Машины и двигатели необъемного вытеснения, например паровые турбины (F01D)
F01 Машины или двигатели вообще (двигатели внутреннего сгорания F02; гидравлические машины F03,F04); силовые установки с двигателями; паровые машины
(15284)
F01D25 - Турбины и турбомашины (с потоками рабочего тела, направленными аксиально в противоположные стороны для уравновешивания осевого давления F01D3/02; с движением иным, чем вращательное F01D23; турбины, применяемые в специальных паросиловых установках, циклах или процессах, регулирующие устройства для них F01K)(1170)
F01D5 - Рабочие лопатки; элементы, на которых закрепляются лопатки (паровыпускные патрубки F01D9/02); устройства для подогрева, теплоизоляции, охлаждения или устранения вибраций лопаток или несущих их элементов(1525)
F01D11 - Предотвращение или сведение к минимуму внутренних утечек рабочего тела, например между ступенями (уплотнения вообще F16J)(455)
F01D13 - Комбинации из двух или более турбин и турбомашин (F01D15 имеет преимущество ; комбинации из двух или более насосов F04; пневматические или гидравлические приводы F16H; регулирование или управление см. в соответствующих группах)(12)
F01D17 - Регулирование или управление изменением потока (для реверсирования F01D1/30; изменением положения роторных лопаток F01D7; для пуска F01D19; остановки или отключения турбин и турбомашин F01D21; регулирование или управление вообще G05)(697)
F01D19 - Пуск турбомашин и турбин; регулирующие, управляющие или предохранительные устройства, связанные с пуском (подогрев перед пуском F01D25/10; валоповоротные механизмы F01D25/34)(156)
Силовая установка с усовершенствованной конструкцией опоры воздушно-масляной системы охлаждения // 2793374
Изобретение относится к силовой установке (200) для летательного аппарата, содержащей газотурбинный двухконтурный двигатель (1) и пилон (202) подвески газотурбинного двигателя. Газотурбинный двигатель содержит воздушно-масляную систему охлаждения (30), расположенную в межконтурном отсеке (22), ограниченном в направлении радиально наружу межконтурным обтекателем (20).
Изобретение относится к способу изготовления детали из композиционного материала с керамической матрицей (СМС), имеющей по меньшей мере одну прорезь, а также к такой детали из СМС, способной выдерживать высокие температуры, которая может быть использована в области авиастроения, в частности в секторах цилиндрического элемента газотурбинного двигателя.
Рабочее колесо осевой турбомашины // 2793173
Изобретение относится к машиностроению и касается конструкции рабочих колес паровых и газовых осевых турбин, а также осевых компрессоров, применяемых в силовых агрегатах транспортных средств и в стационарной теплоэнергетике.
Изобретение относится к области машиностроения для газотурбинных технологий и может быть использовано при создании новых и реконструкции действующих установок и машинных комплексов, где в качестве силового привода применяются газотурбинные двигатели (ГТД) авиационного или другого типа, например газоперекачивающих агрегатов (ГПА) компрессорных станций на магистральных газопроводах.
Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления газотурбинного двигателя, содержащий полые сопловые лопатки с наружными и внутренними полками, расположенные в проточной части турбины, наружный корпус, образующий с наружными полками кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями сопловых лопаток, сообщенных, в свою очередь, с проточной частью турбины, внутреннее кольцо, образующее с внутренними полками кольцевую полость, сообщенную с кольцевой полостью, образованной диском ротора турбины высокого давления, диском ротора турбины низкого давления и внутренним кольцом, при этом хвостовик каждой сопловой лопатки выполнен типа «цапфа», полым, с внутренней цилиндрической поверхностью, согласно изобретению кольцевая полость, образованная наружным корпусом и наружными полками сообщена с проточной частью компрессора высокого давления через теплообменник, при этом статор дополнительно содержит кольцевой экран, установленный на наружном корпусе и образующий с ним кольцевую полость, сообщенную с думмисной полостью двигателя, полые трубчатые элементы, радиально установленные во внутренних полостях части сопловых лопаток и сообщающие кольцевую полость, образованную кольцевым экраном и наружным корпусом, с кольцевой полостью, образованной внутренним кольцом и внутренними полками, заглушки, установленные в полых хвостовиках сопловых лопаток без полых трубчатых элементов, причем каждый полый трубчатый элемент соединен с наружным корпусом посредством сферического шарнирного соединения, а с внутренней цилиндрической поверхностью соответствующего ему хвостовика контактирует сферическим буртиком, выполненном на концевом участке его наружной поверхности.
