Патенты автора ПИЕРИ Марко (IT)
Турбомашина содержит роторный диск, имеющий периферическую часть с пазом, проходящим вокруг нее в окружном направлении и имеющим первую поверхность и вторую поверхность напротив первой, лопатку, расположенную в пазу, замыкающую лопатку, одиночный клин и ненагруженный снабженный резьбой крепежный элемент. Первая поверхность паза имеет углубления, проходящие в осевом направлении, а вторая поверхность паза имеет углубление, проходящее в осевом направлении. Замыкающая лопатка имеет первую поверхность, взаимодействующую с первой поверхностью паза, и вторую поверхность, расположенную напротив первой. Первая поверхность замыкающей лопатки имеет выступ, проходящий в осевом направлении от первой поверхности замыкающей лопатки, а вторая поверхность замыкающей лопатки имеет углубления, проходящие в осевом направлении на второй поверхности замыкающей лопатки. Замыкающая лопатка расположена в пазу смежно с лопаткой таким образом, что выступы первой поверхности замыкающей лопатки взаимодействуют с углублениями первой поверхности паза, при этом замыкающая лопатка блокирует окружное перемещение лопатки внутри паза относительно роторного диска. Одиночный клин расположен между второй поверхностью замыкающей лопатки и второй поверхностью паза и находится в контакте с ними для обеспечения закрепления замыкающей лопатки внутри паза. Одиночный клин имеет первую поверхность, находящуюся в контакте с углублением второй поверхности замыкающей лопатки, и вторую, противоположную, поверхность, находящуюся в контакте с углублением второй поверхности паза. Одиночный клин выполнен с возможностью расположения в пазу до введения замыкающей лопатки, при этом замыкающая лопатка и одиночный клин выполнены с возможностью расположения в одной и той же части паза. Крепежный элемент проходит через одиночный клин для обеспечения возможности перемещения одиночного клина в радиальном направлении c обеспечением его взаимодействия со второй поверхностью замыкающей лопатки и второй поверхностью паза с обеспечением закрепления замыкающей лопатки внутри паза. Другие изобретения группы относятся к замковому устройству для лопаток указанной турбомашины и способу закрепления лопатки в пазу роторного диска указанной турбомашины. Группа изобретений позволяет снизить концентрацию напряжений в роторе, а также упростить обработку ротора во время повторного монтажа ступени. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 15 ил.
Изобретение относится к машиностроению. Способ измерения угла между радиальной осью и линией центров тяжести сечений цилиндрической лопатки осевой вращающейся машины с использованием инструмента, причем указанная лопатка (1) проходит в радиальном наружном направлении от поверхности ступицы (3), при этом первый компонент (6) инструмента располагают в радиальном направлении (R), затем второй компонент (7) инструмента располагают в соответствии с направлением (S) линии центров тяжести сечений указанной лопатки и, наконец, определяют относительное положение первого и второго компонентов (6, 7). 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.
Способ и система для информирования о характеристиках работы газовой турбины в реальном времени // 2627742
Изобретения относятся к системе и способу контроля и диагностики аномалий выходных характеристик газовой турбины. Способ включает также прием входных данных реального времени и входных данных за прошлые периоды времени из системы контроля состояния, связанной с газовой турбиной, при этом входные данные относятся к параметрам, влияющим на характеристики газовой турбины, периодическое определение текущих значений параметров, сравнение исходных значений с соответствующими текущими значениями, определение ухудшения во времени по меньшей мере одного из следующего: КПД компрессора газовой турбины, выходная мощность газовой турбины, удельный расход тепла на газовую турбину и потребление топлива газовой турбиной, на основе упомянутого сравнения, и рекомендацию оператору газовой турбины набора корректирующих воздействий для корректировки этого ухудшения. Технический результат изобретения – повышение эффективности и надежности эксплуатации газовой турбины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 8 ил.
