Турбина газотурбинного двигателя


 


Владельцы патента RU 2451793:

Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Турбина газотурбинного двигателя включает в себя рабочую лопатку и фланцевое соединение наружных корпусов. Фланцевое соединение состоит из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. Фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки. Заднее по потоку газа кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки. Стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром. Цилиндрическое ребро направленно по потоку газа и соединено с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов. Изобретение повышает надежность турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток. 1 ил.

 

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой для обеспечения его непробиваемости в случае обрыва рабочих лопаток выполнен с радиальными ребрами, расположенными с внешней стороны (Патент РФ №2151884, F01D 9/02, 2000 г.).

Недостатком такой конструкции является повышенный вес корпуса турбины.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина газотурбинного двигателя, наружный корпус которой с внешней стороны от второй рабочей лопатки выполнен утолщенным, а фланцевое соединение корпусов турбины выполнено со стороны выходной кромки рабочей лопатки (Патент РФ №2261350, F02C 7/12, F02C 7/06, 2005 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее повышенный вес и низкая надежность, так как оборвавшиеся лопатки могут раскрыть фланцевое соединение корпусов, расположенное со стороны выходной кромки лопатки, т.е. по течению потока газа в турбине, и выйти за пределы наружного корпуса турбины.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности турбины газотурбинного двигателя путем обеспечения непробиваемости наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочих лопаток турбины и локализации фрагментов разрушенных рабочих лопаток.

Сущность изобретения заключается в том, что в турбине газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, согласно изобретению фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.

Расположение фланцевого соединения корпусов с внешней стороны от рабочей лопатки повышает радиальную жесткость наружного корпуса, повышает его непробиваемость в случае обрыва рабочей лопатки и способствует сохранению геометрии наружного корпуса в течение всего ресурса турбины, что позволяет уменьшить радиальные зазоры между статором и ротором, повысив тем самым КПД турбины.

Соединение заднего по потоку газа кольцевого ребра фланцевого соединения с внешней стороны с конической обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки повышает радиальную жесткость фланцевого соединения и наружного корпуса и способствует локализации фрагментов оборвавшихся лопаток в кольцевой замкнутой полости со стороны выходной кромки лопатки. При этом фрагменты лопаток движутся в проточной части преимущественно по потоку газа, предотвращая тем самым лавинообразное разрушение последних ступеней турбины.

Выполнение фланцевого соединения закрытым со стороны рабочей лопатки соединенным с передним по потоку радиальным ребром фланцевого соединения цилиндрическим осевым ребром, направленным по потоку газа, исключает попадание фрагментов оборвавшихся лопаток встык между фланцами и последующее раскрытие стыка с пластической деформацией фланцев и выходом фрагментов лопаток за пределы наружного корпуса турбины, что повышает надежность турбины газотурбинного двигателя.

На чертеже показан продольный разрез турбины газотурбинного двигателя заявляемой конструкции.

Турбина газотурбинного двигателя 1 состоит из ротора 2, рабочие лопатки 3 которого расположены в проточной части 4, и статора 5 с наружным корпусом 6, состоящим из переднего 7 и заднего 8 по потоку газа 9 наружных корпусов, фланцевое соединение 10 которых расположено с внешней стороны от рабочей лопатки 3.

Фланцевое соединение 10 состоит из переднего 11 и заднего 12 по потоку газа 9 кольцевых радиальных ребер с радиальным стыком между ними 13, соединенных между собой болтовым соединением 14. Заднее кольцевое ребро 12 со своей внешней стороны 15 соединено с конусной обечайкой 16 заднего корпуса 8 с образованием кольцевой замкнутой полости 17, расположенной со стороны выходной кромки 18 рабочей лопатки 3, с внешней стороны от проточной части 4 турбины 1.

Стык 13 между кольцевыми ребрами 11 и 12 со стороны рабочей лопатки 3 закрыт соединенным с радиальным ребром 11 фланцевого соединения 10 направленным по течению газа 9 осевым цилиндрическим ребром 19.

Ниже по потоку газа 9 рабочих лопаток 3 в проточной части 4 турбины 1 расположены профилированные стойки 20 с входными кромками 21, а с внешней стороны от рабочих лопаток 3, между проточной частью 4 и наружным корпусом 6, расположены сектора 22 разрезного кольца 23, установленные, в свою очередь, на промежуточном кольце 24.

