Кожухи и конструктивные элементы кожухов, например диафрагмы, детали крепления (F01D25/24)
F01 Машины или двигатели вообще (двигатели внутреннего сгорания F02; гидравлические машины F03,F04); силовые установки с двигателями; паровые машины
(15284)
F01D Машины и двигатели необъемного вытеснения, например паровые турбины (гидравлические машины и двигатели F03; насосы и компрессоры необъемного вытеснения F04D)
(4955)
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)
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.
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).
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.
Изобретение относится к сопловому кольцу (10) для радиальной турбины. Сопловое кольцо включает в себя основной корпус (11) в форме диска, имеющий центральное отверстие (12) для пропускания через него вала.
Изобретение относится к области двигателестроения и может найти применение в конструкциях камер сгорания газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и промышленного применения. Описан кожух камеры сгорания газотурбинного двигателя, имеющий разъем в горизонтальной плоскости, каждая из двух половин которого снабжена двумя продольными фланцами, соединяемыми болтами с гайками.
Изобретение относится к способу изготовления детали из композитного материала. Способ включает следующие этапы: нагнетание внутрь волокнистой структуры шликера, содержащего, по меньшей мере, порошок из огнеупорных керамических частиц или из частиц огнеупорного керамического предшественника в виде взвеси в жидкой фазе; затем фильтрацию жидкой фазы шликера и задержание порошка из огнеупорных керамических частиц или частиц огнеупорного керамического предшественника внутри указанной структуры для получения предварительно отформованной волокнистой заготовки с наполнением из огнеупорных керамических частиц или частиц из огнеупорного керамического предшественника после уплотнения волокнистой структуры путём обработки огнеупорных керамических частиц в волокнистой структуре для формирования огнеупорной матрицы в этой структуре.
Изобретение относится к эндоскопическим системам, которые используются для обследования паровых турбин во время обслуживания и ремонта и при испытаниях турбин. Система мониторинга состоит из шлюзов для обеспечения доступа без вскрытия проточных частей турбины, видеозондов, блока создания светового потока различной направленности, сервера, обеспечивающего прием, хранение и обработку первичных данных, данных зондирования элементов проточных частей турбины, датчика синхронизации, линий и блоков связи.
Корпус турбомашины, по меньшей мере, с одной крышкой, турбомашина и способ изготовления крышки // 2761502
Группа изобретений относится к корпусу (2) турбомашины, к способу изготовления крышки (1) корпуса (2) и турбомашине с корпусом (2). Корпус (2) турбомашины включает в себя проходящее вдоль оси (X) отверстие для осевого ввода проходящего вдоль этой оси (X) вала (10) и проходящую вдоль направления периферии к оси (X) поверхность прилегания к рубашке (11) корпуса (2).
Безлопастной микротурбинный двигатель // 2743777
Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к турбиностроению, а именно к газотурбинным двигателям малых размеров (микротурбинным двигателям), которые могут применяться в качестве привода электрогенератора в гибридных транспортных средствах, в беспилотных летательных аппаратах малых размеров, а также в автономных электрогенераторах.
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и предназначено для повышения надежности и экономичности органов, регулирующих расход пара, идущего для промышленных целей и целей теплофикации.
Настоящее изобретение в целом относится к фланцевому компоненту для газотурбинного двигателя и относится к фланцевому компоненту с резьбовыми отверстиями со сниженным напряжением для узла сопряжения фланцевых компонентов.
Узел турбинного кольца // 2741192
Объектом настоящего изобретения является узел турбинного кольца, содержащий множество секторов (1) кольца из композиционного материала с керамической матрицей, образующих турбинное кольцо, и опорную конструкцию (2) кольца, содержащую два кольцевых фланца (11а;11b), между которыми удерживается крепежная часть (9) каждого сектора кольца, при этом каждый из кольцевых фланцев опорной конструкции кольца имеет по меньшей мере два наклонных участка (12а; 12b; 13а; 13b), опирающихся на крепежные части секторов кольца, при этом упомянутые наклонные участки образуют в меридиональном сечении не равный нулю угол относительно радиального направления (R) и осевого направления (А).