Изобретение относится к лопатке ротора газотурбинного двигателя, содержащей множество сечений лопатки, уложенных друг на друга вдоль оси Z между корневой частью лопатки и концевой частью лопатки, определяющими между собой высоту лопатки, при этом каждое сечение лопатки содержит переднюю кромку (21), заднюю кромку (22), корытце (19) и спинку (18), хорду (25), определяемую длиной линии хорды, которая является участком, соединяющим переднюю кромку (1) и заднюю кромку (2), и максимальный прогиб профиля (28), определяемый максимальной длиной участка, перпендикулярного к линии хорды и соединяющего точку линии хорды и точку линии изгиба, образованную всеми точками, находящимися на равном расстоянии от спинки (18) и корытца (19) в сечении, при этом согласно изобретению соотношение между максимальным прогибом профиля и хордой на половине высоты лопатки составляет от 25% до 40% соотношения между максимальным прогибом профиля и хордой в корневой части лопатки, а соотношение между максимальным прогибом профиля и хордой в концевой части лопатки составляет от 25% до 40% соотношения между максимальным прогибом профиля и хордой в корневой части лопатки.
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2792502
Изобретение относится к системам охлаждения турбин газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит сопловые лопатки, включающие разделительную перегородку, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, каждый из которых образует вдоль вогнутой и выпуклой стенок лопатки каналы охлаждения.
Устройство охлаждения задних подшипниковых опор ротора газотурбинного двигателя (варианты) // 2792319
Изобретение относится к охлаждаемым турбинам газотурбинного двигателя авиационного применения, а именно к устройствам подачи охлаждающего воздуха и задним подшипниковым опорам ротора газотурбинных двигателей (ГТД).
Устройство и способ мониторинга срока службы гидравлического агрегата летательного аппарата // 2791885
Изобретение относится к устройству мониторинга срока службы по меньшей мере одного гидравлического агрегата летательного аппарата, подвергающегося перепадам гидравлического давления во время полета, содержащему интерфейс для приема данных измерения, характеризующих гидравлическое давление (Р).
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к конструкциям привода КПА ГТД, и может быть использовано в ГТД. На проушины КПА устанавливаются огнезащитные кожуха, которые при проведении огневых испытаний защищают проушины узла крепления КПА от непосредственного воздействия на них пламени горелки.
Изобретение относится к способу мониторинга состояния по меньшей мере двух датчиков вибраций двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащего ротор низкого давления и ротор высокого давления, при этом датчик вибраций находится в передней части газотурбинного двигателя и датчик вибраций находится в задней части газотурбинного двигателя, при этом каждый из датчиков выполнен с возможностью измерять вибрации роторов низкого давления и высокого давления в передней и задней частях газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и призвано защищать рабочие лопатки последних ступеней конденсационных паровых турбин от влажной паровой эрозии входных кромок указанных рабочих лопаток.
Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано для фиксации лопаточного аппарата в роторе турбины. Использование изобретения наиболее предпочтительно в роторах паровых турбин барабанного типа.
Изобретение относится к области турбиностроения, а именно к системам охлаждения узла паровпуска в зоне его сопряжения с цилиндром. Устройство для охлаждения паровпускного патрубка цилиндра паровой турбины, включающее охлаждающую оболочку, содержит втулку с винтовой однозаходной канавкой для интенсификации теплообмена с установленной охлаждающей оболочкой, состоящей из коаксиально расположенных по меньшей мере трех кольцевых экранов между втулкой и узлом паровпуска, формирующих камеры для движения пара, зафиксированных крепежными упорными бандажами, штуцер, через который охлаждающий пар, протекающий через винтовую однозаходную канавку втулки из межкорпусного пространства, возвращается обратно в проточную часть в камеру с более низким давлением, разрезную съемную юбку, являющуюся частью втулки, совместно с буртом, являющимся частью узла паровпуска, в канале которого установлено уплотнение в виде поршневого кольца, для центровки и сборки узла паровпуска и фиксации втулки в цилиндре, и гайку с внешней резьбой для крепления устройства в цилиндре.
Последняя ступень турбины // 2790505
Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбиностроения, и может быть использовано при проектировании последних ступеней паровых турбин с диафрагмой и рабочим колесом, преимущественно влажно-паровых турбин.
Изобретение относится к металлургии, а именно к литейным жаропрочным сплавам на основе никеля, предназначенным для литья деталей горячего тракта газотурбинных двигателей и установок, например монокристаллических рабочих лопаток турбины, работающих в газовой среде при высоких напряжениях и температурах до 1100°С.
