Патенты автора БЛАК Ричард (GB)
СПОСОБ ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ УЗЛА ТУРБИНЫ // 2688124
Настоящее изобретение относится к способу для изготовления узла (10) турбины, содержащего по меньшей мере один блок (12) профиля, содержащий по меньшей мере по существу полый профиль (14) по меньшей мере с одним охлаждающим каналом (16) для охлаждающей среды (18) и по меньшей мере одной входной поверхностью (20), при этом по меньшей мере один охлаждающий канал (16) входит по меньшей мере в одну входную поверхность (20), и дополнительно узел (10) турбины содержит по меньшей мере одну покрывающую пластину (22), которая по меньшей мере частично закрывает по меньшей мере одну входную поверхность (20). Чтобы предоставлять надежное присоединение, способ содержит этап присоединения по меньшей мере одной покрывающей пластины (22) только с одной непрерывной соединительной конструкцией (24) по меньшей мере к одному блоку (12) профиля. Изобретение направлено на обеспечение надежности уплотнения охлаждающих каналов. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.
Лопатка для газовой турбины содержит хвостовую секцию, выполненную с возможностью установки на диск, перо и уплотнительную полосу. Хвостовая секция содержит полку, на которой расположено перо, а также полость, окруженную радиально внутренней поверхностью полки, стороной первой кромки хвостовой секции и стороной второй кромки хвостовой секции. Стороны первой и второй кромок отстоят друг от друга вдоль осевого направления газовой турбины. Уплотнительная полоса расположена на внутренней поверхности полки и имеет первую концевую секцию, среднюю секцию и вторую концевую секцию. Первая концевая секция отстоит от второй концевой секции вдоль осевого направления, а средняя секция расположена между ними. Сторона первой кромки содержит выемку, в которую первая концевая секция уплотнительной полосы вставлена таким образом, что выемка окружает первую концевую секцию и тем самым крепит первую концевую секцию к внутренней поверхности полки. Хвостовая секция также содержит опорный элемент, проходящий от стороны второй кромки в полость таким образом, что свободный конец опорного элемента образует область контакта со средней секцией уплотнительной полосы для крепления средней секции уплотнительной полосы к внутренней поверхности полки. Опорный элемент также выполнен таким образом, что между внутренней поверхностью, стороной второй кромки и опорным элементом образована дополнительная полость. Вторая концевая секция уплотнительной полосы расположена внутри этой дополнительной полости. Сторона второй кромки содержит вход для уплотнительной полосы, предназначенный для введения уплотнительной полосы в дополнительную полость. Другое изобретение группы относится к лопаточному узлу для газовой турбины, содержащему указанную выше лопатку и дополнительную лопатку, причем уплотнительная полоса проходит между лопаткой и дополнительной лопаткой для уплотнения зазора между ними. Группа изобретений позволяет снизить массу лопатки газовой турбины и упростить установку уплотнительной полосы между лопатками. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
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.
СИСТЕМА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ, УМЕНЬШАЮЩАЯ НАПРЯЖЕНИЯ НА ДИСКАХ ТУРБИНЫ, И СООТВЕТСТВУЮЩАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА // 2626913
Турбинная система включает роторную лопатку с хвостовиком и турбинный диск, содержащий щель, в которой закреплен хвостовик роторной лопатки. Щель турбинного диска содержит множество противоположных пар выступов щели, множество противоположных пар углублений щели и дно щели. Дно щели содержит первую часть выпуклой поверхности. Хвостовик роторной лопатки содержит дно хвостовика, содержащее первую часть вогнутой поверхности, соответствующую первой части выпуклой поверхности дна щели. Первая часть выпуклой поверхности пронизана выходом охлаждающего канала, проходящего через турбинный диск. Другое изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанную выше турбинную систему. Группа изобретений позволяет снизить концентрацию напряжений на дне щели диска, имеющем охлаждающий канал. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 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.
Хвостовик лопатки содержит множество пар противоположных выступов, множество пар противоположных скруглений, множество боковых поверхностей и нижнюю часть хвостовика лопатки. Выступы и скругления расположены в чередующемся порядке, а каждая из боковых поверхностей расположена между одним из выступов и одним из скруглений. Первая боковая поверхность из множества боковых поверхностей, обращенных в сторону от нижней части, имеет первый планарный участок поверхности, примыкающий к выпуклому участку поверхности и расположенный в первой плоскости. Выпуклый участок поверхности выступа примыкает к первому планарному участку поверхности, а вогнутый участок поверхности скругления примыкает к выпуклому участку поверхности. Выпуклый участок поверхности и область вогнутого участка поверхности скругления, примыкающая к выпуклому участку поверхности, образуют локальное углубление по отношению к первой плоскости. Другое изобретение группы относится к лопатке, содержащей перо, полку и хвостовик, выполненный, как указано выше. Еще одно изобретение группы относится к диску ротора, содержащему множество пазов, каждый из которых содержит множество пар противоположных выступов, множество пар противоположных скруглений, множество боковых поверхностей и нижнюю часть паза диска. Выступы паза и скругления паза расположены в чередующемся порядке, и каждая из боковых поверхностей паза расположена между одним из выступов и одним из скруглений. Первая боковая поверхность паза из множества боковых поверхностей паза, обращенных к нижней части паза, имеет второй планарный участок поверхности, примыкающий к выпуклому переходному участку. Второй планарный участок поверхности расположен в первой плоскости. Выпуклый участок поверхности выступа паза примыкает ко второму планарному участку поверхности; а вогнутый участок поверхности скругления паза примыкает к выпуклому переходному участку. Выпуклый переходный участок и область вогнутого участка поверхности скругления паза, примыкающая к выпуклому переходному участку, образуют локальное углубление по отношению к первой плоскости. Изобретения группы также относятся к вариантам узла турбомашины, содержащим указанные выше диск ротора и лопатку. Группа изобретений позволяет снизить напряжения в местах контакта диска и лопатки. 6 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.
УЗЕЛ ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ // 2438019
Изобретение относится к узлам лопатки турбины, в частности для газовых турбин
