Статоры (F01D9)
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)
F01D9 Статоры (корпуса без направляющих устройств, а также регулирующие, управляющие и предохранительные устройства см. в соответствующих группах)(481)
F01D9/04 - Кольцевые или секторные(105)
F01D9/06 - Каналы, подводящие рабочее тело к соплам и т.п.(21)
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 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 области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании направляющих лопаток, входящих в состав ступеней цилиндров низкого давления осевых паровых турбин.
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.
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 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.
Камера сгорания газовой турбины // 2776139
Изобретение относится к конструкции камеры сгорания газовой турбины и, в частности, относится к технологии, которая эффективно применяется в конструкции торцевой рамы переходного отсека, и более детально - к охлаждающим отверстиям переходного отсека.
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 порошковой металлургии, в частности к изготовлению детали турбины. Может использоваться для изготовления рабочей лопатки турбины или лопатки соплового аппарата.
Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя // 2766040
Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющих лопаток компрессора из композиционного материала для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного. Направляющий лопаточный аппарат компрессора из композиционного материала, у которого лопатки монолитно выполнены с опорным кольцом и ободом, изготовление которого включает раскрой слоев для лопаток, при этом материал выходит за пределы контура лопатки со стороны корневого сечения на длину, большую длины дуги опорного кольца между соседними лопатками, а со стороны периферийного сечения - на длину, большую длины дуги обода между соседними лопатками.
Способ выполнения лопатки авиационного газотурбинного двигателя посредством аддитивного изготовления // 2765420
Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к способу аддитивного изготовления лопатки авиационного газотурбинного двигателя. Изготавливают лопатку, содержащую верхнюю и нижнюю окружные стенки, между которыми расположено по меньшей мере одно перо, содержащее переднюю кромку и заднюю кромку, расположенные между упомянутыми стенками по меньшей мере частично с отступом по отношению соответственно к первым и вторым окружным краям упомянутых стенок.
Изобретение относится к турбонагнетательному блоку (10) для двигателя внутреннего сгорания, в частности, транспортного средства промышленного назначения. Турбонагнетательный блок (10) имеет турбонагнетатель (11), содержащий корпус (20) турбины.
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.
Трубчатая камера сгорания для газовой турбины, при этом трубчатая камера сгорания содержит по меньшей мере одну горелку, по меньшей мере одну жаровую трубу, ограничивающую пространство горения, имеющее ось камеры сгорания, при этом жаровая труба содержит: внутренний трубчатый элемент, наружный трубчатый элемент, перекрывающий, по меньшей мере частично, внутренний трубчатый элемент и расположенный на расстоянии от внутреннего трубчатого элемента для образования зазора для охлаждающего воздуха, при этом наружный трубчатый элемент содержит расположенный выше по потоку конец, соединенный с промежуточной частью внутреннего трубчатого элемента.
Сопловой аппарат (СА) турбины высокого давления (ТВД) авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) содержит наружное и внутреннее кольца соплового аппарата, соединенные с наружным и внутренним корпусом камеры сгорания соответственно, венец сопловых лопаток с наружными и внутренними полками, соединенными с наружным и внутренним кольцами соплового аппарата соответственно, причем в пере каждой из сопловых лопаток выполнен продольный охлаждающий канал, сообщенный с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, а также с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, при этом, согласно настоящему изобретению, с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, охлаждающий канал каждой из лопаток сообщен посредством двух втулок, соединенных между собой телескопически, с возможностью радиального смещения друг относительно друга, одна из которых установлена в отверстии наружного кольца соплового аппарата и зафиксирована относительно наружного кольца соплового аппарата посредством выполненных на ее наружной поверхности двух диаметрально расположенных выступов, заведенных в кольцевые пазы наружного кольца соплового аппарата, выполненные со стороны наружного диаметра последнего, а также контровочной шайбы, а другая втулка выполнена со стороны наружной поверхности наружной полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, при этом с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, охлаждающий канал каждой из сопловых лопаток сообщен посредством трубчатого элемента, закрепленного в отверстии внутреннего кольца соплового аппарата посредством шарнирного соединения и втулки, выполненной со стороны внутренней поверхности внутренней полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, и соединенной с трубчатым элементом посредством шарнирного соединения, кроме того, наружные полки венца сопловых лопаток зафиксированы в наружном кольце соплового аппарата в радиальном направлении посредством выполненного на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны выходной кромки пера, Г-образного выступа, вставленного концевым участком в кольцевой паз наружного кольца, выполненный со стороны внутреннего диаметра последнего, а также выполненных на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны входной кромки пера, двух П-образных выступов, разнесенных друг относительно друга в окружном направлении, в пазы которых заведена торцовая часть наружного кольца, при этом на наружном диаметре внутреннего кольца соплового аппарата выполнен кольцевой паз, а со стороны внутренней поверхности каждой из внутренних полок венца сопловых лопаток выполнено по ответному пазу, в которых установлен кольцевой упругий элемент, перекрывающий поток воздуха из компрессора высокого давления в проточную часть турбины высокого давления.