Позицией 25 обозначено преимущественное направление движения фрагментов 26 оборвавшихся рабочих лопаток 3 под действием газовых и центробежных сил.

Заявляемое устройство работает следующим образом.

При работе турбины газотурбинного двигателя 1 рабочие лопатки 3 под действием газового потока 9 совместно с ротором 2 вращаются, производя полезную работу.

При возникновении нештатной ситуации, в случае обрыва рабочих лопаток 3, фрагменты 26 оборвавшихся лопаток затормаживаются входными кромками 21 профилированных стоек 20 и, двигаясь по траектории 25 под действием центробежных и газовых сил, после пластической деформации секторов 22 разрезного кольца 23 и промежуточного кольца 24, скапливаются в кольцевой замкнутой полости 17, что предотвращает дальнейшее лавинообразное разрушение проточной части 4 турбины 1.

Стык 13 фланцевого соединения 10 наружных корпусов 11 и 12, прикрытый со стороны рабочих лопаток 3 кольцевым осевым ребром 19, при этом не раскрывается, что также повышает надежность турбины 1.

Турбина газотурбинного двигателя с рабочей лопаткой и фланцевым соединением наружных корпусов, состоящим из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, отличающаяся тем, что фланцевое соединение расположено с внешней стороны от рабочей лопатки, заднее по потоку газа, радиальное кольцевое ребро с внешней стороны соединено с конусной обечайкой с образованием замкнутой кольцевой полости со стороны выходной кромки рабочей лопатки, а стык фланцев со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, направленным по потоку газа и соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения наружных корпусов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации авиационных двигателей. .

Изобретение относится к области турбомашин, в частности турбореактивных двигателей с вентилятором, прикрепленным к приводному валу, опирающемуся, по меньшей мере, на первый подшипник.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении турбовентиляторных двигателей. .

Изобретение относится к газотурбинному двигателю, который имеет в своем составе, по меньшей мере, одну первую вращающуюся систему, содержащую первый вал, статор и так называемый "плавкий" подшипник, жестко связанный с упомянутым статором и выполненный с возможностью удерживать упомянутый вал и способный разрушаться или изменять свои характеристики в том случае, когда в указанной первой вращающейся системе появляется несбалансированность определенной величины.

Изобретение относится к опорам подшипников для вращающихся валов двигателей, в частности к газотурбинным. .

Изобретение относится к области машиностроения, а точнее касается способа защиты корпуса лопаточных машин и корпуса защищенного от пробиваемости при обрыве лопаток лопаточных машин

