Газотурбинная установка (варианты) и ее корпус
Корпус газотурбинной установки для размещения, по меньшей мере, одного ее компонента, такого как вентилятор, компрессор, камера сгорания или турбина, содержит базовую деталь с двойной стенкой. Базовая деталь имеет первый внутренний цилиндр и второй наружный цилиндр, расположенные вокруг геометрической продольной оси, в основном совмещаемой с продольной геометрической осью газотурбинной установки. Цилиндры перекрывают друг друга, если смотреть в радиальном направлении, образуя зазор между наружной граничной поверхностью первого внутреннего цилиндра и внутренней граничной поверхностью второго наружного цилиндра. Базовая деталь с двойной стенкой имеет группу пластинчатых распорок, расположенных с интервалом друг от друга и проходящих в радиальном направлении между первым внутренним цилиндром и вторым наружным цилиндром, соединяя их друг с другом. Цилиндры могут иметь круговое поперечное сечение и располагаться концентрично. Распорки могут быть расположены продольно и по окружности. Базовая деталь может быть получена сваркой расположенных бок о бок друг к другу в направлении по окружности модулей, имеющих форму двутавровых балок, широкополочных двутавровых балок и/или однотавровых балок. Модули могут быть изготовлены путем экструзии. Изобретение позволяет повысить жесткость корпуса и/или снизить его вес. 5 н. и 12 з.п. ф-лы, 11 ил.
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к корпусу газотурбинной установки (далее - "газовая турбина"), предназначенному для размещения в нем такого ее компонента, как вентилятор, компрессор, камера сгорания или турбина, в соответствии с ограничительной частью пункта 1, и к способу формирования корпуса газовой турбины, предназначенного для размещения в нем такого компонента газовой турбины, как вентилятор, компрессор, камера сгорания или турбина, в соответствии с ограничительной частью пункта 18.
Изобретение относится, в частности, к такому корпусу, который предназначен для использования в авиации, в том числе как часть двигателя летательного аппарата, такого как реактивный двигатель.
Уровень техники
Газовая турбина, составляющая основу авиационного двигателя, обычно содержит следующие компоненты: компрессор, камера сгорания и сама турбина. Ниже турбины по газовоздушному тракту может быть расположена камера дожигания. Двигатель, кроме того, содержит один или более корпус, которые окружают вышеупомянутые компоненты. Корпус должен иметь необходимую прочность, но в то же время желательно с точки зрения общего устройства двигателя, включающего этот корпус, чтобы последний имел минимально возможный вес, чтобы достичь наилучших параметров, то есть развития двигателем максимальной тяги на единицу веса.
Хотя будет преимущественно описана газовая турбина для авиационного применения, далее также трактуемого как применение в двигателе, следует подчеркнуть, что изобретение может быть также использовано в стационарной газовой турбине генератора мощности. В предшествующем уровне техники корпуса газотурбинных двигателей представляют собой полые круговые цилиндры, расположенные концентрично по отношению центральной оси двигателя. Такой корпус образует оболочку, охватывающую вращающиеся и неподвижные компоненты двигателя. Такой цилиндр может иметь внутренний диаметр примерно от 400 до 1800 мм при толщине материала примерно от 3 до 10 мм. Корпус может быть выполнен из одного или предпочтительно из нескольких таких цилиндров разных диаметров, причем цилиндры соединяют друг с другом, чтобы сформировать непрерывную оболочку в виде трубы.
Одним из основных факторов, в значительной мере определяющих необходимую прочность корпуса, является изгибное напряжение, которое возникает в двигателе. Эта проблема особенно существенна для некоторых частей корпуса, в которых в двигателе имеется сужение, что означает переход на относительно малый диаметр корпуса. Это может, например, относиться к частям корпуса, охватывающим компрессор, который может иметь, например, промежуточную ступень и ступень высокого давления. Прогиб двигателя может приводить к соприкосновению ротора со стенкой, увеличению люфтов или изгибу вращающихся валов и т.д. Другая проблема, которая влияет на прочность и в значительной мере определяет выбор материала для корпуса, заключается в относительно высоких температурах, которые воздействуют на корпус во время работы двигателя. В газовых турбинах температуры корпуса лежат в диапазоне приблизительно от 200 до 800°С.
