; EP2201271A1; CN101836018A; EP2201271B1; RU2010120801A; WO2009053169A1; MX2010004477A; BRPI0818386A2

Abstract

Уплотнительный гребень узла лопаток газовой турбины содержит прямой участок и участок с изгибом, при этом ширина участка с изгибом меньше ширины прямого участка. Участок с изгибом включает в себя два изогнутых участка и два прямых участка. Угол между прямым участком и прямым участком участка с изгибом и/или между двумя прямыми участками участка с изгибом составляет от 60° до 90°. Другое изобретение группы относится к узлу лопаток газовой турбины, содержащему диск, лопатки, фиксирующие пластины и изогнутые уплотнительные гребни, выполненные, как указано выше. Каждая лопатка прикреплена к диску и имеет перо, хвостовик и полку между пером и хвостовиком. Между полками смежных лопаток имеются зазоры, а между участками хвостовиков смежных лопаток имеются полости хвостовика. Лопатки закреплены в осевом направлении на диске фиксирующими пластинами. Уплотнительные гребни установлены в зазорах между полками соседних лопаток и выступают в осевом направлении за хвостовик лопатки и фиксирующую пластину. Еще одно изобретение относится к газовой турбине, содержащей указанный выше узел лопаток. Изобретения позволяют повысить надежность узла лопаток, а также упростить его сборку. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к узлу лопаток турбины, в частности газовой турбины. Настоящее изобретение дополнительно относится к уплотнительному гребню, в частности, применяемому в узле лопаток газовой турбины.

Ротор турбины, особенно газовой турбины, может состоять из множества дисков (см., например, US 4088421 A или US 3918842 A). Каждый диск обычно содержит несколько лопаток турбины, размещенных по периферии диска. Лопатка газовой турбины обычно содержит перо лопатки, хвостовик лопатки и полку между пером и хвостовиком лопатки. Между смежными лопатками турбины, прикрепленными к диску ротора, находятся полости хвостовика лопатки, расположенные между сегментами хвостовика и сегментами полки.

Для предотвращения проникновения горячих газов в полости хвостовика лопатки, расположенные между соседними хвостовиками лопаток, которые могут вызвать нежелательный нагрев обода диска, между смежными лопатками турбины подается воздух для охлаждения лопаток и установлены уплотнительные гребни. Эти уплотнительные гребни обычно представляют собой простые одноплоскостные элементы и крепятся в каждой из смежных лопаток турбины с помощью пазов. Ранее применявшиеся конструкции уплотнительных гребней (см., например, GB 2408296 A) базировались на жестких допусках, однако такая конструкция несет в себе риск того, что может произойти выпадение некоторых уплотнительных гребней. Другая конструкция основывается на жестком осевом креплении. Однако эта конструкция несет в себе риск заклинивания полки. Обе эти конструкции используют осевые ограничения для фиксации уплотнительного гребня.

Разрегулировка положения пазов лопаток может привести к последующему заклиниванию полок из-за наклона уплотнительных гребней. Особенно если уплотнительный гребень имеет изогнутую форму, разрегулировка положения пазов может увеличить наклон гребня и, следовательно, потенциально может привести к заклиниванию полок.

Задачей настоящего изобретения является усовершенствование узла лопаток турбины с уплотнительным гребнем. Другая цель заключается в разработке газовой турбины с усовершенствованным узлом лопаток турбины, содержащим уплотнительный гребень. Дополнительной задачей настоящего изобретения является разработка усовершенствованного уплотнительного гребня, в частности, для применения в узле лопаток газовой турбины.

Эти задачи решаются посредством создания узла лопаток турбины, уплотнительного гребня, а также газовой турбины в соответствии с настоящим изобретением.

Предлагаемый узел лопаток турбины, в частности газовой турбины, содержит диск с осью вращения, лопатки турбин, фиксирующие пластины и изогнутые уплотнительные гребни. Каждая лопатка турбины имеет перо, хвостовик лопатки и полку между пером и хвостовиком лопатки, с помощью которой она крепится к диску. Лопатки турбины на диске являются смежными и расположены по отношению друг к другу так, что между полками смежных лопаток турбины имеются зазоры, а между участками хвостовиков смежных лопаток турбины имеются полости. Лопатки турбины крепятся к диску в осевом направлении с помощью фиксирующей пластины. Уплотнительные гребни расположены в зазорах между полками соседних лопаток турбины для герметизации зазора и выступают в осевом направлении над хвостовиком лопатки и над фиксирующей пластиной.