Тепловой экран для газотурбинного двигателя // 2790234
Тепловой экран для газотурбинного двигателя. Тепловой экран содержит основной корпус, имеющий передний край, задний край, боковые края, первую поверхность и вторую поверхность, причем первая поверхность подвергается воздействию горячего рабочего газа, проходящего при использовании через газотурбинный двигатель.
Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании направляющих лопаток, входящих в состав ступеней цилиндров низкого давления осевых паровых турбин.
Изобретение относится к профилированной конструкции, удлиненной в направлении, в котором конструкция имеет длину, обдуваемую воздушным потоком, и поперечно к которому конструкция содержит переднюю кромку (164) и/или заднюю кромку, по меньшей мере одна из которых выполнена профилированной и имеет в указанном направлении удлинения зубчатости (28а), образованные следующими друг за другом зубцами (30) и впадинами (32).
Поворотное устройство // 2789113
Изобретение относится к области машиностроения для газотурбинных двигателей. Изобретение направлено на обеспечение минимальных аэродинамических потерь в устройстве.
Тепловой экран для газотурбинного двигателя // 2788802
Тепловой экран для газотурбинного двигателя содержит основной корпус, имеющий передний край, задний край, боковые края, первую поверхность и вторую поверхность. Первая поверхность подвергается воздействию горячего рабочего газа, проходящего при использовании через газотурбинный двигатель.
Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности // 2788264
Авиационный газотурбинный двигатель (10), причем этот газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере корпус (12а) низкого давления и корпус (12b) высокого давления, а также средства (54) отбора мощности на упомянутом корпусе низкого давления, которые включают в себя первый вал (54а) отбора мощности, на радиально внутреннем конце которого установлена первая коническая шестерня (54b), зацепляющаяся с первым коническим колесом (54с) угловой передачи, приводимым во вращение упомянутым корпусом низкого давления, при этом газотурбинный двигатель дополнительно содержит первую кольцевую опору (76) подшипника, расположенную вокруг упомянутой оси и жестко соединенную со статором, отличающийся тем, что упомянутая первая опора подшипника содержит первый по существу цилиндрический участок (76b), который расположен коаксиально с вторым по существу цилиндрическим участком (54са) упомянутого колеса угловой передачи, причем эти первый и второй участки направляются один внутри другого опорными подшипниками (78,80), и упомянутое колесо угловой передачи приводится во вращение упомянутым корпусом низкого давления через кольцевую демпфирующую деталь (86,86’), которая выполнена независимо от упомянутой первой опоры подшипника.
Изобретение относится к области энергомашиностроения, а именно к турбостроению, и может быть использовано при монтаже конденсаторов, работающих в составе паротурбинных установок (ПТУ) на электростанции.
Турбинная лопатка (100), имеющая конструкцию для газопленочного охлаждения с составным пазом неправильной формы. Турбинная лопатка (100) имеет полую конструкцию, и на ее наружной поверхности (101) предусмотрено множество первых пазов (105), которые представляют собой углубления.
Паровая турбина (200) имеет множество ступеней (261, 262, 271) расширения и лопаток (221, 222, 231) статора перед по меньшей мере одной из ступеней (261, 262, 271) расширения; во время работы паровой турбины (200) для регулирования потока пара внутри паровой турбины (200) и максимального повышения эффективности турбины управляют угловыми положениями лопаток (221, 222, 231) статора, например, с помощью внешнего блока управления посредством, например, управляющего стержня (289, 299).
Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя // 2786291
Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного. Направляющий лопаточный аппарат компрессора из композиционного материала, изготовление которого включает раскрой слоев для лопаток, окончательное их оформление производится в пресс-форме.
Газотурбинная установка // 2785900
Газотурбинная установка, содержащая турбину, приводимую в действие газообразным продуктом горения, корпус газотурбинной установки, который содержит выхлопной корпус, содержащий внутреннюю трубу и внешнюю трубу, подшипник, который поддерживает с возможностью вращения вал турбины, корпус подшипника, который удерживает подшипник, опорную стойку, которая поддерживает корпус газотурбинной установки, распорки, которые соединяют внутреннюю трубу и внешнюю трубу, и первую опору и вторую опору, которые поддерживают корпус подшипника на внутренней трубе.
Газотурбинная установка // 2785857
Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная установка, содержащая соединенные по ходу рабочего тела цикла Брайтона компрессор, регенеративный теплообменник, камеру сгорания и турбину, снабжена блоком охлаждения воздуха, корпус компрессора выполнен двухстенным с полостью между ними, при этом выход блока охлаждения воздуха соединен с входом в полость, вход блока охлаждения воздуха соединен с выходом из полости, образуя контур охлаждения воздуха, а вход в полость расположен со стороны выхода компрессора.