Известный способ изготовления корпуса, который иногда используют в качестве наружной оболочки газовой турбины, обладающей несколько большей изгибной жесткостью (на изгиб) при том же весе, заключается в создании корпуса с внешними утолщениями или ребрами, образующими прямоугольную сетку на наружной поверхности корпуса. Ребра можно получить, или удаляя материал основной заготовки корпуса, или добавляя материал к основной заготовке. В обоих случаях, однако, процесс изготовления относительно сложен, что означает значительное удорожание корпуса по сравнению с корпусом, имеющим гладкую наружную поверхность.
Краткое изложение сущности изобретения
В основу изобретения положена задача создания корпуса типа, описаного во вводной части описания, который является альтернативой обычным гладким корпусам и корпусам, снабженным наружными ребрами, и который отличается тем, что при данной изгибной или крутильной жесткости он имеет меньший вес по сравнению с соответствующим обычным корпусом, имеющим в основном гладкую наружную поверхность, и при этом обеспечивает возможность эффективного охлаждения.
Этот результат достигается в корпусе, выполненном в соответствии с пунктом 1 формулы изобретения.
Относительно высокая изгибная жесткость конструкции достигается за счет того, что корпус содержит базовую деталь с двойной стенкой, имеющую первый внутренний цилиндр и второй наружный цилиндр, расположенные вокруг геометрической продольной оси, которая в основном совмещаема с продольной геометрической осью газовой турбины, и перекрывают друг друга, если смотреть в радиальном направлении, образуя зазор между наружной граничной поверхностью первого внутреннего цилиндра и внутренней граничной поверхностью второго наружного цилиндра, и при этом базовая деталь с двойной стенкой имеет группу пластинчатых распорок, расположенных с интервалом друг от друга и проходящих радиально между первым внутренним цилиндром и вторым наружным цилиндром, соединяя их друг с другом.
Такая конструкция может быть использована для достижения большей изгибной жесткости и/или меньшего веса при данных размерах корпуса. Она может при нагружении поглощать изгибные напряжения, возникающие в газовой турбине, такой как турбина газотурбинного двигателя. Особенно предпочтительно использование такого корпуса в месте, где газовая турбина имеет суженный участок. Газотурбинный двигатель обычно закрепляют у передней и задней его частей. Корпус двигателя, охватывающий движущиеся компоненты, соединяет эти две точки крепления. В то время как между точками крепления изгибный момент максимален, двигатель обычно имеет наименьшее поперечное сечение в основном на половине расстояния между ними. Поэтому в этой области изгибные напряжения будут достигать критического значения, и корпус должен иметь достаточную изгибную жесткость, чтобы избежать таких вышеописанных проблем, как соприкосновение ротора со стенкой и т.д.
Кроме того, преимущество корпуса, выполненного в соответствии с настоящим изобретением, заключается в том, что зазор, образованный между первым внутренним цилиндром и вторым наружным цилиндром, может быть использован для передачи охлаждающей среды, такой как воздух, и/или для передачи топлива, используемого для охлаждения корпуса и/или других частей газовой турбины. Это в свою очередь открывает возможность для использования таких материалов, которые без охлаждения не могут быть использованы в соответствующей газовой турбине.
Изобретение также относится к способу формирования корпуса для размещения таких компонентов газовой турбины, как вентилятор, компрессор, камера сгорания или турбина, в соответствии с пунктом 18 формулы.
Другие преимущества и функциональные особенности различных вариантов выполнения изобретения изложены в нижеследующем описании и зависимых пунктах формулы.
Краткое описание чертежей
Далее дано подробное описание вариантов выполнения изобретения, приведенных в качестве примера, со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:
на фиг.1а представлен в соответствии с предшествующим уровнем техники вид в перспективе корпуса газовой турбины, имеющего гладкую наружную поверхность;
на фиг.1б представлен в соответствии с предшествующим уровнем техники вид в перспективе корпуса газовой турбины, имеющего поверхность, снабженную наружными ребрами, образующими прямоугольную сетку;
на фиг.2 схематически представлено сечение части газотурбинного двигателя;
на фиг.3 представлен вид в перспективе корпуса с частичным вырезом, выполненного в соответствии с настоящим изобретением и предназначенного для размещения в нем компонента газовой турбины;
на фиг.3б представлен вид в плане, соответствующий фиг.3, на котором отображен вариант выполнения корпуса в соответствии с настоящим изобретением;
на фиг.4а дан увеличенный частичный вид, отображающий поперечное сечение устройства с фиг.3;
на фиг.4б приведен вариант устройства с фиг.4а;
на фиг.4в приведен вариант устройства с фиг.4а;
на фиг.5 представлен вид в перспективе варианта корпуса с частичным вырезом, выполненного в соответствии с настоящим изобретением и предназначенного для размещения в нем компонента газовой турбины; и
на фиг.6 представлено сечение устройства с фиг.5.