Фиксирующая пластина предотвращает радиальное перемещение уплотнительного гребня. Это означает, что уплотнительный гребень нависает над задней частью фиксирующей пластины. Фиксирующая пластина используется для предотвращения выпадения уплотнительного гребня, особенно внутрь полости хвостовика лопатки. Кроме того, чтобы справиться с тепловым расширением, уплотнительный гребень неплотно зафиксирован в осевом направлении.

Предлагаемый узел лопаток турбины обеспечивает лучшее перемещение уплотнительного гребня в осевом направлении по сравнению с ранее применявшимися конструкциями. Это означает, что уплотнительный гребень не полностью зафиксирован в осевом направлении. Таким образом, может происходить термическое расширение уплотнительного гребня в осевом направлении. Предлагаемый узел лопаток турбины дополнительно обеспечивает легкий монтаж, предотвращающий заклинивание полок. Это дополнительно обеспечивает надежную конструкцию и меньшую вариативность по сравнению с ранее применяемыми конструкциями. Кроме того, по-прежнему обеспечивается вращение уплотнительного гребня для устранения разрегулированного положения полок.

Уплотнительный гребень может предпочтительно быть изогнут на двух участках своей длины. Например, уплотнительный гребень может иметь S-образную форму. Обычно каждая лопатка турбины может иметь входную и выходную кромку, причем в выходной кромке лопаток турбины могут быть расположены фиксирующие пластины. На выходной кромке поток, текущий вдоль лопатки турбины, сходит с лопатки турбины. Кроме того, уплотнительные гребни могут охватывать всю длину полостей хвостовика лопатки.

Кроме того, предлагаемый уплотнительный гребень, в частности, применяемый в узле лопаток газовой турбины, содержит прямой участок и участок с изгибом. Участок с изгибом меньше по ширине, чем прямой участок. Меньшая ширина участка с изгибом обеспечивает разрегулировку положения пазов гребня и потенциальную регулировку уплотнительного гребня. Кроме того, такая конструкция уплотнительного гребня позволяет использовать существующие способы фиксации лопатки, в особенности использовать фиксирующие пластины на задней стороне диска. В целом предлагаемый уплотнительный гребень снижает нагрузку на лопатки и предотвращает заклинивание полки, в то время как уплотнительный гребень эффективно предотвращает проникновение горячих газов в полости хвостовика лопатки. Полка может быть полностью герметизирована посредством прямого участка предлагаемого уплотнительного гребня.

Между прямым участком и участком с изгибом может быть предпочтительно расположен переходный участок. Этот переходный участок в месте соединения с прямым участком имеет ширину прямого участка. В месте соединения с участком с изгибом переходный участок имеет ширину участка с изгибом. Ширина переходного участка постепенно меняется от ширины прямого участка до ширины участка с изгибом.

Участок с изгибом уплотнительного гребня может быть изогнут дважды. Участок с изгибом предпочтительно имеет S-образную форму. Участок с изгибом может содержать, по меньшей мере, один изогнутый участок и, по меньшей мере, один прямой участок, при этом угол между прямым участком и прямым участком участка с изгибом и/или между двумя прямыми участками участка с изгибом может составлять от 60° до 90°. Кроме того, радиус кривизны изогнутого участка участка с изгибом может составлять от 5 мм до 10 см, предпочтительно от 2 см до 5 см. Кроме того, уплотнительный гребень может содержать прямоугольные участки со скосами.

