CN102213112B - 在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统 - Google Patents

在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于涡轮围带的轴向定向的单元密封结构和相关方法。在支承于机器转子上的动叶(112)排与周围固定壳体或定子之间的密封系统包括固定于动叶中每一个的径向外部顶端处的顶端围带(114)，顶端围带形成有径向突出的横杆(116)。单元密封结构(120)支承于固定定子中与顶端围带和横杆径向相对。密封结构(120)具有个别单元(138)的环形阵列，个别单元(138)的环形阵列形成为提供基本上沿着单元密封结构的整个轴向长度尺寸无径向阻挡的连续的基本上水平的流动通道，以防止流绕顶端围带径向向内转弯。

Description

在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统
技术领域
本发明大体涉及涡轮和涡动叶片，且更特定地涉及顶端带围带(shroud)的涡动叶片和相关联的单元密封结构。
背景技术
轴向燃气涡轮级在涡轮壳体或定子限定的环形空间中包括固定叶片排，之后为旋转叶片或动叶(bucket)排。流在静叶(vane)中部分地膨胀，静叶将流导向至旋转叶片，在旋转叶片处，流进一步膨胀以生成所需功率输出。为了安全机械操作，在旋转叶片的顶端与壳体或定子壁之间存在最小物理空隙要求。在壳体壁上的蜂窝条带通常用于最小化在所有操作条件下旋转动叶的运行顶端空隙。为了实现更紧密的空隙，在顶端围带上的横杆(rail)允许在瞬态操作期间在蜂窝条带中摩擦并切割凹槽。这种凹槽的形状和深度取决于转子动态性和热特性，即，转子和壳体的不同的径向热膨胀和轴向热膨胀。
在动叶顶端上逸出的高能量流和其随后与下游主要流的相互作用是涡轮级中主要损失源之一。通常，涡轮中的这些顶端空隙损失构成给定级内总损失的20％至25％。由于在蜂窝密封结构中切割的凹槽的固有形状，顶端上的泄漏流向下转弯(即，径向向内)且较深地渗透到主要流动路径内，造成过量混合损失。因此，最小化这种混合损失的任何设计将改进涡轮级效率。此外，由于凹槽形状和蜂窝密封配置造成的高温顶端上的泄漏流的向内转弯使顶端泄漏流接触动叶顶端围带的后侧，与无凹槽的密封配置相比，使之暴露于相对更热的操作环境。由于动叶围带是涡轮机的寿命限制构件之一，故降低围带温度的任何设计将延长动叶寿命。
发明内容
根据示范性但非限制性实施例，本发明提供一种在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统，其包括：顶端围带，其固定于动叶中每一个的径向外部顶端处，顶端围带形成有径向突出的横杆；以及单元密封结构，其支承于固定壳体中与顶端围带和横杆径向相对，该密封结构具有个别单元的环形阵列，个别单元的环形阵列形成为提供基本上沿着单元密封结构的整个轴向长度尺寸无任何径向阻挡的连续的基本上水平的流动通道。
在另一示范性但非限制性方面中，本发明提供一种在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统，其包括：顶端围带，其固定于动叶中每一个的径向外部顶端处，顶端围带形成有径向突出的横杆；单元密封结构，其支承于固定壳体中与顶端围带和横杆径向相对，该密封结构具有个别单元的环形阵列，个别单元的环形阵列形成为提供在密封结构的前端与后端之间连续延伸的基本上水平的外围闭合的流动通道，个别单元定向为基本上平行于转子的旋转轴线，成+45度或-45度。
在又一示范性但非限制性方面中，本发明提供一种减少由动叶顶端/围带-定子密封接口处的顶端泄漏流与涡轮发动机中的燃烧气体的主要流混合所造成的混合损失的方法，该方法包括：在围绕环形动叶顶端围带的定子表面中提供单元密封结构；提供在动叶顶端围带的径向外表面上的横杆，其适于在涡轮发动机的瞬态操作条件期间由于转子与定子的不同的热膨胀性质而穿透单元密封结构；以及将该单元密封结构形成为包括个别单元的环形阵列，个别单元的环形阵列布置成提供在密封结构的前端与后端之间连续且无阻挡地延伸的基本上水平的外围闭合的流动通道，使得在横杆穿透该密封结构时，绕顶端围带的顶端泄漏流将限于基本上水平的外围闭合的流动通道且因此防止沿着密封结构的整个轴向长度尺寸径向向内转弯到主要流内。
现将结合下文所提出的附图来详细地描述本发明。
附图说明
图1是示出顶端带围带的动叶和在周围固定围带上的已知蜂窝密封结构的示意侧视立视图；
图2是根据本发明的第一示范性但非限制性实施例类似于图1但合并了单元密封结构的示意侧视立视图。
图2A是在图2中的箭头A的方向上所观察的图2的单元密封结构的示意平面投影图；
图3是类似于图2但示出替代单元密封结构的示意侧视立视图，其具有与下游扩散器构件对准的出口端；
图4是根据本发明的另一示范性实施例类似于图2但示出冷却剂被供应到密封结构的变型的示意侧视立视图；
图5至图9表示在本发明的范围内且从与图2A的相同视角取得的单元结构的示意平面投影图；以及
图10至图12表示处于相对于转子轴线的不同轴向方位的单元结构的示意图。
部件列表
112围带
114围带
116突出横杆
118壳体
120密封结构
122，126后径向肩部
124轴向表面
