Путем избирательного охлаждения или нагревания элементов статора или ротора (F01D11/24)
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)
F01D11 Предотвращение или сведение к минимуму внутренних утечек рабочего тела, например между ступенями (уплотнения вообще F16J)
(455)
F01D11/24 Путем избирательного охлаждения или нагревания элементов статора или ротора(39)
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.
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).
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).
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.
Группа изобретений относится к устройству (2) охлаждения воздушными струями картера турбины, предпочтительно турбины низкого давления, газотурбинного двигателя. Техническим результатом является повышение эффективности охлаждения.
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.
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.
Группа изобретений относится к авиационным газотурбинным двигателям и газотурбинным установкам, а именно к механическим устройствам с тепловым регулированием радиального зазора между концами рабочих лопаток ступени ротора компрессора или турбины и корпусом газотурбинного двигателя.
Турбомашина (1) содержит неподвижный элемент (7), вращающийся элемент (11), с возможностью вращения установленный в неподвижном элементе (7), и уплотнительное устройство (21) между вращающимся элементом и неподвижным элементом.
Изобретение относится к устройству охлаждения корпуса турбины газотурбинного двигателя, содержащему множество коллекторов (16’), выполненных с возможностью нагнетания воздуха на корпус турбины. При этом коллекторы расположены рядом друг с другом, и каждый коллектор содержит основное кольцо (161), в котором циркулирует воздух, при этом основное кольцо (161) содержит отверстия (17’), выполненные с возможностью нагнетания воздушного потока в направлении корпуса турбины.
Группа изобретений относится к авиационным газотурбинным двигателям и газотурбинным установкам, а именно к устройствам регулирования радиального зазора между концами рабочих лопаток ступени ротора компрессора или турбины и статором первого контура двухконтурного газотурбинного двигателя.
Статор газовой турбины // 2673924
Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие кольцевые воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами.
Система регулирования радиального зазора // 2649167
Изобретение относится к области турбостроения, а именно к системе регулирования радиального зазора в газотурбинных двигателях. Система активного управления радиальным зазором в турбине содержит, подвижное кольцо, расположенное между надроторными вставками статора, корпусом статора турбины и наружным кольцом турбины, и пневматические клапаны для подачи охлаждающего воздуха к подвижному кольцу и надроторным вставкам через выполненные в подвижном кольце каналы охлаждения.
Турбинная система (102) и способ регулирования зазоров (108) в турбине (102). Система может содержать по меньшей мере одну лопатку (104) турбины, корпус (106), окружающий указанную по меньшей мере одну лопатку (104), термоэлемент (110), расположенный по меньшей мере частично около корпуса (106) турбины, охлаждающую систему (307), находящуюся в сообщении с термоэлементом (110), и контроллер (112), находящийся в сообщении с охлаждающей системой (307) и термоэлементом (110).
Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с рабочими колесами биротативного вентилятора.
Настоящее изобретение относится к картеру (30) турбины летательного аппарата, предназначенному для установки на нем блока секций кольца (28), которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, содержащему средства динамического регулирования радиального положения секций кольца (28), радиальную входную лапку (38), которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30) и выходную радиальную лапку (40), которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), при этом по меньшей мере входная радиальная лапка (38) выполнена как одно целое с картером (30) и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца (28).
Способ управления зазором между вершинами лопаток ротора турбины газотурбинного авиационного двигателя, с одной стороны, и кольцеобразным бандажом турбины корпуса, окружающим лопатки, с другой стороны, причем способ содержит этап, на котором управляют скоростью потока и/или температурой воздуха, направленного к корпусу.
Статор компрессора высокого давления // 2567892
Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7).
Статор компрессора // 2567885
Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3).
Изобретение относится к системе для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки. Клапан, расположенный в воздушном канале, открывается для охлаждения бандажа турбины во время фазы с высоким числом оборотов (TO+CL), соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов (CR), сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.
Изобретение относится к области управления авиационными двигателями, в частности к способам активного управления радиальными зазорами турбин газотурбинных двигателей. Для получения значения расчетного радиального зазора предварительно определяют значения центробежной вытяжки лопаток турбины для всех режимов работы турбины, значения радиальных зазоров на стационарных режимах работы турбины, а также значения монтажного зазора турбины, в процессе работы турбины измеряют температуру статора и частоту вращения ее ротора, для каждого режима работы турбины по частоте вращения ее ротора и предварительно заданным значениям определяют текущее значение центробежной вытяжки лопаток турбины и текущее значение радиального зазора на стационарных режимах, суммируют полученные текущие значения, полученное суммарное значение сигнала суммируют с сигналом значения монтажного зазора при данном режиме, получая в результате значение заданного текущего радиального зазора, которое сравнивают с измеряемым реальным значением радиального зазора, и по значению рассогласования данных сигналов регулируют общий расход воздуха, подаваемого на ротор и статор турбины, или отсекают его подачу, при этом дополнительно определяют значения долей радиального зазора турбины, приходящихся на температурные деформации ротора и статора, и по данным значениям вычисляют управляющий сигнал, в соответствии с которым регулируют доли общего расхода воздуха, подаваемые на обдув ротора и статора турбины.
Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу.
Турбомашина содержит средства регулирования зазоров между вершинами подвижных лопаток (16) турбины высокого давления и наружным корпусом (12), расположенным вокруг этих лопаток (16), средства (48, 46) охлаждения наружного корпуса посредством воздействия воздуха, отбираемого из компрессора высокого давления турбомашины, первые средства (60) электрического нагрева верхней части наружного корпуса (12) и вторые средства электрического нагрева нижней части наружного корпуса (12), импульсные средства управления (63) средствами (48, 61, 46) охлаждения посредством воздействия воздуха и автономные средства управления средствами электрического нагрева (60).
Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД. Турбина газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом, а также статор турбины.
Газотурбинный двигатель // 2532737
Газотурбинный двигатель содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и обдува статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.
Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины.
Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.
Устройство для оптимизации радиальных зазоров многоступенчатого осевого компрессора газотурбинного авиационного двигателя сжатым воздухом, отводимым из компрессора, содержит корпус с проточной частью.
Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя // 2506435
Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.
Газотурбинный двигатель // 2506434
Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.
Газотурбинный двигатель // 2506433
Газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.
Турбина высокого давления содержит наружный корпус, распределитель, лопастное колесо, узел, образующий кольцо и размещенный по окружности вращающихся лопастей, устройство для регулирования радиального зазора между законцовками вращающихся лопастей и кольцом, а также кольцевую опору и кольцевой амортизирующий элемент.
Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним.
Турбина газотурбинного двигателя // 2500895
Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпусы, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпусов.
Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2499894
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.
Турбина газотурбинного двигателя // 2499893
Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины, в том числе корпуса.
Турбина газотурбинного двигателя // 2499892
Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса.
Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом, ротор и статор турбины. Сопловой аппарат выполнен с полостями над ним и под ним.
Турбина газотурбинного двигателя // 2498087
Турбина газотурбинного двигателя содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, системы охлаждения турбины и корпуса, а также средство регулирования радиальных зазоров.
Газотурбинный двигатель // 2498085
Газотурбинный двигатель содержит компрессор и турбину, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины. Компрессор имеет несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки.
Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины.
Турбина газотурбинного двигателя // 2490474
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. .
Корпус статора турбомашины // 2324057