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3). Для всех винтов предусмотрен зазор (4) между каждым передним отверстием (10) и проходящим через него предохранительным винтом (3), позволяющий избежать за счет указанного зазора любого контакта между передним отверстием (10) и предохранительным винтом (3). Передняя часть (1) и задняя часть (2) опоры подшипника контактируют друг с другом, по меньшей мере, двумя параллельными поверхностями боковин различных диаметров, формирующими наружные и внутренние средства центровки, образующими средство двойной центровки и взаимодействующими друг с другом для обеспечения осевого выравнивания одной из указанных частей относительно другой части. Обеспечивается лучший контроль за функцией разъединения за счет устранения усилий сдвига на предохранительном винте, а также возможность устранить овальную деформацию опоры подшипника. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Импеллер компрессорной ступени газотурбинной установки для использования внутри защитной конструкции содержит ступицу, лопасть и охватывающее ступицу кольцо. Ступица имеет шейку для восприятия вращающего усилия. Лопасть закреплена на ступице для нагнетания воздуха при своем вращении совместно со ступицей. Шейка смещена в осевом направлении относительно лопасти. Охватывающее ступицу кольцо ослабляет последствия разрушения ступицы на части с возможностью соответствующего снижения веса защитной конструкции по сравнению с весом другой защитной конструкции, в которую может быть заключен указанный импеллер при отсутствии указанного кольца, при условии, что обе защитные конструкции имеют толщины, достаточные для удерживания указанных частей. Кольцо установлено на шейку ступицы по посадке с натягом. Достигается снижение общей массы установки без ухудшения защиты, упрощение конструкции и технологии сборки. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Воздушный стартер для турбодвигателя содержит передний корпус (12), задний корпус (14), кольцевой тракт (32) потока выходящих газов и цилиндрическую выпускную решетку (44) тракта (32) потока выходящих газов. Кольцевой тракт (32) открыт между задним концом переднего корпуса и передним концом заднего корпуса. Передний и задний концы выпускной решетки (44) содержат средство (48, 52) удерживания в осевом направлении соответственно переднего корпуса (12) и заднего корпуса (14) к решетке (44). Упомянутое средство (52) удерживания в осевом направлении одного (14) из корпусов к решетке (44) позволяет относительное вращение решетки (44) и этого корпуса (14). Стартер по изобретению может в большей степени удовлетворять сертификационным требованиям и быть легче и надежнее. В результате взрыва турбины стартера средство удерживания в осевом направлении корпусов к решетке сохраняет целостность стартера и в то же время предотвращает передачу на задний корпус вращательных усилий, проходящих в передний корпус. Такие вращательные усилия можно рассеять, позволяя вращение переднего корпуса относительно заднего корпуса. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо. Разрезное кольцо зафиксировано кольцевым радиальным ребром в осевом направлении между передним и задним по потоку газа радиальными ребрами фланцевого соединения корпусов статора. В радиальном направлении разрезное кольцо зафиксировано кольцевым осевым ребром, направленным против потока газа и размещенным в кольцевой канавке передней обечайки, а в окружном направлении - осевыми выступами на конической стенке относительно передней по потоку газа сопловой лопатки. Торцевой поверхностью конической стенки кольца зафиксированы передние сопловые лопатки в осевом направлении. С внутренней стороны от заднего по потоку газа корпуса расположен задний кольцевой выступ разрезного кольца, на внутренней стороне которого установлены уплотняющие элементы лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбомашины. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам и системам защиты турбокомпрессора от осевого сдвига. Технический результат изобретения - повышение быстродействия и предупреждение аварийных ситуаций на ранних стадиях с целью минимизации последствий аварии. Для этого устройство защиты турбокомпрессора от осевого сдвига содержит блок управления синхронным двигателем, датчик тока, выполненный на базе установленных в питающую цепь статора двигателя измерительных трансформаторов тока по одному на каждую фазу, первый ключ, блок задания уставки, второй блок сравнения, блок снятия значения, блок памяти, блок регистрации, третий ключ, первый блок сравнения, блок индикации, блок задания величины скачка, блок контроля работы механизма, второй ключ, блок задержки. 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к втулке воздушного винта с лопастями с изменяемым углом установки для газотурбинного двигателя, в частности для газотурбинного двигателя с вентилятором, не закрытым обтекателем. Эта втулка воздушного винта содержит многоугольное кольцо 134, представляющее по существу радиальные цилиндрические пазы 136, распределенные вокруг центральной оси этого кольца 134 и предназначенные для размещения в них упомянутых лопастей, роторный элемент 143 турбины данного газотурбинного двигателя и скобу удержания, закрепленную на упомянутом кольце таким образом, чтобы связывать это кольцо с упомянутым роторным элементом 143. Эта втулка дополнительно содержит множество предохранительных элементов 144 удержания, связанных с роторным элементом 143, причем каждый из этих предохранительных элементов удержания имеет по меньшей мере одну опорную поверхность 145, располагающуюся против наружной поверхности 146 упомянутого кольца 134 и отстоящую от нее на некоторое расстояние в радиальном направлении. Достигается повышение безопасности за счёт удержания лопастей и обломков при разрушении многоугольного кольца втулки воздушного винта. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками. На переднем хвостовике (12) вала (13) компрессора установлено зубчатое колесо (14) привода агрегатов. На зубчатом колесе выполнен направленный к корпусу приводов (2) упорный радиальный торец (16), а на корпусе приводов выполнена ответная торцу (16) опорная радиальная поверхность (17). Отношение минимального осевого расстояния H между входной кромкой передней рабочей лопатки и выходной кромкой направляющей лопатки компрессора к осевому расстоянию h между упорным торцом зубчатого колеса и опорной поверхностью корпуса приводов находится в пределах 1,1…3. Путем исключения поломок титановых лопаток компрессора в случае разрушения его радиально-упорного подшипника повышается надежность газотурбинного двигателя. 2 ил.
Наверх