Изобретение относится к области турбо и авиадвигателестроения. Устройство для соединения внутреннего (2) и наружного (1) корпусов турбомашины содержит механизмы соединения корпусов, каждый из которых включает кронштейны (3) с проушинами (4), жестко закрепленные на наружном корпусе, кронштейны (5), жестко закрепленные на внутреннем корпусе, тяги (8), одним концом шарнирно закрепленные в проушинах кронштейнов наружного корпуса.
Паровая турбина // 2730221
Изобретение относится к теплоэнергетике, а именно к турбинам малой мощности. Паровая турбина содержит корпус, закрепленный на валу диск с реактивными рабочими лопатками, два поворотных аппарата для изменения направления движения рабочего тела, которые установлены над рабочими лопатками по всей окружности с обеих сторон диска, входной и два выходных патрубка для подвода и отвода рабочего тела.
Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для фланцевого соединения корпусов энергетических машин. Способ фланцевого соединения корпусов заключается в совмещении отверстий, выполненных во фланцах этих корпусов, и размещении в указанных отверстиях соединительного элемента с эксцентрическим участком и цилиндрическим утолщением.
Изобретение относится к узлу турбинного кольца, содержащему множество секторов (10) кольца из композиционного материала с керамической матрицей, образующих турбинное кольцо (1), и конструкцию (3) крепления кольца, содержащую первый и второй кольцевые фланцы (32, 36), при этом каждый сектор кольца имеет первую и вторую лапки (14, 16), удерживаемые между двумя кольцевыми фланцами (32, 36) конструкции (3) крепления кольца.
Группа изобретений относится к устройству (2) охлаждения воздушными струями картера турбины, предпочтительно турбины низкого давления, газотурбинного двигателя. Техническим результатом является повышение эффективности охлаждения.
Узел венца диска турбины содержит множество секторов венца, изготовленных из материала композита с керамической матрицей, образующих венец диска турбины, и конструкцию поддержки венца, имеющую первый и второй кольцевые фланцы.
Статор осевой турбомашины содержит кольцевой ряд лопаток статора, внутренний бандаж и лопаточный корпус. Кольцевой ряд лопаток статора включает опорные лопатки, неотделимые от внутренних платформ, и соединяющие лопатки.
Турбинный двигатель содержит компрессор и промежуточный корпус, установленный ниже по потоку от компрессора. Компрессор содержит внутренний и внешний роторы, подшипник качения и трансмиссию между роторами.
Турбомашина с кольцеобразным держателем направляющих лопаток состоит из нижней части и соединённой с ней с возможностью разъёма верхней части, и с, по меньшей мере, тремя удерживаемыми на внутренней периферии, по меньшей мере, одного держателя направляющих лопаток ступенями направляющих лопаток, расположенных аксиально друг за другом и имеющих множество направляющих лопаток.
Сопловой аппарат турбины // 2708931
Сопловой аппарат турбины содержит лопатки статора турбины и уплотнительный элемент. Каждая лопатка содержит аэродинамический участок, загнутый участок и бандажный участок, соединенный с аэродинамическим участком через загнутый участок, и образована путем соединения керамического материала с волокнистой тканью.
Изобретение относится к сборной конструкции турбинного кольца, содержащей кольцевую несущую конструкцию и множество кольцевых сегментов (1), выполненных из композиционного материала с керамической матрицей, при этом каждый кольцевой сегмент (1) имеет участок, формирующий кольцевое основание (2) с внутренней поверхностью (3), определяющей внутреннюю поверхность турбинного кольца, и внешней поверхностью (3а), от которой проходит стенка (5), образующая внутреннюю полость (6), в которой размещена удерживающая деталь (10), выполненная из металлического материала, при этом удерживающая деталь (10) соединена с кольцевой несущей конструкцией и содержит основную часть (11), от которой с каждой стороны во внутренней полости (6) проходят упруго деформируемые удерживающие элементы (12), причем указанные удерживающие элементы (12) упираются в стенку (5), а удерживающая деталь (10) оказывает давление на кольцевой сегмент (1) вдоль радиального (R) и осевого (A) направлений.