Предлагаемый узел лопаток турбины, в частности газовой турбины, содержит лопатки турбины, а также уплотнительные гребни. Каждая лопатка турбины имеет перо, хвостовик лопатки и полку между пером и хвостовиком лопатки. Предлагаемый узел лопаток турбины дополнительно содержит зазоры между полками смежных лопаток турбины и полости хвостовиков, расположенные между хвостовиками смежных лопаток турбины. Как уже отмечалось, предлагаемый узел лопаток турбины содержит уплотнительные гребни. Уплотнительные гребни расположены в зазорах между полками смежных лопаток турбины и могут, в частности, охватывать всю длину полости хвостовика. Применяемый уплотнительный гребень имеет свойства любого из ранее описанных предлагаемых уплотнительных гребней. Предлагаемый узел лопаток турбины обладает теми же преимуществами, что и предлагаемый уплотнительный гребень. Это означает, что снижается нагрузка на лопатку, предотвращается заклинивание полки, обеспечивается герметизация всей полки и предотвращается проникновение горячих газов в полость хвостовика лопатки.

Предлагаемая газовая турбина содержит предлагаемый узел лопаток турбины, как описано выше.

Дополнительные признаки, свойства и преимущества настоящего изобретения будут ясны из нижеследующего описания варианта осуществления, приведенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - схематический вид спереди диска турбины;

Фиг.2 - схематический вид диска турбины в разрезе;

Фиг.3 - схематический увеличенный вид участка диска турбины, показанного на фиг.2;

Фиг.4 - схематический вид спереди предлагаемого уплотнительного гребня;

Фиг.5 - схематический вид в разрезе предлагаемого уплотнительного гребня по его длине;

Фиг.6 - схематический вид в разрезе уплотнительного гребня по направлению IV-IV, показанному на фиг.4;

Фиг.7 - увеличенный вид участка лопатки турбины с фиксирующей пластиной и уплотнительным гребнем в разрезе; и

Фиг.8 - схематический вид в перспективе участка предлагаемого узла лопаток турбины с уплотнительным гребнем.

На фиг.1 схематически представлен обычно применяемый в газовых турбинах диск 1 турбины. По своей периферийной окружности диск содержит осевые канавки 3, в которые при креплении лопаток турбины к диску вставляются хвостовики лопаток турбины. Две радиальные оси симметрии диска 1 турбины обозначены позициями 4 и 5.

На фиг.2 схематически представлен диск 1 турбины в разрезе вдоль одной из осей симметрии 4 или 5. На фиг.3 показана верхняя часть фиг.2, обозначенная кружком, в увеличенном виде в разрезе. Показан участок диска 1 турбины с лопаткой 22 турбины, содержащий перо 7, полку 14, хвостовик 11 лопатки и полость 8 хвостовика лопатки. Кроме того, на фиг.3 показана фиксирующая пластина 9, которая предотвращает выпадение лопатки турбины из канавки диска 1 турбины.

Диск 1 турбины оснащен лопатками 22 турбины. Каждая лопатка 22 турбины содержит перо 7, хвостовик лопатки и полку 14. Полка 14 находится между пером 7 и хвостовиком 11 лопатки. Посредством хвостовика 11 лопатки, соединенном с полкой 14, лопатка 22 турбины крепится к диску 1 турбины. При монтаже участок хвостовика 11 лопатки вставляется в осевые канавки 3 диска 1 турбины. Хвостовики 11 лопаток, которые довольно неплотно сидят в канавках 3, крепятся к диску 1 турбины с помощью фиксирующих пластин 9, расположенных на осевых кромках, в настоящем варианте осуществления, на выходных кромках лопаток 22 турбины (см. фиг.3).

Полости 8 хвостовиков лопаток находятся между участками хвостовиков соседних лопаток 22 турбины, которые являются смежными к соответствующим полкам 14. На фиг.2 показаны две лопатки 22 турбины, которые крепятся к противоположным частям диска 1 турбины. Ось вращения диска 1 турбины на фиг.2 обозначена позицией 6.

Перо 1, содержащее входную кромку 12 и выходную кромку 13, соединено с полкой 14. Полка содержит паз 2, в который вставляется уплотнительный гребень 10. При установке уплотнительного гребня 10 в паз 2 соседних полок 14, гребень охватывает всю длину полости 8 хвостовика лопатки, которая образуется под полками 14.

На фиг.4 представлен вид спереди уплотнительного гребня 10. Уплотнительный гребень 10 содержит несколько вытянутых прямоугольных участков со скосами, скошенная форма которых соответствует форме хвостовика 11 лопатки. Для удобства фиксации в пазах 2 полок 14, уплотнительный гребень 10 имеет закругленные углы.

