Предотвращение или сведение к минимуму внутренних утечек рабочего тела, например между ступенями (F01D11)
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)
F01D11 Предотвращение или сведение к минимуму внутренних утечек рабочего тела, например между ступенями (уплотнения вообще F16J)(455)
F01D11/02 - Посредством бесконтактных уплотнений, например лабиринтных (уплотнение зазора между концами лопаток ротора и статором F01D11/08)(139)
F01D11/04 - Применение рабочего тела, например пара, в качестве уплотнения(16)
F01D11/06 - Регулирование его(18)
F01D11/08 - Для уплотнения зазора между концами лопаток ротора и статором (специально оформленные для этой цели концы лопаток F01D5/20)(94)
F01D11/12 - С использованием эластичной прокладки, например разрушающейся, деформируемой или эластичной части(21)
F01D11/16 - С помощью саморегулирующихся средств ( F01D11/12 имеет преимущество)(2)
F01D11/20 - Активное регулирование концевого зазора(1)
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.
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.
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.
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).
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 истираемому элементу (29, 36) лабиринтного уплотнения, расположенному в газотурбинном двигателе вокруг оси (Х) газотурбинного двигателя и содержащему наружный слой (55), расположенный напротив гребешков (4, 5), установленных на первой детали газотурбинного двигателя.
Описана газовая турбина авиационного типа, содержащая корпус, компрессор с ротором, установленным на валу генератора, поддерживаемом для вращения в корпусе, турбину высокого давления, расположенную в корпусе, с ротором, установленным на валу генератора для совместного вращения с ротором компрессора, камеру сгорания, силовую турбину, расположенную в корпусе и содержащую ротор, установленный на валу турбины для приведения в действие нагрузки, при этом имеется теплоизолирующее покрытие для уменьшения рассеяния тепла через корпус.
В настоящем изобретении предложена проставка с поперечными шпонками, предотвращающая вращение, для использования в газотурбинном двигателе (100). Диск компрессора в сборе (220) может иметь кольцо (240) с поперечными шпонками, имеющее несколько шпонок (241), зубцов, или зубьев, чередующихся с несколькими зазорами (242) с образованием поверхности (260) с поперечными шпонками.
Уплотнительное устройство (варианты) // 2771412
Изобретение относится к уплотнительному устройству и может быть использовано в конструкциях паровых и газовых турбин, а также насосов. Уплотнительное устройство турбины включает корпус с фланцем, канал.
Система уплотнений для промежутков с изменяемой геометрией в системах летательного аппарата // 2765066
Группа изобретений относится к устройству и способу уплотнения промежутков изменяемой геометрической конфигурации в системах летательного аппарата. Летательный аппарат содержит корпус (316), уплотнение (318) и устройство (320) накопления энергии.
Изобретение относится к области энергомашиностроения, конкретно турбостроения, в частности к конструкции рабочих колес охлаждаемых ступеней газовых турбин. Демпферное уплотнение рабочего колеса газовой турбины плотно размещено в полости между полками соседних рабочих лопаток и выступом диска рабочего колеса и разделяет указанную полость на боковые каналы.
Изобретение относится к уплотнительному устройству, используемому между роторной частью и статорной частью и содержащему по меньшей мере одно истираемое покрытие (46), взаимодействующее по меньшей мере с двумя, верхней и нижней по потоку, лабиринтными уплотнительными кромками.
Уплотнитель радиального зазора турбомашины // 2756879
Изобретение относится к уплотнителю радиального зазора турбомашины, который содержит основание 1 и сотовый блок 2 с четырехгранными ячейками. Сотовый блок размещен на основании и образует дросселирующий зазор с гребнем ротора 3.
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя // 2755451
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 газотурбинного двигателестроения, а именно к конструкциям уплотнений между соседними деталями в виде полок сопловых лопаток и/или полок рабочих лопаток и/или надроторных проставок.
Изобретение относится к машиностроению, в частности к способам изготовления уплотнений зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.
Устройство для герметизации зазора в турбомашине, газовая турбина и герметизирующая конструкция // 2753264
Изобретение относится к герметизации в турбомашине. Описана система герметизации для герметизации зазора (G1, G2) в турбомашине (1) между первым конструктивным элементом (21; 23) и вторым конструктивным элементом (31).
Теплозащитный экран (60) для газотурбинного двигателя (10) содержит основной корпус (61), имеющий первую поверхность (70) и вторую поверхность (72), причем первую поверхность (70) подвергают воздействию горячего рабочего газа при использовании, множество стенок (74 76, 78, 80), выступающих от второй поверхности (72), и соударительную пластину 86).
Предлагаются запирающий элемент (20, 40) ротора, а также соответствующий узел (22) и паровая турбина (2). Конкретные варианты выполнения содержат запирающий элемент (20, 40) ротора, предназначенный для удерживания окружного уплотнения (24) в паровой турбине (2) и имеющий основную часть (26), первое плечо (28), проходящее от основной части (26), второе плечо (30), проходящее от основной части (26), причем первое плечо (28), второе плечо (30) и основная часть (26) ограничивают пространство (32), расположенное в осевом направлении между первым плечом (28) и вторым плечом (30), при этом запирающий элемент также имеет выступ (34), проходящий от второго плеча (30) в осевом направлении от указанного пространства и выполненный с размерами, обеспечивающими его контакт с радиально внутренней поверхностью окружного уплотнения (24).