Изобретение относится к соединению, может быть использовано для крепления двух кольцевых корпусов турбины, оснащенных плоскими кольцевыми фланцами, которые стыкуют друг с другом, и направлено на обеспечение возможности прикладывать достаточный момент затяжки без риска повреждения и одновременно избегать чрезмерного завинчивания шпильки.
Модуль газотурбинного двигателя // 2700847
Модуль газотурбинного двигателя, содержащий подвижное колесо, установленное с возможностью вращения внутри картера модуля и окруженное сегментированным уплотнительным кольцом (18), которое содержит кольцевой ряд секторов кольца, при этом каждый сектор кольца содержит по меньшей мере один окружной крючок, выполненный с возможностью взаимодействия с кольцевой направляющей крепления картера, при этом модуль дополнительно содержит сегментированную кольцевую защитную прокладку (50), которая установлена между крючками секторов кольца и направляющей картера и содержит кольцевой ряд секторов прокладки, отличающийся тем, что края (60) окружных концов секторов прокладки не совмещены с краями (58) окружных концов секторов кольца вдоль продольной оси модуля.
Корпус вентилятора авиационного двигателя // 2698581
Изобретение относится к корпусу (1) вентилятора для авиационного двигателя (2), в зоне вентилятора (3) с несколькими в основном цилиндрически расположенными и соединенными друг с другом слоями из усиленного волокнами синтетического материала, причем между внутренним слоем (4) и наружным слоем (5) расположен усиливающий слой (6) из усиленного стекловолокном синтетического материала.
Обшивка авиационного двигателя содержит несколько отвержденных слоёв препрега с различной ориентацией волокон, состоящих из нескольких сегментов с шириной, которая соответствует длине обшивки. Сегменты расположены в направлении периметра обшивки с перекрытием.
Изобретение относится к области композиционных материалов, содержащих полимерную матрицу, усиленную волокнистой структурой, в частности, к приспособлению для литья под давлением полимерной смолы в волокнистую заготовку для изготовления детали в виде тела вращения из композиционного материала, имеющей внутреннюю полость в форме контруклона.
Группа изобретений относится к уплотнительному устройству осевой турбомашины, содержащему кольцевую ленту (38) с наружной поверхностью и внутренней поверхностью; кольцевой слой истираемого материала (40) на одной из наружной и внутренней поверхностей ленты, предназначенный для обеспечения уплотнения с круговым рядом роторных лопаток (24).
Статор газовой турбины // 2674813
Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора.
Корпус из композитного материала с металлическим крепежным фланцем компрессора осевой турбомашины // 2674808
Изобретение относится к кольцевому внешнему корпусу компрессора низкого давления осевой турбомашины. Корпус содержит кольцевую стенку из композитного материала с органической основой.
Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя // 2674101
Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18).
Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя // 2673977
Проточная часть (10) компрессора с регулируемым сужением, выполненная с конфигурацией, обеспечивающей возможность лучшего распределения ограниченной проточной части (10) в компрессорах (12) в газотурбинных двигателях (14).
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к кольцевому элементу (13) корпуса газотурбинного двигателя. Внутренняя сторона (14) ограничивает проточный тракт для рабочей текучей среды газотурбинного двигателя.
Корпус газотурбинного двигателя содержит кольцо, образованное соединением множества секторов. Секторы изготовлены за одно целое с расположенными на их поверхности элементами крепления при помощи литья.