136，348壁
138，414，616单元
226径向肩部
240扩散器构件
242壁部
324轴向表面
344装置
410，412环形片材
612，614多个壁
346，710，714流动通道
712轴向延伸的管
具体实施方式
现参看图1，典型顶端带围带的涡轮动叶10包括翼型件12，翼型件12是拦截气体流且将气体能量转换成切向运动的有效构件。而此运动将使动叶10所附连到的转子旋转。
围带14(在本文中也被称作“顶端围带”)定位于每个翼型件12的顶端且包括由翼型件12朝向其中心支承的板。顶端围带可具有各种形状，如本领域技术人员所理解的那样，且如此处图示的示范性顶端围带14不认为有限制意义。密封横杆16沿着顶端围带14的顶部定位，密封横杆16最小化流动路径气体穿过顶端围带与周围构件的内表面之间的间隙。横杆16通常具有切割齿(未图示)，用于下文所述的目的。
如图1所示，周围固定定子围带18将蜂窝密封结构20安装成限于由壁表面22，24和26限定的固定围带的凹陷部分内。
在瞬态条件下操作(例如，在起动期间，在显著负载变化期间和在停机期间)且在到达涡轮热气体路径构件之间的热平衡状态之前，动叶或叶片10相对于定子的不同轴向和径向热膨胀性质将造成横杆16及其切割齿切穿该蜂窝密封结构20，形成基本上C形凹槽30。由于蜂窝密封结构至少部分地由在径向上且基本上横向于转子轴线延伸的径向延伸壁表面28形成，故跨越横杆16的燃烧气体泄漏流在其进入和离开穿过蜂窝密封结构切割的凹槽30时径向向内转弯到主要流动通道内(如由流动箭头F所示)。这种向内转弯造成泄漏流和主要流在标注为32的区域中相互作用，从而造成相对较大的混合损失。
为了更全面地理解这种现象，除了环形(或部分环形)径向延伸的轴向间隔开的壁28之外，蜂窝密封结构20的构造包括多个轴向延伸的周向间隔开的壁，这些壁与壁28组合以形成个别单元。壁28和34的形状和布置可不同，但在所有情况下，在个别单元中存在基本上横向于转子轴线的轴向间隔开的径向延伸的环形或部分环形壁部28，迫使顶端泄漏流绕横杆16径向向内转弯以与主要流相互作用，如先前所述的那样。
现参看图2，示出本发明的示范性但非限制性实施例。为了方便起见，图1所用但添加了前缀“1”的附图标记在图2中用于表示相对应的构件。不同之处在于单元结构120的构造。最初，应当指出的是在上文所述的现有布置中，密封结构适当地表征为“蜂窝”配置。但如将从下文显而易见，密封结构并非必需为蜂窝配置，且实际上，可呈现任意多种单元配置，只要满足某些标准，如下文将解释的。
更具体而言，图1的蜂窝结构20已被弃用，取而代之的是如图2所示的单元密封结构120。这种修改的设计的重要意义在于不存在任何轴向间隔开的径向向内延伸的环形或部分环形壁，这些壁基本上横向于转子轴线并且原本会阻挡顶端泄漏流且使顶端泄漏流径向向内转弯。图2A是如在图2中的箭头A的方向上所观察的新单元(或单元)结构的示意参考图。应了解虽然该结构以平面投影图示出，但实际上具有弓形截面，弓形截面的弓形长度由支承该密封件的定子区段的弓形长度决定。单元结构120包括周向间隔开的轴向延伸的径向隔壁134和多个基本上同心的径向间隔开且轴向延伸的环形壁136。壁134与136的组合形成个别单元或通道138，其从在壁122处的密封结构的一端到壁126处所示的密封结构的相对端无阻挡地沿着单元密封结构120连续地在基本上水平(或轴向)方向上延伸。这意味着当凹槽130由横杆116(且具体而言，横杆的切割齿，未图示)切割到单元结构120内时，顶端泄漏流在其跨越动叶顶端横杆116之后将无阻挡地在轴向上流动且同心的径向间隔开的壁136防止顶端泄漏流径向转弯到主要流内，从而避免或至少最小化先前所述的混合损失。
上述单元结构的额外益处在图3和图4中示出。在图3中，在适用的情况下，加了前缀“2”的相似附图标记用于标注相对应的构件。对于最后级动叶排，通过更改单元结构220下游端(和动叶的后边缘的下游)的单元壁242的出口角度而使顶端泄漏流与排气扩散器的角度对准，可使高能顶端泄漏流与排气扩散器240对准，且由此使流附连到扩散器。除了改进级性能混合损失减少之外，这可改进扩散器的性能。
图4示出轴向定向的单元结构的另一优点在于它提供固定围带或定子与热气体路径相对更好的隔热。这也可用作定子围带改进的冷却回路。此处同样，在适用的情况下，与图2和图3所用的附图标记相似但加有前缀“3”的附图标记用于表示相对应的构件。更具体而言，冷却剂流动管道344和合适的供应装置用于将冷却剂供应到最靠近定子壁348的单元结构320中的通道346，从而通过对流来冷却定子或围带壁348。然后冷却空气以平稳过渡与主要流联合，具有很小或无破坏性混合。
图5至图10示出在本发明的范围内示范性但非限制性替代单元配置。这些替代单元构造从与图2A相同的视角观察。在每种情况下，无阻挡的轴向定向的单元的阵列由内部结构形成以使顶端泄漏流保持在基本上轴向或水平方位，以便防止径向向内转弯到主要流内。因此，在图5中，交替的“波纹”壁410与径向间隔开的环形同心壁412的组合形成在固定围带118(图2)的径向壁122与126之间在轴向或水平方向上连续地无阻挡延伸的多个三角形单元414。
在图6所示的单元结构中，交替波纹壁510，512彼此相对颠倒使得当与径向分隔开的环形同心壁514组合时，三角形单元516与图5构造中形成的单元基本上相同，但这些单元与相邻排中的单元不同地对准。
