Патенты автора МАГГЛСТОУН Джонатан (GB)
Узел турбины содержит полое перо, имеющее, по меньшей мере, основную полость, по меньшей мере, с трубой для охлаждения натеканием, с полкой и с камерой охлаждения. Труба является вставляемой в основную полость полого пера и используется для охлаждения натеканием, по меньшей мере, внутренней поверхности основной полости. Полка размещена на радиальном конце полого пера. Камера охлаждения используется для охлаждения, по меньшей мере, полки и размещена относительно полого пера на противоположной площадке по меньшей мере одной полки. При этом по меньшей мере одна камера охлаждения ограничена на первом радиальном конце посредством по меньшей мере одного сегмента стенки полки и на противоположном радиальном втором конце, по меньшей мере, от покрывающей пластины. Труба для охлаждения натеканием продолжается в направлении поперечного размера, по меньшей мере, полностью через камеру охлаждения из полки в покрывающую пластину. Труба для охлаждения натеканием ограничивает подполость основной полости. По меньшей мере один сегмент стенки по меньшей мере одной полки содержит по меньшей мере один входной проем для входа охлаждающей среды по меньшей мере через один входной проем по меньшей мере из одной камеры охлаждения по меньшей мере одной полки в подполость полого пера. Изобретение направлено на повышение охлаждения полки лопатки. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.
Перо лопатки газотурбинной установки, причем перо содержит внешнюю оболочку, содержащую внутренний объем, внутреннюю оболочку, расположенную во внутреннем объеме внешней оболочки. Внутренняя оболочка содержит внутренний носовой участок и внутренний хвостовой участок. Сторона высокого давления внутренней оболочки образована вдоль первого участка поверхности между внутренним носовым участком и внутренним хвостовым участком. Сторона низкого давления внутренней оболочки образована вдоль второго участка поверхности, который расположен напротив первого участка поверхности между внутренним носовым участком и внутренним хвостовым участком. Внутренняя оболочка разнесена от внешней оболочки так, что первый охлаждающий канал образован вдоль стороны высокого давления между внутренним носовым участком и внутренним хвостовым участком, и второй охлаждающий канал образован вдоль стороны низкого давления между внутренним носовым участком и внутренним хвостовым участком. Первый охлаждающий канал и второй охлаждающий канал объединяются в общий охлаждающий канал на внутреннем хвостовом участке. Первое хвостовое ребро расположено между первым охлаждающим каналом и общим охлаждающим каналом так, что первый массовый расход охлаждающей текучей среды, текущей через первый охлаждающий канал, может регулироваться. Второе хвостовое ребро расположено между вторым охлаждающим каналом и общим охлаждающим каналом так, что второй массовый расход охлаждающей текучей среды, текущей через второй охлаждающий канал, может регулироваться. Первое хвостовое ребро содержит, по меньшей мере, одно первое сквозное отверстие для образования первого прохода для текучей среды. Второе хвостовое ребро содержит по меньшей мере одно второе сквозное отверстие для образования второго прохода для текучей среды. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и облегчение изготовления лопатки. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 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.
СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ УЗЛА ТУРБИНЫ // 2620220
Изобретение относится к изготовлению узлов турбины, работающей в условиях высоких температур. Способ изготовления узла (10, 10а) турбины в виде расположенных между двумя платформами (46, 46΄) по меньшей мере двух аэродинамических профилей (12, 14), который формируют монолитным, включает создание первой защиты путем нанесения теплозащитного покрытия на по меньшей мере два соседних аэродинамических профиля (12, 14), при этом в процессе нанесения по меньшей мере одна область (16) одного аэродинамического профиля (14), находящегося в теневой зоне другого аэродинамического профиля (12, 14), остается необработанной, создание второй защиты в по меньшей мере одной необработанной области (16) одного аэродинамического профиля (14), находящегося в теневой зоне другого аэродинамического профиля (12, 14), путем модификации поверхности до нанесения теплозащитного покрытия или после его нанесения, причем первая и вторая технологии защиты отличаются одна от другой и вторая технология защиты приводит к модификации поверхности по меньшей мере одной области (16) одного аэродинамического профиля (14) из двух соседних аэродинамических профилей (12, 14), которая останется необработанной или которая осталась необработанной, путем нанесения покрытия, или травления, или придания шероховатости, или путем химического преобразования поверхности. Изобретение направлено на увеличение срока службы узла турбины за счет повышения качества покрытия. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Данное изобретение относится к турбинному узлу (10, 10а), содержащему в основном полую лопатку (12) и по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d), при этом полая лопатка (12) имеет по меньшей мере первую боковую стенку (16, 18), проходящую от входной кромки (20) к выходной кромке (22) полой лопатки (12), и по меньшей мере одну полость (24), в которой в собранном состоянии упомянутого по меньшей мере одного дефлекторного устройства (14, 14а, 14d) в полой лопатке (12) упомянутое по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d) расположено на заданном расстоянии относительно внутренней поверхности (26) полости (24) для струйно-дефлекторного охлаждения этой по меньшей мере одной внутренней поверхности (26) и с образованием проточного канала (28) для охлаждающей среды (30), проходящего от входной кромки (20) к выходной кромке (22), и при этом упомянутое по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d) содержит первую деталь (42) и вторую деталь (44), расположенные бок о бок в осевом направлении (78), причем вторая деталь (44) расположена за первой деталью (42) при рассматривании в осевом направлении (78), и с осевым расстоянием друг от друга с образованием первого проточного прохода (46), обеспечивающего прохождение с одной стороны лопатки (12) к противоположной стороне лопатки (12). Для минимизации температуры подачи охлаждающей среды в лопатку и увеличения эффективности струйно-дефлекторного охлаждения турбинный узел (10, 10а) содержит по меньшей мере первый блокировочный элемент (32, 32b-d; 34, 34а), который расположен в проточном канале (28) между второй деталью (44) упомянутого по меньшей мере одного дефлекторного устройства (14, 14а, 14d) и упомянутой по меньшей мере первой боковой стенкой (16, 18) полой лопатки (12), причем упомянутая по меньшей мере первая боковая стенка (16, 18) находится на спинке (36) полой лопатки (12) для блокирования потока охлаждающей среды (30) в направлении от входной кромки (20) к выходной кромке (22) полой лопатки (12), препятствуя доступу в секцию (94) проточного канала (28) ниже по потоку после первого блокировочного элемента (32, 32b-d; 34, 34а), направляя охлаждающую среду (30) в первом проточном проходе (46) от спинки (36) к корыту (38) полой лопатки (12). Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Турбинный узел содержит в основном полый аэродинамический профиль, по меньшей мере один сегмент стенки, расположенный на стороне полого аэродинамического профиля, ориентированной в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля, и по меньшей мере одно вводное отверстие в по меньшей мере одном сегменте стенки, обеспечивающее доступ в полый аэродинамический профиль, и по меньшей мере одну трубку принудительного охлаждения, подлежащую введению через вводное отверстие в полый аэродинамический профиль для расположения внутри полого аэродинамического профиля и проходящую по меньшей мере в направлении размаха полого аэродинамического профиля. В собранном состоянии трубки принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле, по меньшей мере одна выступающая часть трубки принудительного охлаждения проходит в направлении, ориентированном в основном перпендикулярно направлению размаха, за край вводного отверстия в сегменте стенки. Выступающая часть перекрыта по меньшей мере частью сегмента стенки. Смежно с выступающей частью расположена перекрывающая часть трубки принудительного охлаждения, которая упирается в край вводного отверстия в сегменте стенки. Выступающая часть и перекрывающая часть выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и облегчение сборки трубки принудительного охлаждения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.