Уплотнительный гребень 10 содержит прямой участок 15, изогнутый участок 16 и переходный участок 17. Переходный участок 17 расположен между прямым участком 15 и изогнутым участком 16, который служит для предотвращения выпадения уплотнительного гребня 10 в полость 8 хвостовика лопатки. Обычно ширина изогнутого участка 16 меньше, чем ширина прямого участка 15. Прямой участок 15 шире остальной части уплотнительного гребня 10, поскольку он обеспечивает выполнение основной функции уплотнения гребня 10 и поэтому должен закрывать зазор между соседними полками 14 лопаток турбины.

Переходный участок 17 имеет ширину, аналогичную ширине прямого участка 15 с той стороны, где прямой участок 15 обращен к переходному участку 17. Противоположная сторона переходного участка 11, которая обращена к изогнутому участку 16, имеет ширину, аналогичную ширине изогнутого участка 16. От прямого участка 15 до изогнутого участка 16 переходный участок 17 постепенно сужается. Кроме того, изогнутый участок 16 содержит несколько вытянутых прямоугольных участков со скосами, скошенная форма которых соответствует форме нижней стороны полки.

На фиг.5 представлен уплотнительный гребень 10 в разрезе вдоль его длины. Можно видеть, что прямой участок 15 и переходный участок 17 являются прямыми вдоль своей длины. Изогнутый участок 16 содержит первый изогнутый участок 18, соединенный с переходным участком 17, за которым следуют первый короткий прямой участок 19, второй изогнутый участок 20 и второй прямой участок 21.

Угол между прямым участком 15 и первым прямым участком 19 изогнутого участка 16 и угол между первым прямым участком 19 и вторым прямым участком 21 изогнутого участка 16 составляет от 60° до 90°. Радиус кривизны первого изогнутого участка 18 и/или второго изогнутого участка 20 может составлять от 5 мм до 10 см, предпочтительно от 2 см до 5 см. На фиг.5 видно, что вышеописанная геометрия придает уплотнительному гребню 10 S-образную форму.

На фиг.6 уплотнительный гребень 10 показан в разрезе по направлению VI-VI, как это представлено на фиг.4. Как видно из фиг.6, уплотнительный гребень 10 в разрезе имеет вытянутую прямоугольную форму с закругленными углами.

На фиг.7 показан участок лопатки турбины с уплотнительным гребнем 10 и фиксирующей пластиной 9 в разрезе. Уплотнительный гребень 10 установлен в паз 2 соседних полок 14 (только одна из которых показана на фиг.7) и закреплен с помощью фиксирующей пластины 9. Фиксирующая пластина 9 находится на выходной кромке лопатки турбины и фиксирует хвостовик 11 лопатки в осевом направлении канавки 3 диска 1 турбины.

Уплотнительный гребень 10 имеет S-образную форму, как уже было описано в отношении фиг.5. Второй прямой участок 21 изогнутого участка 16 уплотнительного гребня 10 находится на выходной кромке хвостовика 11, т.е. там же, где размещена фиксирующая пластина 9. Кроме того, данный прямой участок 21 выступает над хвостовиком 11 лопатки, а также над фиксирующей пластиной 9. Фиксирующая пластина 9 фиксирует уплотнительный гребень 10 с его нижней стороны и тем самым предотвращает радиальное перемещение уплотнительного гребня 10. При этом сохраняется возможность движения или термического расширения в осевом направлении диска.

На фиг.8 показан вид в перспективе участка двух лопаток 22 турбины, которые являются смежными друг к другу на диске 1. Показаны два пера 7, две смежные полки 14 и два хвостовика 11 лопаток 22 турбины. Между смежными полками 14 находится уплотнительный гребень 10, радиально закрепленный посредством фиксирующей пластины 9. На фиг.7 и 8 показано, что прямой участок 15 уплотнительного гребня 10 охватывает полость 8 хвостовика лопатки, которая образуется между хвостовиками 11 смежных лопаток 22 турбины. Кроме того, уплотнительный гребень 10 закреплен только радиально, в то время как остается возможным расширение в осевом направлении, например, вызванное тепловым расширением. Это делает предлагаемый узел лопаток турбины менее подверженным изменениям производственного процесса и предотвращает выпадение уплотнительного гребня 10, например, в полость 8 хвостовика лопатки.