图7示出另一实例实施例，其中个别单元610由相对定向的成角度(或十字交叉)壁612，614的阵列形成，形成轴向或水平延伸的菱形单元616(但沿着边际被修改，如图所示)。
在图8中，单元710由轴向或水平延伸的管712形成，管712中的每一个具有多边形状且在周向和径向上由相似管接合。
图9示出大体上类似于图8所示的构造，但在该构造中单元810的形状为由圆形管812的阵列限定的圆形，而圆形管812同样周向和径向地接合。应当指出的是在图8和图9所示的实施例中，额外轴向单元分别在管712，812之间的缝隙处在714，814形成。
本发明还设想到其它单元构造，重要设计特点为形成轴向延伸的无阻挡的单元以使顶端泄漏流保持在基本上轴向上，以便防止径向向内转弯和随后顶端泄漏流与主要燃烧气体流的混合。就此而言，在任何给定单元结构中的个别单元无需具有均匀的大小和形状，只要满足上文所提到的设计特点。
就这点而言，各种单元构造被示出基本上平行于转子的旋转轴线延伸。但是，如图10、图11和图12所示，单元阵列(使用单元138作为实例)可以以相对于转子轴线的一侧高达大约45°(图10)的角度在轴向上倾斜，平行于转子轴线(图11)或者向相反侧同样高达大约45°地倾斜(图12)。方位将取决于主要燃烧气体流的方向。通过使顶端泄漏流与主要气体流对准，预期将实现空气混合损失的进一步减少。
虽然结合目前被认为是最实用且优选的实施例描述了本发明，但应了解本发明并不限于所公开的实施例，而是本发明预期涵盖包括于所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效布置。

Claims (15)

1.一种在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统，包括：
顶端围带，其固定于所述动叶中每一个的径向外部顶端处，所述顶端围带形成有径向突出的横杆；
单元密封结构，其支承于所述固定壳体中与所述顶端围带和所述横杆径向相对，所述横杆允许在操作期间在所述单元密封结构中切割凹槽，所述单元密封结构具有个别单元的环形阵列，个别单元的环形阵列形成为提供基本上沿着所述单元密封结构的整个轴向长度尺寸无任何径向阻挡的连续的基本上水平的流动通道，以使从所述横杆顶端流过的泄漏流体沿着所述流动通道流动。
2.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，所述个别单元中的每一个基本上平行于所述转子的旋转轴线延伸。
3.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，所述个别单元中的每一个相对于所述转子的旋转轴线在+45度与-45度之间的范围内轴向延伸。
4.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，所述个别单元的环形阵列由与多个周向间隔开的径向延伸的隔壁相交的多个基本上同心的径向间隔开且轴向延伸的环形壁形成。
5.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，所述个别单元的环形阵列由多个径向堆叠的交替的波纹片材和平滑环形片材形成。
6.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，所述个别单元的环形阵列由基本上以45度角相交的多个壁形成使得所述个别单元的截面基本上为菱形。
7.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，所述个别单元的环形阵列由轴向延伸的管的环形的径向堆叠阵列形成，所述管与相邻管接合从而形成在所述管内的第一组所述流动通道和在接合的相邻管之间的缝隙中的第二组所述流动通道。
8.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，还包括装置，用于将冷却剂至少供应至与所述固定壳体的壁相邻的所述流动通道中的径向外部流动通道，从而通过对流冷却而冷却所述壁。
9.根据权利要求1所述的密封系统，其特征在于，在所述动叶下游的至少某些单元壁部径向向外成角度以与在下游方向上延伸的机器构件的表面基本上对准。
10.根据权利要求9所述的密封系统，其特征在于，所述机器构件包括涡轮扩散器。
11.一种在支承于机器转子上的动叶排与周围固定壳体之间的密封系统，包括：
顶端围带，其固定于所述动叶中每一个的径向外部顶端处，所述顶端围带形成有径向突出的横杆；
单元密封结构，其支承于所述固定壳体中与所述顶端围带和所述横杆径向相对，所述横杆允许在操作期间在所述单元密封结构中切割凹槽，所述单元密封结构具有个别单元的环形阵列，个别单元的环形阵列形成为提供在所述密封结构的前端与后端之间连续延伸的基本上水平的外围闭合的流动通道，所述个别单元定向为基本上平行于所述转子的旋转轴线，成+45度或-45度，以使从所述横杆顶端流过的泄漏流体沿着所述流动通道流动。
12.根据权利要求11所述的密封系统，其特征在于，所述密封结构至少部分地位于在所述固定壳体中形成的环形凹部内，所述凹部由通过偏移轴向表面连接的前径向肩部和后径向肩部形成。