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД), преимущественно к элементам соединения сопловых аппаратов турбины с камерами сгорания. В узле соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего наружный и внутренний кольцевые промежуточные элементы, со стороны торцов которых, обращенных к концевой части жаровой трубы, выполнено по кольцевой канавке, в которые заведены концевые участки наружного и внутреннего кольца жаровой трубы, согласно настоящему изобретению, каждый из кольцевых промежуточных элементов выполнен в виде набранных в окружном направлении идентичных деталей, причем каждая из идентичных деталей наружного кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей наружной полкой сопловой лопатки, а каждая из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей внутренней полкой сопловой лопатки, при этом со стороны торца наружного кольцевого промежуточного элемента, обращенного к наружной полке сопловой лопатки, выполнена кольцевая канавка, в которую заведены с осевым зазором выступы, каждый из которых выполнен на торце наружной полки сопловой лопатки, до контакта торцов наружного и внутреннего выступов наружного кольцевого промежуточного элемента, образующих кольцевую канавку, с торцами наружных полок сопловых лопаток, при этом в наружном выступе каждой из идентичных деталей и в выступе наружной полки сопловой лопатки выполнено по соосному отверстию под штифт, над которыми в наружном кольце соплового аппарата со стороны его торца, обращенного к жаровой трубе, выполнено по продольному пазу, в каждом из которых установлена с осевым зазором верхняя часть штифта, причем между торцом нижней части штифта и наружной поверхностью внутреннего выступа наружного кольцевого промежуточного элемента образован зазор, причем на каждом из штифтов, между внутренней поверхностью продольного паза и наружной поверхностью наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента выполнены два бурта, диаметр наружного из которых больше чем ширина продольного паза, а внутреннего - чем диаметр отверстия под штифт, при этом внутренняя поверхность внутреннего бурта и наружная поверхность наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента сопряжены, а между наружным буртом и наружным кольцом соплового аппарата выполнен радиальный зазор, кроме того со стороны внутренней поверхности каждой из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента и соответствующей ей внутренней полки сопловой лопатки выполнены радиальные выступы, контактирующие по близлежащим поверхностям и зафиксированные относительно друг друга посредством резьбового соединения, при этом на упомянутых близлежащих поверхностях радиальных выступов идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента выполнены осевые выступы в виде кольцевых сегментов, заведенные с осевым зазором в соответствующие им пазы, выполненные в радиальных выступах внутренних полок сопловых лопаток.
Изобретение относится к области двигателестроения. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем лопатки, установленные в корпусе компрессора, внутреннее кольцо, выполненное разборным и коническим относительно продольной оси газотурбинного двигателя, в котором по окружности выполнены прорези, в которых установлены хвостовики лопаток, уплотнительное кольцо, выполненное разборным и за одно целое с внутренним кольцом, с образованием между ними кольцевой полости, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных в кольцевой полости, выполнены поперечные прорези, в которых установлен упругий кольцевой элемент, выполненный разборным, причем между лопатками в зазорах между внутренним кольцом и упругим кольцевым элементом установлено по упругому распорному элементу, с контактом по их близлежащим поверхностям, при этом со стороны боковой поверхности каждого из упругих распорных элементов, обращенной к турбине газотурбинного двигателя, выполнено по осевому выступу, концевые участки которых выходят за пределы кольцевой полости через сквозные отверстия, выполненные в ее боковой стенке, причем радиальный размер каждого из сквозных отверстий превышает или равен максимальному радиальному размеру упругого распорного элемента, кроме того, на осевых выступах упругих распорных элементов выполнено по радиальному выступу, торец которого контактирует с внутренней поверхностью боковой стенки кольцевой полости.