ТУРБИННЫЙ УЗЕЛ, СООТВЕТСТВУЮЩАЯ ТРУБКА СОУДАРИТЕЛЬНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2587032
Турбинный узел содержит полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость с по меньшей мере одной трубкой соударительного охлаждения, предназначенную для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используемую для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, расположенную на радиальном конце полой аэродинамической части, и по меньшей мере одну охлаждающую камеру, используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы, и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части стороне платформы. Охлаждающая камера ограничена на первом радиальном конце платформой, а на противоположном радиальном втором конце с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины. Трубка соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента и заднего элемента, вставленных оба в по меньшей мере одну полость. Передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части. Задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Передний элемент трубки соударительного охлаждения проходит в направлении размаха, по меньшей мере, полностью через охлаждающую камеру от платформы до закрывающей пластины, а задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается в направлении размаха на платформе. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения аэродинамической части при минимизации потерь. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.
ТУРБИННАЯ СИСТЕМА И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2576754
Турбинная система содержит первую платформу, вторую платформу, несколько аэродинамических профилей, пластину соударения. Каждый из нескольких аэродинамических профилей проходит между первой платформой и второй платформой. Первая и вторая платформа образуют секцию основного пути прохождения текучей среды. Вторая платформа имеет поверхность, противоположную основному пути прохождения текучей среды, с несколькими выемками. Выемки окружены поднятой кромкой. Кромка обеспечивает опору для устанавливаемой пластины соударения и образована в виде первой замкнутой петли, окружающей первую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей первое отверстие первого аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей и в виде второй замкнутой петли, окружающей вторую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей второе отверстие второго аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей, так что часть кромки задает непрерывный барьер между первой выемкой и второй выемкой для блокирования охлаждающей текучей среды. Барьер образует сопрягающую поверхность для центральной зоны пластины соударения. Первое отверстие имеет поднятый первый край. Первый край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки, и/или второе отверстие имеет поднятый второй край, при этом второй край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения аэродинамических профилей и платформ, упрощение сборки турбинной системы. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 4 ил.
ТУРБИННЫЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ // 2554737
Турбинный аэродинамический профиль содержит тело аэродинамического профиля, систему теплового защитного покрытия, присутствующую в покрытой зоне поверхности, и непокрытую зону поверхности, в которой система теплового защитного покрытия отсутствует. Непокрытая зона поверхности проходит на стороне пониженного давления наружной поверхности тела аэродинамического профиля от задней кромки в направлении передней кромки до линии раздела между покрытой зоной поверхности и непокрытой зоной поверхности. Линия раздела расположена на стороне пониженного давления между передней кромкой и задней кромкой, а тело аэродинамического профиля содержит ступеньку в наружной поверхности, проходящую вдоль линии раздела. Другое изобретение группы относится к турбинной направляющей или рабочей лопатке, содержащей указанный выше турбинный аэродинамический профиль. Группа изобретений позволяет повысить аэродинамические свойства лопатки и срок службы ее аэродинамического профиля. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 3 ил.
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2521528
Газотурбинный двигатель включает лопатку статора для направления горячих газов сжигания на роторные лопатки. Лопатка статора включает платформу, расположенную на радиально внутренней стороне лопатки относительно оси вращения двигателя. Платформа имеет часть задней кромки по потоку ниже относительно потока горячих газов сгорания после лопатки статора. Двигатель включает также опорную и охлаждающую систему для направления охлаждающей текучей среды на верхний по потоку конец стороны части задней кромки платформы. Сторона обращена радиально внутрь относительно оси вращения двигателя. Опорная и охлаждающая система также направляет охлаждающую текучую среду для прохождения по стороне в основном в осевом направлении к нижнему по потоку концу стороны. Охлаждающая текучая среда охлаждает часть задней кромки при прохождении по стороне. В сторону включены турболизаторы для увеличения переноса тепла с части задней кромки при прохождении потока охлаждающей текучей среды по стороне. Турболизаторы проходят поперек осевого направления оси вращения двигателя. Обращенная радиально внутрь сторона включает несколько проходящих в осевом направлении стенных перегородок, которые разделяют сторону на несколько раздельных, проходящих в осевом направлении охлаждающих каналов. Турболизаторы, включенные в сторону, расположены в охлаждающих каналах. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.