Подробное описание предпочтительного варианта выполнения изобретения Часто в газовых турбинах имеется несколько корпусов или оболочек. В некоторых случаях вокруг вала ротора газовой турбины концентрично друг к другу расположены две или более оболочки. Однако, общим для этих известных из предшествующего уровня техники конструкций является то, что каждый отдельный корпус содержит цельный цилиндр или кольцо. На фиг.1а и 1б представлены примеры выполнения таких корпусов в соответствии с предшествующим уровнем техники. На фиг.1а показан цилиндр с гладкой наружной поверхностью, а на фиг.1б показан соответствующий цилиндр, снабженный утолщениями или ребрами, которые образуют прямоугольную сетку.
На фиг.2 схематически представлена часть газотурбинного двигателя. Двигатель содержит вентилятор 1, компрессор 2, одну или более камеру 3 сгорания и турбину 4, расположенные вдоль центральной оси 5, которая совпадает с валом ротора двигателя. Таким образом, газовый поток в представленном двигателе направлен на фиг.2 слева направо. Вентилятор 1, который может также представлять собой ступень низкого давления компрессора, приводят в движение через вал 6 компонента 7 турбины низкого давления. В двигателе имеется суженная часть 10 вблизи компрессора 2, который в представленном примере представляет собой компрессор высокого давления и который через вал 8 приводят в движение компонентом 9 турбины высокого давления. Это означает, что внутренний корпус 11, охватывающий компрессор 2 и расположенный ближе всего к ротору 5, имеет диаметр меньший, чем соответствующая часть 12 корпуса, расположенная ниже и выше по газовоздушному тракту компрессора 2. Еще один корпус 13 может быть расположен снаружи от внутреннего корпуса 11, то есть двигатель, таким образом, имеет две оболочки 11, 13, находящиеся на разных расстояниях от ротора. В соответствии с предшествующим уровнем техники такие оболочки 11, 13, в принципе, имеют такую же конструкцию, как и показанные на фиг.1а и 1б.
Изобретение предназначено для использования в вышеописанной оболочке таким образом, чтобы отдельный корпус представлял собой базовую деталь с двойной стенкой. На фиг.3 и 5 представлены два варианта корпуса, выполненного в соответствии с изобретением. Базовая деталь 14 с двойной стенкой, выполненая в соответствии с изобретением, может быть использована как для внутреннего корпуса 11, так и для наружного корпуса 13, или для любого другого соответствующего корпуса, и имеет первый внутренний цилиндр 15 и второй наружный цилиндр 16, образующие корпус. Два цилиндра 15, 16 расположены вокруг продольной геометрической оси 17, которая должна совпадать с продольной центральной осью 5 газовой турбины. Если смотреть в радиальном направлении, то первый внутренний цилиндр 15 и второй наружный цилиндр 16 перекрывают друг друга, образуя зазор 18 между наружной граничной поверхностью 19 первого внутреннего цилиндра 15 и внутренней граничной поверхностью 20 второго наружного цилиндра 16. Другими словами, первый внутренний цилиндр и второй наружный цилиндр перекрывают друг друга, если смотреть по радиусу от точки, расположенной снаружи корпуса, в направлении центра корпуса, или смотреть по радиусу от точки, расположенной внутри корпуса, в направлении от центра корпуса, причем в обоих случаях нужно смотреть перпендикулярно геометрической продольной оси 17, идущей в осевом направлении. Базовая деталь 14 с двойной стенкой содержит также группу распорок 21, расположенных с некоторым интервалом друг от друга и проходящих радиально между первым внутренним цилиндром 15 и вторым наружным цилиндром 16, причем распорки 21 соединяют друг с другом первый внутренний цилиндр 15 и второй наружный цилиндр 16. Это означает, что внутренний цилиндр 15, наружный цилиндр 16 и распорки 21 (после соединения основных необходимых компонентов с помощью, например, сварки) образуют единое целое, которое невозможно разделить на отдельные основные компоненты. Выполненный в соответствии с изобретением корпус не нужно, следовательно, смешивать с конструкциями, в которых отдельные корпуса расположены один снаружи другого и скреплены вместе с помощью фланцевого соединения или крепежных элементов типа болтов и т.п.