Изобретение относится к паровым турбинам, в частности к уплотнительным устройствам в паровых турбинах. Различные варианты выполнения содержат запирающий элемент (20) ротора, а также соответствующий узел и паровую турбину (2).
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.
Газотурбинная установка // 2741995
Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс работы, увеличить продолжительность жизненного цикла газотурбинной установки.
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).
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам регулирования радиальных зазоров турбин авиационных двигателей. Группа изобретений направлена на повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами за счет оптимизации радиальных зазоров и расхода охлаждающего воздуха в рабочих лопатках турбин высокого давления во всем диапазоне работы многорежимного двигателя при одновременном сохранении удовлетворительного температурного состояния охлаждаемых лопаток, то есть при сохранении надежности и ресурса работы двигателя.
Пластически деформирующийся кольцевой обтекатель ступицы лопаточного колеса газовой турбины // 2737272
Кольцевой обтекатель (10) лопаточного колеса (80), содержащий проходящую в осевом направлении кольцевую стенку (10А), при этом указанная стенка (10А) имеет множество вырезов (12), выполненных в осевом направлении, причем каждый вырез (12) выполнен с возможностью захождения в него передней кромки (82А) или задней кромки лопатки (82).
Запирающий элемент для уплотнения ротора паровой турбины, соответствующий узел и паровая турбина // 2735395
Изобретение относится к паровым турбинам, в частности к вращающимся уплотнительным устройствам в паровых турбинах. Запирающий элемент (20) ротора (22) предназначен для удерживания окружного уплотнения (24) в паровой турбине и имеет основную часть (26) с главной осью.
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Предложен способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха (ОВ) из воздушной полости (11) камеры сгорания (12), его транспортировку через входную полость (22) в аппарат закрутки (23), последующий подвод ОВ во внутренние полости (27) рабочих лопаток (28) и регулирование расхода ОВ.
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам регулирования радиальных зазоров турбин авиационных двигателей. Предложен способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха (ОВ) из воздушной полости (11) камеры сгорания (12), его транспортировку через сопловые лопатки (21) во входную полость (22) и далее в аппарат закрутки (23), последующий подвод ОВ во внутренние полости (27) рабочих лопаток (28) и регулирование расхода ОВ.
Устройство для нанесения истираемого материала на поверхность корпуса газотурбинного двигателя // 2730194
Изобретение относится к устройству (11) для нанесения истираемого материала, предназначенному для нанесения истираемого материала на поверхность кольцеобразного корпуса (1) газотурбинного двигателя, причем корпус проходит вдоль продольной оси, при этом устройство (11) содержит опору (12, 13), выполненную с первыми направляющими средствами (14), обеспечивающими направление опоры (12, 13) относительно корпуса (1) в радиальном направлении относительно оси корпуса, и со вторыми направляющими средствами (16), обеспечивающими направление опоры (12, 13) относительно корпуса (1) в осевом направлении, обрабатывающий валик (20), установленный с возможностью поворота относительно опоры (12, 13) в осевом направлении, и регулирующие средства (22, 23), обеспечивающие возможность регулирования положения валика (20) относительно первых направляющих средств (14) в радиальном направлении.
Перо компрессора // 2729590
Перо (70) компрессора для турбинного двигателя. Перо (70) компрессора содержит корневой фрагмент (72), расположенный на расстоянии от фрагмента (100) концевой части пера посредством фрагмента (102) основной части.
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.
Предлагается платформа (30), предназначенная для размещения между двумя смежными лопастями (20) вентилятора (2) и содержащая стенку (34) прохода, нижнюю стенку (36), а также осевую и радиальную удерживающие поверхности.
Изобретение относится к узлу, содержащему корпус (12) газотурбинного двигателя и установленное внутри указанного корпуса рабочее колесо (14) с лопатками. Корпус (12) имеет внутреннюю стенку (20), включающую в себя кольцевую полосу (24) из истираемого материала.
Обеспечен способ механической обработки профиля вершины (512) лопатки (130, 140) для турбомашины. Способ содержит этапы, на которых соединяют лопатки (130, 140) с компонентом (110, 112, 114, 120, 124) турбомашины; поддерживают компонент (110, 112, 114, 120, 124) на устройстве (450) для механической обработки, причем устройство (450) для механической обработки выполнено с возможностью снимать материал с лопатки (130, 140) согласно траектории резания, определенной внутри системы координат устройства (450) для механической обработки, при этом компонент (110, 112, 114, 120, 124) поддерживают таким образом, чтобы базовая осевая торцевая поверхность (D) компонента (110, 112, 114, 120, 124) совпадала с базовой точкой (462) системы координат устройства (450) для механической обработки; и механически обрабатывают лопаток (130, 140) согласно траектории резания.
Группа изобретений относится к устройству (2) охлаждения воздушными струями картера турбины, предпочтительно турбины низкого давления, газотурбинного двигателя. Техническим результатом является повышение эффективности охлаждения.