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям и может быть использовано на современных самолетах, морских судах и танках. К техническому результату относится повышение износоустойчивости элементов двигателя при сохранении высокого КПД газотурбинного двигателя внутреннего сгорания с воспламенением от сжатия.
Подводящий патрубок радиальной турбомашины // 2749936
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при конструировании подводящих патрубков расширительных турбомашин. Подводящий патрубок радиальной турбомашины содержит спиральную камеру (1), которая состоит из двух половин и имеет разъем, проходящий через ее вертикальную ось.
Объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий фюзеляж (1) и силовую установку, при этом упомянутая силовая установка содержит по меньшей мере один ротор (7,8) вентилятора, расположенный в задней части фюзеляжа (1) в его продолжении вдоль продольной оси (ХХ), и гондолу (14), образующую обтекатель упомянутого по меньшей мере одного ротора (7,8) вентилятора, в котором проходит воздушный поток (F), отличающийся тем, что содержит множество радиальных стоек (15) статора, установленных на входе упомянутого по меньшей мере одного ротора (7,8) вентилятора и расположенных между фюзеляжем (1) и гондолой (14), при этом упомянутые радиальные стойки (15) содержат средства нагнетания, выполненные с возможностью нагнетания, - в окружающей среде задней кромки (15b) упомянутых радиальных стоек (15), - дополнительного воздушного потока (Fs), добавляющегося к упомянутому воздушному потоку (F) в продолжение задней кромки (15b).
Изобретение относится к направляющей лопатке (24) для двухконтурной турбомашины летательного аппарата, аэродинамическая часть (34) которой содержит первый внутренний канал (50a) для охлаждения смазочного материала, в котором расположены средства теплопередачи, и второй внутренний канал (50b) для охлаждения смазочного материала, в котором расположены средства теплопередачи.
Описываются способ и устройство для модернизации газотурбинного двигателя для получения улучшенных характеристик при температуре окружающей среды более 35°С. Способ модернизации включает снятие первого выбранного венца лопаток статора с множества ступеней компрессора, причем первый выбранный венец лопаток статора имеет первый угол закручивания на входе и содержит первое множество неподвижных лопаток статора.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины // 2740627
Изобретение относится к турбостроению, а именно к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур. Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо (1), выполненное в виде передней полости (2) и задней полости (3), разделенных радиальной перегородкой (4).
Раскрыто сопло (101) лопаточного типа для газовой турбины, содержащее впускную секцию (108), сужающуюся секцию (107) и выпускную секцию (106). Впускная секция (108) является секцией кольцевого канала, сужающаяся секция (107) содержит множество каналов для газового потока, отделенных множеством лопаток (105), каждый канал для газового потока опоясан внешней поверхностью периферийной стенки (110), внутренней поверхностью периферийной стенки (111), засасывающей поверхностью одной из двух смежных лопаток (105) и нагнетающей поверхностью другой из двух смежных лопаток (105), и впускные отверстия (102) каналов для газового потока имеют веерообразное сечение.
Турбодетандерная энергетическая установка // 2727945
Изобретение может быть использовано в области газоснабжения для утилизации энергии потока сжатого природного газа, одновременного получения механической энергии и хладоресурса. Турбодетандерная энергетическая установка (ТЭУ) содержит турбодетандер (ТД), подключенный к источнику газа высокого давления на входе и потребителю газа низкого давления на выходе.
Изобретение относится к направляющей лопатке (10) из композиционного материала для газотурбинного двигателя, при этом композиционный материал содержит волокнистый наполнитель, уплотненный матрицей, причем волокнистый наполнитель образован как цельный посредством трехмерного тканья и содержит перо (12) и, по меньшей мере, две крепежные лапы (14a, 14b, 24a, 24b, 26a), продолжающихся от радиального конца (16, 18) лопатки в направлении противоположных боковых поверхностей (12a, 12b) пера, при этом упомянутые крепежные лапы смещены в осевом направлении друг от друга.
