Средства для подогрева, теплоизоляции или охлаждения (F01D5/08)
F01D5/08 Средства для подогрева, теплоизоляции или охлаждения(163)
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 двухконтурным системам охлаждения ротора турбины и может найти применение при изготовлении высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей. Двухконтурная система охлаждения ротора турбины содержит рабочие лопатки, в каждой из которых выполнены соответствующие каналы, кольцевое закручивающее устройство с соплами для прерывистого подвода охлаждающего воздуха к каналам лопаток, внешнюю и внутреннюю кольцевые полости, диск рабочего колеса турбины и покрывной диск со сквозными отверстиями, и лабиринтное уплотнение, ограничивающее внешнюю кольцевую полость.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам для газотурбинных установок. В охлаждаемой турбине ГТД, содержащей наружный корпус с раздаточным коллектором и установленные в наружном корпусе сопловые лопатки с наружными полками, колесо с рабочими лопатками, каждая из которых снабжена бандажной полкой с передним и задним зубьями, надроторные вставки, установленные в наружном корпусе в области над рабочими лопатками, с образованием между наружным корпусом и надроторными вставками первой кольцевой полости и контактирующими участками своих внутренних поверхностей с участками наружных поверхностей наружных полок сопловых лопаток, при этом на торцах надроторных вставок, обращенных к наружным полкам сопловых лопаток, выполнено по выступу, над которыми в кольцевой канавке, выполненной в наружном корпусе, установлено разрезное упругое кольцо, кроме того, между наружными поверхностями бандажных полок с зубьями, внутренними поверхностями надроторных вставок и торцами наружных полок сопловых лопаток образована вторая кольцевая полость, согласно настоящему изобретению для двухконтурного газотурбинного двигателя между наружными полками сопловых лопаток и надроторными вставками под упомянутыми осевыми выступами надроторных вставок выполнена третья кольцевая полость, а между наружным корпусом и наружными полками сопловых лопаток выполнена четвертая кольцевая полость, сообщенная с раздаточным коллектором посредством каналов, выполненных в наружном корпусе, а со второй кольцевой полостью - посредством каналов, выполненных в наружных полках сопловых лопаток, при этом в первой кольцевой полости установлен экран, разделяющий ее на пятую и шестую кольцевые полости, причем пятая кольцевая полость сообщена с проточной частью второго контура газотурбинного двигателя посредством каналов, выполненных в наружном корпусе, а со второй кольцевой полостью - посредством каналов, выполненных в надроторных вставках и направленных в область за задними зубьями бандажных полок, а шестая кольцевая полость сообщена с четвертой кольцевой полостью через последовательно сообщенные друг с другом каналы, выполненные в надроторных вставках, третью кольцевую полость и дополнительные каналы, выполненные в наружных полках сопловых лопаток, а также со второй кольцевой полостью посредством дополнительных каналов, выполненных в надроторных вставках и направленных в область между передним и задним зубьями бандажных полок.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения газовых турбин, а именно к охлаждению турбин турбореактивных двигателей, в частности к охлаждению лопаток спрямляющего аппарата, лопаток турбины и рабочего колеса, предназначенным преимущественно для работы в области высоких температур, максимальных оборотах двигателя и на форсаже.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к роторам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей, и в частности, турбореактивных. Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя состоит из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60°.
Изобретение относится к малогабаритным микрогазотурбинным двигателям наземного применения, выполненным на основе турбокомпрессора от ДВС, и позволяет упростить конструкцию охлаждения вала свободной турбины.
Устройство для инжекционного охлаждения стенки включает в себя инжекционный рукав и стенку, подвергающуюся воздействию горячего газа во время работы. Инжекционный рукав по меньшей мере частично расположен в нагнетательной камере и расположен на расстоянии от стенки для образования пути охлаждающего потока между стенкой и инжекционным рукавом таким образом, что сжатый газ, инжектируемый из нагнетательной камеры через первое отверстие в охлаждающем рукаве, во время работы обдувает стенку и протекает как поперечный поток в направлении к выходу у выходного конца пути охлаждающего потока.
Устройство (66, 112) для газовой турбины (10), содержащее: часть (68) диска ротора, содержащую зацепляющий участок (70); часть (72) лопатки, содержащую зацепляющий участок (74), причем соответствующие зацепляющие участки (70, 74) зацепляются для фиксации по окружности и в радиальном направлении части (68) диска ротора и части (72) лопатки относительно друг друга; фиксирующую пластину (96), соединенную с частью диска ротора и с частью лопатки, чтобы фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора, при этом фиксирующая пластина (96) разнесена в осевом направлении на расстояние (D) от осевого конца (98) зацепляющих участков (70, 74) части (68) диска ротора и/или части (70) лопатки, оставляя пустое пространство (V) в осевом направлении между зацепляющими участками (70, 74) и фиксирующей пластиной (96).
Объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит: входной диск (1) турбины; выходной диск (5) турбины; кольцевой фланец (b); первую обечайку (11), соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем; вторую обечайку (51), соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем; устройство разделения воздушных потоков, содержащее: первую часть (3), образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины; вторую часть (4), образующую второе кольцо и имеющую первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и зону (6) теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью.
Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.
Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.
Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.
Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее – к системе активного управления перепускным расходом сжатого воздуха вокруг одного или более уплотнения между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.
Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее к системе активного управления перепускным потоком, управляющей перепуском сжатого воздуха вокруг одного или нескольких уплотнений между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.
Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.
Изобретение относится к узлу уплотнения для использования в газотурбинном двигателе. Узел уплотнения между полостью диска и путепроводом горячего газа секции турбины включает в себя неподвижный узел 12 направляющих лопаток 14 и вращающийся узел 18 рабочих лопаток 20, расположенный ниже по потоку относительно узла 12.
Изобретение относится к устройству охлаждения полки турбомашины, предназначенному для направления охлаждающей текучей среды на хвостовую сторону полки элемента турбомашины. Устройство охлаждения полки содержит первую часть, размещаемую на хвостовике элемента турбомашины, и вторую часть, расположенную под углом к первой части, размещаемую на хвостовой стороне полки элемента турбомашины.
Ротор осевой газовой турбины относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции турбин газотурбинных двигателей. Ротор осевой газовой турбины содержит основной диск с установленными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, прикрепленный к нему с помощью байонетного соединения, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части рабочих лопаток.
Изобретение относится к области теплоэнергетики, в частности к способу и устройству для охлаждения высокотемпературных шпилек корпуса и фланцевых соединений паровых турбин тепловых электрических станций (ТЭС, ТЭЦ), в частности высокотемпературных шпилек фланцевых разъемов уплотнения цилиндра высокого давления (ЦВД), и может быть использовано в системах охлаждения шпилек турбин типа ПТ.
Узел уплотнения между полостью диска и каналом горячего газа, проходящий через секцию турбины газотурбинного двигателя, содержит вращающийся узел рабочих лопаток и неподвижный узел направляющих лопаток.
Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.
Изобретение относится к области теплоэнергетического машиностроения и может быть использовано при модернизации действующего оборудования и создании новых турбин. Предложен двухпоточный цилиндр среднего давления паровой турбины, включающий наружный и внутренний корпусы, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, направляющие лопатки первых ступеней прямого и обратного потоков, диафрагмы вторых ступеней прямого и обратного потоков, кольцевое экранирующее тело, установленное в центральной части внутреннего корпуса, и обойму, расположенную осесимметрично внутри экранирующего тела и снабженную кольцевыми камерами, соединенными между собой и имеющими отверстия на внутренней и торцевых стенках обоймы, трубопровод подачи охлаждающего пара от внешнего источника в обойму, при этом в диафрагмах вторых ступеней прямого и обратного потоков выполнены кольцевые камеры и установлены форсунки, в направляющих лопатках диафрагм вторых ступеней обоих потоков выполнены отверстия, причем кольцевые камеры в диафрагмах соединены посредством трубопроводов с внешним источником охлаждающего пара, кроме этого в кольцевом экранирующем теле выполнены отверстия для перепуска пара, а трубопровод подачи охлаждающего пара от внешнего источника в обойму установлен в дополнительный защитный трубопровод, закрепленный во внутреннем корпусе.
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод. Входная полость многоканального воздуховода сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость соединена с одной стороны через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки.
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.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей. Турбина высокого давления содержит рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, торцевые каналы, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки, безлопаточный диффузор, замки фиксации лопаток, подпорное и два подвижных лабиринтных уплотнения, а также приставное кольцо с подкачивающими лопатками и кольцевым выступом, выполненным на полотне диска рабочего колеса.
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, в частности к конструкции двухпоточных цилиндров паровых турбин, работающих на сверхкритических параметрах пара и выше. В корпусе двухпоточного цилиндра в пространстве между дисками первых ступеней ротора установлено кольцо, состоящее из наружной обечайки, наружных стенок, внутренней обечайки, внутренних стенок.
Узел турбомашины содержит лопатку для направления горячего газа во время работы турбомашины, кольцо статора для крепления лопатки, теплозащитный экран для защиты кольца статора от потока горячего газа. Теплозащитный экран располагается в направлении движения потока горячего газа перед кольцом статора.
Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель, включающий в себя контур (10) охлаждения окружающего воздуха, содержащий охлаждающий канал (26), расположенный в лопатке (22) турбины и в сообщении по текучей среде с источником (12) окружающего воздуха; и предварительный завихритель (18), причем упомянутый предварительный завихритель содержит внутренний обод, наружный обод и множество направляющих лопаток, каждая проходящая от внутреннего обода до наружного обода.
Изобретение относится к энергетике. Предложен удерживающий кронштейн, содержащий кольцевой корпус, который содержит кольцевую удерживающую скобу, ограничивающую первые сквозные отверстия, и кольцевое основание, ограничивающее вторые сквозные отверстия.
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Охлаждаемая турбина содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток.
Изобретение относится к энергетике. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит сопловой аппарат турбины с аппаратом закрутки, вход которого соединен с источником охлаждающего воздуха, а выходные каналы сообщены с безлопаточным диффузором, диск с охлаждаемыми рабочими лопатками, каналы подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам, установленным в проточной части турбины, при этом выходные каналы аппарата закрутки повернуты в сторону вращения диска с охлаждаемыми рабочими лопатками.
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки, безлопаточный диффузор, замками фиксации лопаток и приставным кольцом с подкачивающими лопатками.
Устройство охлаждения платформы, выполненное в турбинной рабочей лопатке, содержит платформу, расположенную в области сопряжения аэродинамической части и корневой части. Рабочая лопатка имеет выполненный в ней внутренний охладительный канал, который проходит от соединения с источником охлаждающей среды в корневой части приблизительно до уровня высоты платформы в радиальном направлении и при эксплуатации имеет область с охлаждающей средой под высоким давлением и область с охлаждающей средой под низким давлением.
Устройство охлаждения платформы предназначено для роторной лопатки турбины, имеющей платформу, расположенную на границе сопряжения между аэродинамическим профилем и хвостовой частью, содержащей средства крепления и хвостовик, проходящий между средствами крепления и платформой.
Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины содержит платформу, расположенную между аэродинамической частью лопатки и корнем лопатки, и имеет внутренний охлаждающий канал, проходящий в радиальном направлении от места соединения с источником охлаждающей текучей среды в корне лопатки.
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к системам охлаждения турбины газотурбинного двигателя. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам и сопловой аппарат закрутки.
Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления.
Ротор турбины включает впускной и выпускной вкладыши для формирования охлаждающего контура. Впускной вкладыш расположен в первом осевом замковом пазу ротора и имеет радиальный охлаждающий канал, осевой канал и радиальные каналы.
Способ охлаждения лопаток по меньшей мере одного лопаточного венца в роторной машине, содержащей канал осевого потока, который радиально ограничен изнутри роторным узлом и снаружи по меньшей мере одним неподвижным компонентом.
Изобретение относится к энергетике. Охлаждающий контур для многоступенчатой паровой турбины, содержащей барабанный ротор с лопатками, установленными в тангенциальных охватывающих пазах пазового замка для по меньшей мере одной ступени, содержащий внешний источник охлаждающего пара, барабанный ротор.
Лопатка для турбомашины, в частности газовой турбины, расположена на турбинном роторе и содержит перо и хвостовую часть, выполненные за одно целое с лопаткой, проход для подачи охлаждающего воздуха в хвостовой части для направления охлаждающего воздуха в охладитель и отвод охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом для подачи охлаждающего воздуха.
Изобретение относится к наземным газотурбинным установкам, выполненным на основе турбокомпрессора от двигателя внутреннего сгорания, и предназначено для охлаждения вала свободной турбины, вращающегося в подшипниках качения.
Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в автономных энергоустановках с высокоскоростными генераторами в летательных и космических аппаратах. Роторная система магнитоэлектрической машины содержит корпус турбинного блока, турбину на валу, установленном в подшипниках, корпус генератора, ротор.
Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа, выполнена с рядами лопаток ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток ротора, а также с валом ротора, окруженным теплозащитными элементами и элементами основания лопаток ротора.
Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора, и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.
Изобретение касается конструктивного элемента газовой турбины, например лопатки турбины или диска ротора. Конструктивный элемент газовой турбины снабжен по меньшей мере одним оканчивающимся на неструктурированной поверхности каналом для направления охлаждающего средства.
Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.
Газовая турбина осевого типа содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.
Рабочая лопатка газовой турбины содержит профильную часть, проходящую в продольном направлении, и хвостовик лопатки, служащий для крепления рабочей лопатки на валу ротора газовой турбины. Профильная часть рабочей лопатки выполнена с внутренними каналами охлаждения.