13.根据权利要求12所述的密封系统，其特征在于，提供装置，用于将冷却剂至少供应至与所述偏移轴向表面相邻的所述流动通道中的径向外部流动通道，从而通过对流冷却来冷却所述偏移轴向表面。
14.根据权利要求12所述的密封系统，其特征在于，在所述后径向肩部下游的至少某些单元壁部径向向外成角度以与在下游方向上延伸的扩散器构件的表面基本上对准。
15.根据权利要求12所述的密封系统，其特征在于，在所述后径向肩部下游的至少某些单元壁部径向向外成角度以与在下游方向上延伸的扩散器构件的表面基本上对准。
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2483060B (en) * 2010-08-23 2013-05-15 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
US9885368B2 (en) 2012-05-24 2018-02-06 Carrier Corporation Stall margin enhancement of axial fan with rotating shroud
US9206700B2 (en) * 2013-10-25 2015-12-08 Siemens Aktiengesellschaft Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine
KR101675277B1 (ko) * 2015-10-02 2016-11-11 두산중공업 주식회사 가스터빈의 팁간극 조절 조립체
US10648346B2 (en) 2016-07-06 2020-05-12 General Electric Company Shroud configurations for turbine rotor blades
US10774670B2 (en) * 2017-06-07 2020-09-15 General Electric Company Filled abradable seal component and associated methods thereof
JP6782671B2 (ja) * 2017-07-10 2020-11-11 三菱重工業株式会社 ターボ機械
FR3095025B1 (fr) * 2019-04-12 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Joint d’étanchéité à labyrinthe comportant un élément abradable à densité variable de cellules
FR3096722B1 (fr) * 2019-05-29 2021-12-03 Safran Aircraft Engines Joint d’étanchéité dynamique pour turbomachine comprenant une pièce abradable multicouche
CN114151142B (zh) * 2021-11-11 2023-09-01 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 密封组件和燃气轮机

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3880435A (en) * 1973-01-05 1975-04-29 Stal Laval Turbin Ab Sealing ring for turbo machines
US4540335A (en) * 1980-12-02 1985-09-10 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Controllable-pitch moving blade type axial fan
US5971710A (en) * 1997-10-17 1999-10-26 United Technologies Corporation Turbomachinery blade or vane with a permanent machining datum

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3151712A (en) * 1960-11-30 1964-10-06 Budd Co Insulating structure
US3529905A (en) * 1966-12-12 1970-09-22 Gen Motors Corp Cellular metal and seal
US3719365A (en) 1971-10-18 1973-03-06 Gen Motors Corp Seal structure
US3970319A (en) * 1972-11-17 1976-07-20 General Motors Corporation Seal structure
US4135851A (en) * 1977-05-27 1979-01-23 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite seal for turbomachinery