Цилиндры 15, 16, если их поперечное сечение представляет собой окружность, могут иметь диаметр, например, порядка от 200 до 1500 мм. Величина зазора 18, сформированного между первым внутренним цилиндром 15 и вторым наружным цилиндром 16, должна выбираться с учетом размеров базовой детали 14 с двойной стенкой, но размеры цилиндров обычно подбирают друг к другу так, чтобы в радиальном направлении расстояние между цилиндрами составляло порядка от 1 до 200 мм, и предпочтительно в диапазоне от 2 до 50 мм.
Для изготовления корпуса может быть использован материал на основе титана или соединения титана или алюминия с другими элементами, причем такие материалы предпочтительно использовать в конструкциях газовой турбины, работающих при относительно небольшой температуре. При изготовлении корпусов, предназначенных для работы при относительно высоких температурах, предпочтительно использование нержавеющей стали или сплавов на основе никеля.
Первый внутренний цилиндр 15 в предпочтительном варианте имеет в поперечном сечении окружность, и второй наружный цилиндр 16 также имеет в поперечном сечении окружность. Кроме того, первый цилиндр 15 и второй цилиндр 16 соответствующим образом расположены концентрично друг другу. Естественно, цилиндры 15, 16, представляющие собой полые цилиндры, могут иметь любую длину в зависимости от конкретного применения. Очень короткий цилиндр фактически превращается в кольцо. Длина обычно составляет порядка от 200 до 1000 мм. В продольном направлении внутренний цилиндр 15 и наружный цилиндр 16 предпочтительно ориентированы в основном параллельно.
Хотя лучше всего использовать внутренний цилиндр и наружный цилиндр с одинаковой в основном формой поперечного сечения, но различного размера, и чтобы цилиндры были предпочтительно расположены концентрично друг к другу, но вполне возможно без выхода за рамки настоящего изобретения иметь два цилиндра с различными формами поперечного сечения. В частности, поперечное сечение второго наружного цилиндра вполне можно изменить различным образом. Например, в одном и том же поперечном сечении базовой детали с двойной стенкой внутренний цилиндр мог бы иметь в поперечном сечении окружность, а наружная оболочка иметь прямоугольное поперечное сечение. Кроме того, вполне возможны варианты выполнения, в которых внутренний и наружный цилиндры имеют разные центры, и в этих случаях центр внутреннего цилиндра, соответственно, совпадает с геометрической продольной осью, которая должна совпадать с продольной центральной осью газовой турбины.
Общим признаком для корпусов, выполненных в соответствии с изобретением, является наличие группы из более 5, а предпочтительно из более 10 распорок 21, проходящих радиально между первым внутренним цилиндром 15 и вторым наружным цилиндром 16. Во многих случаях в корпусе целесообразно использовать от 50 до 200 распорок. Существует, однако, два основных принципа размещения распорок 21, и они могут использоваться как по отдельности, так и в сочетании друг с другом.
В соответствии с первым основным принципом, отраженным на фиг.3, распорки 21 расположены по окружности базовой детали 14 с двойной стенкой с некоторыми интервалами друг от друга, предпочтительно с одинаковыми в основном интервалами. Это означает, что кроме основной протяженности в радиальном направлении между цилиндрами 15, 16 распорки 21, имеющие в основном плоскую форму, также имеют другую основную протяженность в продольном направлении цилиндров 15, 16. Как показано на фиг.3, эти распорки 21 размещены в основном параллельно протяженности цилиндров 15, 16 в продольном направлении, то есть параллельно геометрической продольной оси 17 (и, следовательно, во многих случаях в основном параллельно валу ротора газовой турбины), но они также могут проходить под углом к продольным осям цилиндров. Распорки 21, соответственно, проходят в основном по всей длине базовой детали 14 с двойной стенкой для того, чтобы обеспечить прочность по всей длине корпуса. Следует подчеркнуть, однако, что в добавление к распоркам 21, проходящим в направлении, которое, если его продолжить, пересечется с геометрической продольной осью 17, или другими словами пройдет через центр корпуса (см. фиг.3), в определение проходящих радиально распорок необходимо также включить наклонные распорки 21. Наклонные распорки 21 показаны на фиг.3б. Такая наклонная распорка 21 образует угол, при котором продолжение распорки в данном направлении между первым внутренним цилиндром 15 и вторым наружным цилиндром 16 не пройдет через центр корпуса.
