Патенты автора БАТЛЕР Дэвид (GB)
Лопасть ротора турбомашины имеет хвостовик елочной формы для закрепления на диске ротора. Хвостовик содержит нижнюю часть хвостовика и боковые стороны хвостовика, причем каждая боковая сторона хвостовика имеет первый, второй и третий выступ, содержащие соответственно первую, вторую и третью контактные поверхности, приспособленные для контакта с контактной поверхностью диска ротора. Первый выступ хвостовика, расположенный ближе к нижней части хвостовика, чем второй выступ, а второй выступ хвостовика расположен ближе к нижней части хвостовика, чем третий выступ. Первая, вторая и третья контактные поверхности наклонены относительно радиальной оси нижней части хвостовика на первый, второй и третий угол соответственно. По меньшей мере один из первого, второго и третьего углов хвостовика находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов хвостовика. Еще одно изобретение группы относится к диску ротора турбомашины с гнездом елочной формы, выполненным для размещения хвостовика елочной формы указанной выше лопасти. Другие изобретения группы относятся к ротору турбомашины, содержащему указанные выше лопасть и диск, а также газотурбинному двигателю, содержащему указанный ротор турбомашины. 4 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.
Лопатка ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть, платформу и перьевую часть. Платформа содержит входную и выходную стороны, боковые стороны, проходящие от входной к выходной стороне, а также осевую и радиальную канавки в каждой боковой стороне платформы. Радиальная канавка имеет первый конец, направленный от осевой канавки, и второй конец, направленный к осевой канавке. Второй конец расположен на расстоянии от осевой канавки так, чтобы между вторым концом радиальной канавки и осевой канавкой был образован участок, не содержащий канавку. Осевая и радиальная канавки расположены с перекрыванием в осевом направлении. Участок без канавки имеет размер в радиальном направлении между осевой канавкой и радиальной канавкой и находится в пределах прямой видимости в осевом направлении. Другое изобретение группы относится к ротору газовой турбины, содержащему указанные выше лопатки, а также осевые и радиальные уплотнения, проходящие между соседними лопатками ротора и удерживаемые соответственно осевыми и радиальными канавками в боковых сторонах платформ соседних лопаток. При сборке ротора устанавливают по меньшей мере две указанные выше лопатки ротора на диск. Вставляют осевую уплотнительную полоски через открытый конец дополнительной канавки так, чтобы она полностью или в большей степени находилась внутри осевой канавки. Вставляют радиальную уплотнительную полоску в радиальную канавку через открытый конец и размещают запорную пластину поперек открытого конца для предотвращения выхода уплотнительной полоски. Группа изобретений позволяет снизить суммарную утечку между лопатками газовой турбины в условиях действия центробежных сил при вращении ротора. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2616743
Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания и узел направляющих лопаток. Узел направляющих лопаток содержит первый и второй узлы направляющих лопаток, расположенные вдоль окружного направления турбины, а также дополнительный первый узел направляющих лопаток. Первый узел направляющих лопаток, содержащий первую платформу и первое число первых аэродинамических профилей, прикрепленных к первой платформе. Второй узел направляющих лопаток, содержащий вторую платформу и второе число вторых аэродинамических профилей, прикрепленных ко второй платформе. Первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго, причем первый узел направляющих лопаток выполнен с более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток. На первый узел направляющих лопаток нанесено первое термобарьерное покрытие, а на второй - второе термобарьерное покрытие, причем первая толщина первого термобарьерного покрытия превышает вторую толщину второго. Дополнительный первый узел направляющих лопаток содержит дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей, расположен между первым узлом направляющих лопаток и вторым узлом направляющих лопаток и выполнен с первым термобарьерным покрытием. Дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей. Предложенное изобретение позволяет упростить изготовление узла направляющих лопаток турбины газотурбинного двигателя при сохранении его срока службы. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.
Лопаточный узел для газовой турбины содержит внутренний и внешний бандажи и лопатку, расположенную между ними. Лопатка содержит покрытую секцию поверхности, которая покрыта платино-алюминидным и термобарьерным покрытиями и представляет собой часть полной поверхности лопатки. Термобарьерное покрытие покрытой секции поверхности отделено от внутреннего бандажа и/или внешнего бандажа расстоянием, составляющим от 5% до 25% полной длины лопатки между внутренним и внешним бандажами. Лопатка дополнительно содержит утончающуюся секцию, образованную на поверхности лопатки и расположенную между покрытой секцией поверхности и внутренним бандажом и/или между покрытой секцией поверхности и внешним бандажом. В утончающейся секции толщина термобарьерного покрытия плавно уменьшается от кромки покрытой секции поверхности к внутреннему или внешнему бандажу соответственно. При изготовления указанного выше лопаточного узла покрывают секцию поверхности лопатки платино-алюминидным и термобарьерным покрытиями, таким образом, что термобарьерное покрытие покрытой секции поверхности расположено на расстоянии от внутреннего и/или внешнего бандажа. Группа изобретений позволяет повысить надежность лопатки газовой турбины. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.
Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, содержит: поверхность канала для прохода газа, находящуюся в контакте с потоком газа, выходящего из камеры сгорания; поверхность охлаждения, расположенную напротив поверхности канала для прохода газа и имеющую тепловую связь с ней; стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока; и дополнительную стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока. Расстояние в направлении вдоль окружности между стенкой и дополнительной стенкой уменьшается вдоль направления потока. Поверхность давления сопловой лопатки и сегмент платформы образуют первый край вдоль первой кривой линии, где поверхность давления и сегмент платформы соединяются, при этом первая кривая линия имеет сходство с частью аэродинамического профиля направляющей лопатки. Поверхность всасывания сопловой лопатки и сегмент платформы образуют второй край вдоль второй кривой линии, где поверхность всасывания и сегмент платформы соединяются, при этом вторая линия имеет сходство с другой частью аэродинамического профиля направляющей лопатки. Стенка и дополнительная стенка простираются приблизительно параллельно первому краю и второму краю. Ширина канала, ограниченного стенкой и дополнительной стенкой, уменьшается от расположенного выше по потоку участка поверхности охлаждения к расположенному ниже по потоку участку поверхности охлаждения. Изобретение направлено на увеличение долговечности сегмента платформы. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2565127
Газотурбинный двигатель включает сегмент кольцеобразного блока входного направляющего аппарата и опорное и охлаждающее устройство, поддерживающее сегмент направляющего аппарата и направляющее охлаждающую среду для его охлаждения. Сегмент включает площадку, расположенную на одной стороне сегмента, причем площадка имеет участок задней кромки, включающий направляющую, проходящую радиально внутри или снаружи от участка задней кромки. Опорное и охлаждающее устройство расположено радиально внутри или снаружи площадки и включает в себя фланцевую часть, проходящую радиально снаружи или внутри от опорного и охлаждающего устройства. Опорное и охлаждающее устройство дополнительно включает лепестковое уплотнение и удерживающий штифт. Удерживающий штифт проходит через лепестковое уплотнение, направляющую и фланцевую часть, чтобы прикрепить сегмент к опорному и охлаждающему устройству для определения радиального положения сегмента и удержать лепестковое уплотнение на месте для уплотнения контактной поверхности между направляющей и фланцевой частью от входа охлаждающей текучей среды. Изобретение позволяет упростить конструкцию газотурбинного двигателя. 15 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ТАНГЕНЦИАЛЬНО СМЕЩАЮЩЕГО ВНУТРЕННЕГО ОХЛАЖДЕНИЯ НА НАПРАВЛЯЮЩЕЙ ЛОПАТКЕ СОПЛА // 2518775
Узел турбины содержит первое устройство (200) направляющих лопаток,
второе устройство (210) направляющих лопаток, и отражатель (100), образованный из пластинчатого элемента. Отражатель содержит первую область (101) отверстия с первой формой отверстия и вторую область (102) отверстия со второй формой отверстия. Первая область (101) отверстия содержит конфигурацию впускных отверстий (104), образующих первую форму отверстия. Вторая область (102) отверстия содержит дополнительную конфигурацию впускных отверстий (104), образующих вторую форму отверстия. Отражатель (100) является пространственно закрепляемым на первом устройстве (200) направляющих лопаток и на втором устройстве (210) направляющих лопаток таким образом, что охлаждающая текучая среда (106) способна протекать через впускные отверстия (104) первой области (101) отверстия в первое устройство (200) направляющих лопаток, и охлаждающая текучая среда (106) способна протекать через впускные отверстия (104) второй области (102) отверстия во второе устройство (210) направляющих лопаток. Первая форма отверстия отличается от второй формы отверстия для достижения заданного первого потока массы охлаждающей текучей среды (106) в первое устройство (200) направляющих лопаток и заданного второго потока массы охлаждающей текучей среды (106) во второе устройство (210) направляющих лопаток в заданных установочных положениях первого устройства (200) направляющих лопаток и второго устройства (210) направляющих лопаток. Изобретение направлено на обеспечение подходящей охлаждающей системы для турбины. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.