Узел газотурбинного двигателя содержит две части, поддерживающие лопаточный венец газотурбинного двигателя, и систему стопорения частей для предотвращения их относительного поступательного перемещения в осевом и радиальном направлениях относительно оси газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к газовым турбинам. Корпус (100) газовой турбины изготовлен из композиционного материала с органической матрицей, содержащего армирующий материал, уплотнен органической матрицей и определяет границы внутреннего пространства.
Ступица выпускного корпуса газотурбинного двигателя содержит внутренний крепежный фланец, выполненный с возможностью крепления на подшипниковой опоре, кольцевую соединительную стенку, кольцевую внутреннюю стенку тракта, а также ряд ребер жесткости и первые участки стоек.
Изобретение относится к области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами. Для обеспечения защиты от огня детали газотурбинного двигателя, выполненной из композиционного материала, содержащего основные армирующие волокна, связанные основной матрицей, производят предварительную формовку препрег-панели для придания ей формы, соответствующей форме поверхности защищаемой от огня детали, причем указанная препрег-панель содержит дополнительные армирующие волокна, связанные дополнительной матрицей.
Сопловой аппарат реверсивной турбины // 2669223
Сопловой аппарат реверсивной турбины включает сопловой аппарат прямого хода, расположенный на нижнем ярусе турбины, сопловой аппарат заднего хода, расположенный в верхнем ярусе турбины, и промежуточный корпус.
Предложен корпус (1) для вращающейся машины (10), имеющий внутреннюю поверхность (S), ограничивающую внутренний объем (V) для размещения ротора указанной машины (10), первую и вторую полые части (11, 12), соединенные друг с другом с возможностью разъединения и имеющие соответственно первый и второй разъемные фланцы (13, 14) соответственно с первой и второй разъемными поверхностями (13а, 14а), контактирующими друг с другом, когда полые части (11, 12) соединены, отверстия (17), выполненные в первом и втором разъемных фланцах (13, 14), проходящие через первую и вторую разъемные поверхности (13а, 14а) и предназначенные для размещения болтов, первую канавку (21), соединяющую указанные отверстия, вторую канавку (22) между первой канавкой (21) и внутренней поверхностью (S) корпуса (1), первый канал (23) и второй канал (24), предназначенные для циркуляции текучей среды соответственно в первую и вторую канавки (21, 22) и из них.
Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой // 2665980
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гондол двигателей. Конструкция корпуса, устанавливаемая между двигателем и гондолой летательного аппарата, включает в себя обечайку, окружающую двигатель и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В), по меньшей мере одно радиальное плечо (14), обеспечивающее соединение с гондолой, и множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным радиальным плечом.
Конструкция корпуса, установленная между двигателем и гондолой при помощи пластины с винтами // 2664096
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям статоров турбореактивных двигателей. Конструкции корпуса имеет обечайку, окружающую двигатель, содержащую множество секторов (12A,12B), множество радиальных стоек (14), каждая из которых установлена между двумя смежными секторами обечайки и содержит основание (14A).
Изобретение относится к противопожарной защите картера газовой турбины. Картер содержит цилиндрический корпус (10), главное направление которого проходит вдоль продольной оси (X), и входной фланец (20), выполненный радиально относительно продольной оси (X) от входного конца корпуса (10).
Объектом изобретения является крышка (1) центробежного компрессора, предназначенная для крепления на картере (13, 15) газотурбинного двигателя и содержащая множество отверстий (16). Крышка (1), которая дополнительно содержит средств крепления на картере, отличается тем, что часть упомянутых средств (20) крепления находится на входе относительно отверстий (16) и доступна для крепежного инструмента (22) по меньшей мере через одно из упомянутых отверстий (16) крышки (1).
Паровая турбина // 2659633
Изобретение относится к паровой турбине (1) с содержащим одну оболочку корпусом (2) турбины, а также со специальными внутренними корпусами (11, 21), расположенными внутри корпуса (2) турбины, внешняя стенка которой имеет возможность вращения вокруг оси турбины, валом.
Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней сторон, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением.
Разъемный корпус турбомашины // 2657404
Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.
Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент.