Настоящее изобретение относится к способу ремонта участка (22) концевой части лопатки (10) турбины, имеющего структурный дефект. Способ включает области поврежденного участка со структурным дефектом на участке (22) концевой части и предоставление предварительно спеченной преформы (60), включающей первый участок (62), имеющий первый состав, и второй участок (64), имеющий второй состав.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к способам снижения уровня вибрации, возникающей на резонансных частотах вращения ротора или роторов двухвального ГТД летательного аппарата, и может быть использовано в судовой технике и наземных газотурбинных установках.
Изобретение относится к способам и устройствам, сочетающим в себе функции влагоудаления и уплотнения паровых турбин, ограничивающим перетекание пара через зазоры между бандажом рабочих лопаток и статором турбины, а именно, к лабиринтным надбандажным уплотнениям паровых турбин с влагоотводящим устройством и может быть использовано, например, в турбинах, рабочая ступень которых работает в среде влажного пара.
Способ формирования компонента включает в себя смешивание порошкообразного основного материала и связующего с образованием смеси, формование смеси до желательной формы без плавления основного материала, удаление связующего из желательной формы с образованием каркаса, причем объем каркаса составляет основной материал на величину между 80 процентами и 95 процентами, и пропитывание каркаса материалом-депрессантом температуры плавления с образованием готового компонента, причем готовый компонент имеет менее чем однопроцентную пористость по объему.
Изобретение относится к системам охлаждения подшипников насосных агрегатов и может быть использовано, в частности, на тепловых электростанциях (ТЭС) для охлаждения подшипников циркуляционных насосов и подшипников их электродвигателей.
Изобретение относится к накоплению и хранению энергии и может быть использовано для регулирования мощности крупных генерирующих станций, управления спросом и иных применений для генерации, сетей, потребителей.
Турбина с бандажом вокруг лопаток ротора и способ ограничения утечки рабочей среды в турбине // 2783145
Описана газовая (или паровая) турбина (200), включающая ротор с по меньшей мере одним набором лопаток (213-1) ротора, статор с корпусом (261) и бандаж (250); бандаж (250) проходит вокруг набора лопаток (213-1) ротора, а корпус (261) проходит вокруг бандажа (250).
Система турбокомпрессора внешнего сгорания и способ ее работы относятся к области теплоэнергетики. Система включает соединенные последовательно трубопроводами компрессор 1, теплообменник 2 в камере сгорания, турбину 4, при этом турбина 4 соединена трубопроводом 4.1 с камерой сгорания 3.
Изобретение относится к двигательным установкам летательных аппаратов. Двигательная установка (100) летательного аппарата содержит электрическое приводное устройство (140), выполненное с возможностью приведения во вращение турбинного ротора (104а, 104b), содержащая электрический генератор (142а, 142b) и электрический двигатель (146).
Профилированная аэродинамическая конструкция и турбомашина для летательного аппарата (варианты) // 2782555
Изобретение относится к профилированной аэродинамической конструкции, имеющей профилированную переднюю кромку (164) и зубчатый профиль, расположенный вдоль линии (164а) передней кромки и содержащий последовательность зубцов (30) и впадин (32), отличающейся тем, что она имеет пористые звукопоглощающие зоны (52), расположенные в направлении дна впадин (32).
Изобретение относится к нефтегазовой отрасли, в частности к стендам для испытаний узлов стендера, и может применяться для проведения полного комплекса испытаний шарнирных соединений узлов стендера, кроме аттестационных динамических испытаний.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам управления угловым положением поворотных направляющих лопаток компрессора газотурбинного двигателя (ГТД). Указанный технический результат достигается тем, что в устройстве управления направляющими аппаратами компрессора газотурбинного двигателя, содержащем цилиндрическую втулку, по меньшей мере на участке внутренней поверхности которой выполнен слой графита, установленную и жестко закрепленную в промежуточном корпусе, в которой установлена ось, на которой жестко закреплены два рычага, один из которых соединен со штоком силового цилиндра, а второй - с приводом направляющих аппаратов, при этом на участке наружной поверхности оси, расположенном непосредственно в зоне контакта втулки и оси выполнено, по меньшей мере, одно отверстие и/или канавка, в котором установлен, по меньшей мере, один графитовый элемент, подпружиненный к внутренней поверхности втулки с помощью пружины.