Роторная лопатка для газотурбинного двигателя выполнена с возможностью вращения вокруг оси. Лопатка содержит тело (170), частично образующее перо, имеющее на радиально внешнем конце верхнюю часть (33, 330), и по меньшей мере один уплотнительный элемент (39).
Объектом изобретения является турбина газотурбинного двигателя, содержащая статорный кольцевой уплотнительный элемент (31), выполненный с возможностью образовать лабиринтное уплотнение в сочетании с по меньшей мере одним подвижным гребешком, вращающимся вокруг оси уплотнительного кольца, при этом элемент (31) содержит слой истираемого материала с участком (31p) уплотнительной поверхности, выполненным с возможностью взаимодействия с упомянутым подвижным гребешком, отличающаяся тем, что слой истираемого материала на упомянутом участке (31p) поверхности содержит в осевом направлении первую зону (31p1) с первым сопротивлением проникновению гребешка, при этом упомянутая первая зона (31р1) соответствует осевому положению гребешка по время номинальной работы турбины, и вторую зону (31p2), смежную с первой зоной (31p1), с меньшим сопротивлением проникновению гребешка по сравнению с первой зоной, при этом упомянутая вторая зона (31p2) находится на выходе относительно первой зоны (31p1) и соответствует осевому положению, которое занимает гребешок, когда происходит самогашение пламени в камере сгорания двигателя.
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.
Сотовое уплотнение турбомашины // 2719751
Изобретение относится к сотовому уплотнению турбомашины, которое содержит установленную в корпусе статора обойму, сегменты с сотовыми блоками и уплотнительные гребни ротора. Сегменты закреплены в обойме и оснащены уплотнительными гребнями.
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.
Изобретение относится к турбинному кольцевому узлу, содержащему множество кольцевых секторов, выполненных из керамического матричного композитного материала, вместе с кольцевой опорной конструкцией, при этом каждый кольцевой сектор имеет участок, образующий кольцевое основание с внутренней поверхностью, определяющей внутреннюю поверхность турбинного колеса и внешнюю поверхность, от которой отходят по меньшей мере два образующих выступы участка, при этом кольцевая опорная конструкция имеет по меньшей мере два крепежных выступа, а продолжающиеся радиально выступы каждого кольцевого сектора захватывают крепежные выступы кольцевой опорной конструкции по крайней мере по радиально внутренним концам упомянутых крепежных выступов.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины // 2716648
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит корпус лопатки с входным отверстием, корытом, спинкой, входной и выходной кромками, охлаждающим каналом с перегородками и дефлекторами. На поверхности лопатки выполнены отверстия для подачи охлаждающего воздуха.
Способ изготовления неподвижного элемента газотурбинного двигателя, содержащего опорную кольцевую стенку для крепления истираемого уплотнения, включает этап крепления пайкой истираемого уплотнения на кольцевой стенке.
Изобретение относится к роторному узлу для турбинного двигателя, содержащему ротор с двумя последовательными ступенями (10a, 10b) ротора, оборудованными множеством подвижных лопастей (20), и кольцеобразный кожух (50) ротора, соединяющий две последовательные ступени ротора; статор, содержащий ступень (11) статора, снабженную множеством неподвижных лопастей (30) и расположенную между двумя ступенями ротора, и кольцеобразное статорное кольцо (60), установленное на неподвижные лопасти.
Изобретение относится к внешнему корпусу (28) компрессора осевой турбомашины. Корпус (28) содержит уплотнительное устройство (34), действующее совместно с рядом лопаток (24) ротора.
Изобретение относится к блоку лопаток направляющего аппарата газотурбинного двигателя с осевым компрессором. Блок лопаток направляющего аппарата содержит кольцевой венец лопаток (26), которые проходят радиально, внутреннее кольцо (30), расположенное на внутренних концах лопаток (26).
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.
Межвальное контактное уплотнение // 2708279
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к уплотнениям масляных полостей опор роторов газотурбинных двигателей. Задача по расширению арсенала технических средств - надежных межвальных контактных уплотнений соосных высокоскоростных роторов со встречным направлением вращения и повышению их надежности решается межвальным контактным уплотнением масляной полости опоры соосных высокоскоростных роторов встречного направления вращения турбомашины, содержащим графитовые уплотнительные кольца 8, контактирующие с торцевыми контактными поверхностями валов 9, 10, причем в валу 5 одного из роторов установлена обойма 7 с возможностью ее вращения относительно общей оси вращения роторов 14, а графитовые уплотнительные кольца 8, с упругим элементом между ними 11, установлены в обойме в фиксированном угловом положении.
Тепловой экран статора для газовой турбины содержит проточный канал горячих газов, первую поверхность, выполненную с возможностью расположения обращенной к проточному каналу горячих газов газовой турбины, вторую поверхность, противоположную первой поверхности, каналы охлаждения, предназначенные для направления охлаждающей текучей среды от второй поверхности к первой поверхности, полости, расположенные на первой поверхности, для приема охлаждающей текучей среды по меньшей мере из части каналов охлаждения.
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.