В соответствии с вторым основным принципом, отраженным на фиг.5 и 6, распорки 21б расположены с некоторым интервалом друг от друга в продольном направлении базовой детали 14 с двойной стенкой. На фиг.5 дан вид в перспективе с частичным вырезом такого корпуса, выполненного в соответствии с настоящим изобретением, а на фиг.6 показано сечение корпуса вдоль его продольной оси. В данном варианте выполнения изобретения кроме основной протяженности в радиальном направлении между цилиндрами 15, 16 распорки 21b, имеющие в основном плоскую форму, также имеют основную протяженность в тангенциальном к цилиндрам направлении или другими словами в направлении по окружности. Поэтому в этом случае распорки 21b проходят по окружности базовой детали 14 с двойной стенкой и предпочтительно имеют форму колец, проходящих в основном по всей протяженности по окружности базовой детали 14 с двойной стенкой. Число распорок 21b, расположенных предпочтительно на одинаковом расстоянии друг от друга, более пяти и предпочтительно более десяти, но, естественно, число распорок 21b зависит от длины базовой детали 14 с двойной стенкой. В случае очень короткого корпуса для соединения двух цилиндров друг с другом требуемым образом может быть достаточным небольшое число распорок.
Для обоих описанных принципов высота распорок 21 подбирается в соответствии с зазором 18, сформированным между первым внутренним цилиндром 15 и вторым наружным цилиндром 16 так, чтобы первый внутренний цилиндр 15 и второй наружный цилиндр 16 могли быть соединены этими распорками 21, 21b. Следует подчеркнуть, однако, что базовая деталь 14 с двойной стенкой может быть сформирована компонентами, не обязательно являющимися двумя цилиндрами и некоторым числом распорок, и что может быть использован другой перечень основных материалов. Кроме того, в обоих случаях распорки имеют третье изменение, а именно толщину, которая может меняться в зависимости от требуемых характеристик корпуса. Толщина распорок предпочтительно лежит в диапазоне от нескольких десятых долей миллиметра до десятков миллиметров и, в частности, в диапазоне от 0,5 до 5 мм.
Базовая деталь с двойной стенкой содержит первый набор распорок 21, расположенных в соответствии с первым принципом, и второй набор распорок 21b, расположенных в соответствии с вторым принципом. При таком сочетании распорки в корпусе будут пересекаться друг с другом в некотором числе точек. (При применении обоих принципов к одной и той же распорке, эта распорка будет проходить вдоль корпуса спиралеобразно).
Эффективным способом изготовления корпуса в соответствии с настоящим изобретением является формирование базовой детали 14 с двойной стенкой из некоторого числа модулей 22, соединенных друг с другом (см. фиг.4а) и расположенных рядом в направлении по окружности корпуса. Это можно сделать путем расположения одинаковых модулей, примыкающих друг к другу, таким образом, чтобы сформировать устройство с двойной стенкой. Можно также использовать различные типы модулей 22, 22b, как показано на фиг.4б. В соответствии с одним из вариантов выполнения изобретения каждый модуль 22 имеет по меньшей мере одну указанную распорку 21, часть, образующую фрагмент первого внутреннего цилиндра 15, и/или часть, образующую фрагмент второго наружного цилиндра 16. Эти части обозначены на фиг.4 позициями 23 и 23b. Например, могут быть использованы модули, имеющие форму двутавровой балки (I), широкополочной двутавровой балки (Н) и однотавровой балки (Т). В предпочтительном варианте модули 22 изготавливают путем экструзии. Модули 22 можно соединять друг с другом с помощью сварки и/или пайки.