Способ регулирования частоты вращения реактивной гидравлической турбины, базирующийся на структуре «усилитель-ограничитель - интегратор», на вход которой подается сигнал, пропорциональный линейной комбинации взятых с определенными весами переменных состояния: отклонения частоты от уставки, динамического отклонения напора, вызванного перемещением регулирующего органа и упомянутым отклонением частоты вращения ротора, а также отклонением регулирующего органа от ожидаемого положения его в установившемся режиме.
Изобретение относится к области внешнего кольцевого компонента турбины турбинного авиадвигателя, в частности, к коннектору с полостной секцией и соединительному устройству с защитой от термического несовмещения.
Изобретение относится к области металлургии, а именно к крепежному средству, используемому для соединения между собой двух частей паровой или газовой турбины. Крепежное средство выполнено из основного материала, имеющего следующий состав, мас.%: С: от 0,10 до 0,17, Mn: от 0,20 до 0,60, Cr: от 8,0 до 11,0, Mo: от 1,0 до 2,0, Co: от 0,50 до 2,00, N: от 0,010 до 0,050, B: от 0,005 до 0,015, V: от 0,10 до 0,30, Al: самое большее 0,010, Nb: от 0,02 до 0,08, Ni: от 0,10 до 0,50, Si: самое большее 0,10, P: самое большее 0,010, S: самое большее 0,005, Fe: остальное, при этом отношение N/B составляет от 1,0 до 5,0.
Изобретение относится к области металлургии, а именно к крепежному средству, используемому для соединения двух частей корпуса паровой или газовой турбины. Крепежное средство выполнено из основного материала, имеющего следующий состав в мас.%: С от 0,08 до 0,15, Mn от 0,20 до 0,60, Cr от 8,5 до 10,5, W от 2,5 до 3,5, Co от 2,5 до 3,5, N от 0,003 до 0,02, B от 0,001 до 0,015, V от 0,10 до 0,30, Al самое большее 0,010, Nb от 0,02 до 0,08, Ni < 0,20, Mo < 0,20, Si самое большее 0,10, P самое большее 0,010, S самое большее 0,005, Fe - остальное, при этом отношение N/B составляет от 0,30 до 3,0.
Объектом изобретения является устройство (101) удержания по меньшей мере одной охлаждающей трубы (120) системы (100) охлаждения картера (10) газотурбинного двигателя, при этом картер (10) расположен вокруг осевого направления (Х) газотурбинного двигателя, при этом устройство (101) удержания содержит крепежный лист (104), выполненный с возможностью соединения с картером (10), и элемент (160) удержания охлаждающей трубы (120), при этом упомянутое устройство (101) удержания отличается тем, что содержит средство (183,150,170) регулирования, выполненное с возможностью регулирования относительного положения упомянутого элемента (160) удержания по отношению к упомянутому крепежному листу (104) и с возможностью демпфирования относительного движения между элементом (160) удержания и крепежным листом (104).
Изобретение относится к металлургии, а именно к суперсплавам на никелевой основе для газовых турбин, в частности для стационарных лопаток или подвижных лопаток газовой турбины, например, в авиационно-космической отрасли промышленности.
Способ проектирования и изготовления турбины // 2780311
Изобретение может быть использовано при изготовлении турбин. Способ изготовления турбины (3) с учетом изменения материала рабочего колеса ротора (102) турбины заключается в том, что учитывают, что время, требуемое для того, чтобы температура рабочего колеса (102) достигла от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины, представляет собой время повышения температуры, и учитывают, что расстояние между поверхностями на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне рабочего колеса представляет собой расстояние между поверхностями.
Изобретение относится к области аэроакустического управления неподвижными лопатками в турбомашине летательного аппарата или в испытательном стенде для такой турбомашины. Турбомашина с расположенным спереди вентилятором имеет кольцевую стенку (160), содержащую предкрылок (16), предназначенный для разделения потока на первичный поток и вторичный поток и имеющий переднюю кромку, входные направляющие лопатки, предназначенные для направления первичного потока, и выходные направляющие лопатки, предназначенные для направления вторичного потока.
Изобретение относится к соплу газовой турбины. Сопло газовой турбины включает в себя сопла, сформированные как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.
Масляная система газотурбинного двигателя // 2779209
Изобретение относится к циркуляционным масляным системам авиационных газотурбинных двигателей и может найти применение в двигателестроении и других областях техники. Масляная система газотурбинного двигателя 1 содержит масляные полости 2 опор роторов и коробки приводов агрегатов, маслобак 3.