Лопатка газотурбинной установки // 2723658
Изобретение относится к лопатке газотурбинной установки, содержащей перо, продолжающееся в радиальном направлении от хвостовика лопатки до венца лопатки, определяя размах, равный 0% у хвостовика лопатки и 100% у венца лопатки, и продолжающееся в радиальном направлении от входной кромки до выходной кромки, которая ограничивает хорду осевой длиной хорды, определенной осевой длиной прямой линии, соединяющей входную кромку и выходную кромку пера в зависимости от размаха.
Внутренний бандаж осевой турбомашины содержит круговую стенку, профиль которой проходит в аксиальном направлении, и ряд отверстий, образованных в аксиальной стенке. Каждое отверстие имеет противоположные края, расположенные по окружности на каждой стороне лопатки статора, размещенной в отверстии для обеспечения ее закрепления.
Лопатка направляющего соплового аппарата газотурбинного двигателя оснащена системой охлаждения, содержащей вставку, устройство отбора. Вставка расположена внутри внутренней полости лопатки, соединена с входом охлаждающего воздуха лопатки и выполнена с возможностью охлаждения поверхности внутренней полости лопатки.
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.
Изобретение относится к устройству для подачи отработавшего газа на колесо турбокомпрессора, содержащего фланец для соединения с трубопроводом двигателя внутреннего сгорания, устройство для подачи отработавшего газа, проходящее от фланца до колеса турбины, и перегородку, разделяющую устройство для подачи отработавшего газа на два канала, причем сторона, параллельная оси х фланца, имеет возвышение, выполненное в центре.
Узел спрямления воздушного потока содержит пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, спрямляющую решетку и конструктивную стойку. Спрямляющая решетка содержит лопатку, имеющую переднюю кромку и заднюю кромку, причем лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к сектору (22) сопла для турбинного двигателя. Сектор (22) сопла для турбины (2) турбомашины (1) содержит радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток, радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток, первую концевую лопатку (81), вторую концевую лопатку (84) и по меньшей мере одну первую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок и средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток.
Лопаточный узел компрессора осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина // 2714792
Лопаточный узел компрессора осевой турбомашины включает стенку, ограничивающую кольцевой поток турбомашины в радиальном направлении и содержащую скрепляющее гнездо, лопатку и скрепляющий слой. Лопатка закреплена в скрепляющем гнезде и проходит радиально, а скрепляющий слой, окружает лопатку и расположен между лопаткой и гнездом.
Способ изготовления неподвижного элемента газотурбинного двигателя, содержащего опорную кольцевую стенку для крепления истираемого уплотнения, включает этап крепления пайкой истираемого уплотнения на кольцевой стенке.
Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя содержит конструктивную стойку и спрямляющую лопатку, находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку и среднюю линию, проходящую между передней кромкой и задней кромкой.
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.
Лопатка осевой турбомашины содержит лопасть, выполненную радиально относительно потока турбомашины, полость в материале лопасти лопатки, усиливающую решетку в полости и закрытоячеистый пеноматериал, контактирующий с усиливающей решеткой и закрывающий полость для изолирования полости от окружающей среды вокруг лопатки.
Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор. Роторы установлены на валу, а между статором и валом проходит герметизирующая пластина.
Лопатка соплового аппарата высокого давления, содержащая вставку с изменяющейся геометрией // 2704511
Лопатка (10) соплового аппарата (8) газотурбинного двигателя (1) содержит перо (12), содержащее стенку (16) корытца и стенку (14) спинки, и вставку (20), расположенную между стенкой (16) корытца и стенкой (14) спинки.
Сектор для сборки ступени турбины содержит центральную и периферийную части, лопатки, прикрепленные между ними, а также первую и вторую боковые стороны, противоположные друг другу. Первая боковая сторона выполнена с возможностью соединения со второй боковой стороной другого сектора и содержит первую соединительную часть.
Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения. В узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.
Осевая турбомашина // 2696177
Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.
Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и призвано повысить экономичность двухъярусных ступеней, используемых в качестве предпоследних ступеней в цилиндрах низкого давления (ЦНД) конденсационных турбин.
Газовая турбина // 2684157
Газовая турбина включает уплотнительный элемент для уплотнения зазора между переходной частью и торцевой стенкой сопел в сопловой решетке первой ступени турбины, причем торцевая стенка сопел имеет уплотнительную канавку.