В соответствии с настоящим изобретением способ формирования такого корпуса для размещения компонентов газовой турбины, таких как вентилятор 1, компрессор 2, камера 3 сгорания или турбина 4, отличается тем, что некоторое число модулей 22 соединяют предпочтительно с помощью сварки бок о бок друг с другом в направлении по окружности корпуса, так чтобы сформировать базовую деталь 14 с двойной стенкой. Таким способом корпус в соответствии с изобретением может быть эффективно изготовлен с использованием, например, полученных заводским способом заготовок указанной формы. Эти заготовки могут быть произведены путем экструзии для получения требуемого профиля заготовки.
На фиг.4а, 4б и 4в даны несколько примеров того, как в соответствии с настоящим изобретением можно сформировать корпус, соединяя вместе различные модули 22. На фиг.4а базовая деталь 14 с двойной стенкой сформирована из заготовок в виде однотавровой балки (Т-образной формы), имеющих полку 23 или 23b, проходящую в тангенциальном направлении и образующую часть внутреннего цилиндра 15 или часть наружного цилиндра 16, и полку, направленную перпендикулярно проходящей тангенциально полке и образующую распорку 21 между цилиндрами 15, 16. Однотавровые заготовки расположены бок о бок друг к другу и попеременно так, что у одной заготовки поперечная полка 21 отходит от полки 23b, образующей внутренний цилиндр 15, в направлении наружного цилиндра 16, а у прилегающей к ней однотавровой заготовки поперечная полка 21 отходит от полки 23, образующей наружный цилиндр 16, в направлении внутреннего цилиндра 15. После соединения вместе модули 22, естественно, образуют единый, неразъемный узел.
На фиг.4б базовая деталь 14 с двойной стенкой сформирована из заготовок в виде двутавровых балок (I-образной формы), каждая из которых имеет основную часть, образующую распорку 21 между цилиндрами 15, 16, верхнюю полку 24 и нижнюю полку 25, образующие часть наружного цилиндра 16 и часть внутреннего цилиндра 15, соответственно. Для того чтобы продолжить полки 24, 25 и получить требуемый интервал между распорками 21, в направлении по окружности между двутавровыми заготовками расположены разделители 26, соответственно имеющие прямоугольное поперечное сечение.
На фиг.4в базовая деталь 14 с двойной стенкой сформирована с помощью расположенных бок о бок друг к другу заготовок 22 в форме двутавровых балок или широкополочных двутавровых (Н-образных) балок, положенных горизонтально. Каждая балка 22 имеет верхнюю полку 27, нижнюю полку 28 и основную часть, расположенную между полками. Нижняя полка 28, соответственно, несколько короче верхней полки 27, или в альтернативе более широкие соединения, такие как сварные соединения, выполнены между верхними полками 27, образующими наружный цилиндр 16, по сравнению с соединениями между нижними полками 28, образующими внутренний цилиндр 15.
Естественно, размеры заготовок должны быть подобраны в соответствии с размером корпуса, и, вообще говоря, части модулей 22, образующие внутренний цилиндр 15, должны быть в должной степени короче, чем соответствующие части, образующие наружный цилиндр 16, так как наружный цилиндр имеет окружность, несколько большую, чем окружность внутреннего цилиндра 15.
Изобретение также относится к газовой турбине 30, предназначенной в предпочтительном варианте для реактивного двигателя авиационного применения, содержащего компрессор 2 и предлагаемый в настоящем изобретении корпус, в котором размещается компрессор. Изобретение также относится к газовой турбине 30, содержащей корпус, выполненный в соответствии с изобретением и расположенный в том месте газовой турбины, где она имеет суженную часть 10. Изобретение относится также к газовой турбине 30, имеющей наружную оболочку 13 и внутреннюю оболочку 11, расположенную между наружной оболочкой и валом 5 ротора газовой турбины, причем в газовой турбине 30 корпус, выполненный в соответствии с изобретением, образует по меньшей мере часть внутренней оболочки 11 и/или часть наружной оболочки 13.