В целом предлагаемый уплотнительный гребень позволяет осуществлять его легкую установку в пазы полок смежных лопаток турбины. Это дополнительно снижает нагрузки, действующие на лопатки, и предотвращает возможное заклинивание полок. Кроме того, изобретение обеспечивает полную герметизацию полки, что предотвращает проникновение горячих газов в полости хвостовика лопатки.

Claims

1. Уплотнительный гребень (10), в частности, применяемый в узле лопаток газовой турбины, содержащий прямой участок (15) и участок (16) с изгибом, при этом ширина участка (16) с изгибом меньше ширины прямого участка (15), и участок (16) с изгибом включает в себя, но меньшей мере, два изогнутых участка (18, 20) и, по меньшей мере, два прямых участка (19, 21), причем угол между прямым участком (15) и прямым участком (19) участка (16) с изгибом и/или между двумя прямыми участками (19, 21) участка (16) с изгибом составляет от 60 до 90°.

2. Уплотнительный гребень (10) по п.1, в котором между прямым участком (15) и участком (16) с изгибом находится переходный участок (17), ширина которого равна ширине прямого участка (15) в месте своего соединения с прямым участком (15) и ширина которого равна ширине участка (16) с изгибом в месте своего соединения с участком (16) с изгибом, причем ширина переходного участка (17) постепенно меняется от ширины прямого участка (15) к ширине участка (16) с изгибом.

3. Уплотнительный гребень (10) по п.1 или 2, в котором участок (16) с изгибом имеет S-образную форму.

4. Уплотнительный гребень (10) по п.3, в котором радиус кривизны изогнутого участка (18, 20) участка (16) с изгибом составляет от 5 мм до 10 см.

5. Уплотнительный гребень (10) по п.3, в котором уплотнительный гребень (10) содержит прямоугольные участки со скосами.

6. Уплотнительный гребень (10) по п.1 или 2, в котором радиус изогнутого участка (18, 20) участка (16) с изгибом составляет от 5 мм до 10 см.

7. Уплотнительный гребень (10) по п.6, в котором радиус кривизны изогнутого участка (18, 20) составляет от 2 до 5 см.

8. Уплотнительный гребень (10) по любому из пп.1, 2 или 4, в котором уплотнительный гребень (10) содержит прямоугольные участки со скосами.

9. Узел лопаток турбины, в частности газовой турбины, содержащей диск (1), имеющий ось (6) вращения, лопатки (22) турбины, при этом каждая лопатка (22) турбины имеет перо (7), хвостовик (11) лопатки и полку (14) между пером (7) и хвостовиком (11) лопатки, с помощью которых она прикреплена к диску (1), фиксирующие пластины (9) и изогнутые уплотнительные гребни (10) по п.1,
при этом лопатки (22) турбины установлены на диски смежно друг к другу, а между полками (14) смежных лопаток (22) турбины имеются зазоры и между участками хвостовиков (11) смежных лопаток (22) турбины имеются полости (8) хвостовика, причем лопатки (22) турбины закреплены в осевом направлении на диске (1) с помощью фиксирующих пластин (9),
а уплотнительные гребни (10) установлены в зазорах между полками (14) соседних лопаток (22) турбины для уплотнения зазора и выступают в осевом направлении за хвостовик (11) лопатки и фиксирующую пластину (9).

10. Узел по п.9, в котором участок (16) с изгибом уплотнительного гребня (10) имеет S-образную форму.

11. Узел по п.9, в котором каждая лопатка имеет входную кромку (12) и выходную кромку (13) и фиксирующие пластины (9) расположены на выходных кромках (13) лопаток (22) турбины.

12. Узел по любому из пп.9-11, в котором полости (8) хвостовика образованы между хвостовиками (11) соседних лопаток (22) турбины.

13. Газовая турбина, содержащая узел лопаток турбины по любому из пп.9-12.