US4214851A (en) 1978-04-20 1980-07-29 General Electric Company Structural cooling air manifold for a gas turbine engine
FR2516597A1 (fr) * 1981-11-16 1983-05-20 Snecma Dispositif annulaire de joint d'usure et d'etancheite refroidi par l'air pour aubage de roue de turbine a gaz ou de compresseur
US4526509A (en) * 1983-08-26 1985-07-02 General Electric Company Rub tolerant shroud
FR2552159B1 (fr) 1983-09-21 1987-07-10 Snecma Dispositif de liaison et d'etancheite de secteurs d'aubes de stator de turbine
US5197281A (en) 1990-04-03 1993-03-30 General Electric Company Interstage seal arrangement for airfoil stages of turbine engine counterrotating rotors
IT1284468B1 (it) * 1995-07-28 1998-05-21 Mtu Muenchen Gmbh Guarnizione a spazzola per turbomacchine
US6135715A (en) * 1999-07-29 2000-10-24 General Electric Company Tip insulated airfoil
JP2001123803A (ja) * 1999-10-21 2001-05-08 Toshiba Corp シール装置並びに同装置を備えた蒸気タービン及び発電プラント
US6631798B1 (en) 2000-11-01 2003-10-14 Micron Technology, Inc. Printed circuit board support
JP2002371802A (ja) * 2001-06-14 2002-12-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンにおけるシュラウド一体型動翼と分割環
JP2003106107A (ja) * 2001-09-27 2003-04-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン
CN2656641Y (zh) * 2002-06-28 2004-11-17 何立东 高效汽轮机汽封装置
JP4285134B2 (ja) * 2003-07-04 2009-06-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
US6913445B1 (en) 2003-12-12 2005-07-05 General Electric Company Center located cutter teeth on shrouded turbine blades
US20080260522A1 (en) * 2007-04-18 2008-10-23 Ioannis Alvanos Gas turbine engine with integrated abradable seal and mount plate
US20090014964A1 (en) 2007-07-09 2009-01-15 Siemens Power Generation, Inc. Angled honeycomb seal between turbine rotors and turbine stators in a turbine engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3880435A (en) * 1973-01-05 1975-04-29 Stal Laval Turbin Ab Sealing ring for turbo machines
US4540335A (en) * 1980-12-02 1985-09-10 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Controllable-pitch moving blade type axial fan
US5971710A (en) * 1997-10-17 1999-10-26 United Technologies Corporation Turbomachinery blade or vane with a permanent machining datum

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