Необходимо подчеркнуть, что несколько корпусов, выполненных в соответствии с изобретением, или частей корпусов могут быть, естественно, распложены последовательно вдоль оси и соединяться или объединяться друг с другом в осевом направлении, чтобы образовать наружную или внутреннюю конструкцию газовой турбины. Различные части корпуса могут, соответственно, быть снабжены фланцами и связываться с помощью болтовых соединений. Можно также объединять одну или более части корпуса, выполненные в соответствии с изобретением, с одной или более известными частями корпуса, чтобы сформировать внутреннюю или наружную конструкцию газовой турбины.
Изобретение может быть, естественно, различным образом модифицировано без выхода за рамки основной идеи изобретения. Например, изобретением можно охватить те конструкции, в которых базовая деталь с двойной стенкой по разным причинам не использована на всей окружности корпуса, а только на части или нескольких отдельных частях окружности корпуса.
1. Корпус газотурбинной установки для размещения по меньшей мере одного ее компонента, такого как вентилятор (1), компрессор (2), камера (3) сгорания или турбина (4), отличающийся тем, что он содержит базовую деталь (14) с двойной стенкой, имеющую первый внутренний цилиндр (15) и второй наружный цилиндр (16), расположенные вокруг геометрической продольной оси (17), в основном совмещаемой с продольной геометрической осью (5) газотурбинной установки (30), и перекрывающие друг друга, если смотреть в радиальном направлении, образуя зазор (18) между наружной граничной поверхностью (19) первого внутреннего цилиндра и внутренней граничной поверхностью (20) второго наружного цилиндра, и при этом базовая деталь (14) с двойной стенкой имеет группу пластинчатых распорок (21, 21b, 21с), расположенных с интервалом друг от друга и проходящих в радиальном направлении между первым внутренним цилиндром (15) и вторым наружным цилиндром (16), соединяя их друг с другом.
2. Корпус по п.1, отличающийся тем, что первый внутренний цилиндр (15) имеет круговое поперечное сечение.
3. Корпус по п.1 или 2, отличающийся тем, что второй наружный цилиндр (16) имеет круговое поперечное сечение.
4. Корпус по п.1, отличающийся тем, что первый внутренний цилиндр (15) и второй наружный цилиндр (16) расположены концентрично друг к другу.
5. Корпус по п.1, отличающийся тем, что распорки (21) расположены с интервалами друг от друга по окружности базовой детали (14) с двойной стенкой.
6. Корпус по п.5, отличающийся тем, что одна или более распорка (21) проходит в основном по всей длине базовой детали (14) с двойной стенкой.
7. Корпус по п.1, отличающийся тем, что распорки (21) расположены с интервалами друг от друга в продольном направлении базовой детали (14) с двойной стенкой.
8. Корпус по п.7, отличающийся тем, что одна или более распорка (21b) проходит в основном по всей протяженности базовой детали (14) с двойной стенкой в направлении по окружности.
9. Корпус по п.1, отличающийся тем, что базовая деталь (14) с двойной стенкой составлена из группы соединенных модулей (22), расположенных бок о бок друг к другу в направлении по окружности корпуса.
10. Корпус по п.9, отличающийся тем, что каждый модуль (22) имеет по меньшей мере одну распорку (21) и одну часть (23b, 25, 28), образующую фрагмент первого внутреннего цилиндра (15), и/или одну часть (23, 24, 27), образующую фрагмент второго наружного цилиндра (16).
11. Корпус по п.9, отличающийся тем, что модули (22) имеют форму двутавровых балок, широкополочных двутавровых балок и/или однотавровых балок.
12. Корпус по п.9, отличающийся тем, что модули (22) изготовлены путем экструзии.
13. Корпус по п.9, отличающийся тем, что модули (22) соединены друг с другом с помощью сварки.
14. Газотурбинная установка (30), содержащая корпус по любому из пп.1-13.
15. Газотурбинная установка (30), содержащая компрессор (2) и корпус по любому из пп.1-13, в котором размещается компрессор.
16. Газотурбинная установка (30), содержащая корпус по любому из пп.1-13, расположенный в месте газовой турбины, где она имеет суженную часть (10).
17. Газотурбинная установка (30), содержащая наружную оболочку (13) и внутреннюю оболочку (11), расположенную между наружной оболочкой (13) и валом (5) ротора газовой турбины, а также корпус по любому из пп.1-13, составляющий по меньшей мере часть внутренней оболочки (11) и/или часть наружной оболочки (13).
