Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций



Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций

 


Владельцы патента RU 2474697:

СНЕКМА (FR)

Статор турбины для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержит стенку статора и кольцевую опору для истираемого элемента, предназначенного для контакта с лабиринтом герметизации. На стенке статора неподвижно закреплен ориентированный в направлении по течению потока газов инжектор высокого давления. Кольцевая опора размещена по потоку позади упомянутой стенки статора и неподвижно закреплена своим нижним в радиальном направлении концом на инжекторе воздуха высокого давления и неподвижно закреплена своим верхним в радиальном направлении концом на стенке статора. Закреплена так, что кольцевая опора, стенка статора и инжектор воздуха высокого давления совместно ограничивают полость, находящуюся под давлением. Статор турбины дополнительно содержит по меньшей мере одно устройство амортизации вибраций, размещенное в полости, находящейся под давлением. Устройство амортизации вибраций находится в контакте с каждым из двух элементов, из группы, состоящей из стенки статора и кольцевой опоры истираемого элемента. Так же объектами настоящего изобретения являются турбина для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержащая описанный выше статор, и газотурбинный двигатель с такой турбиной. Изобретение позволяет устранить вибрационные реакции динамического взаимодействия между ротором и статором турбины. 3 н. и 11 з.п.ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение в целом относится к статору турбины, предназначенной для использования в газотурбинном двигателе летательного аппарата, и к турбине газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащей такой статор, и предпочтительно к турбине высокого давления.

Предлагаемое изобретение относится также к газотурбинному двигателю, устанавливаемому на летательном аппарате и оснащенному по меньшей мере одной турбиной в соответствии с этим изобретением, причем такой газотурбинный двигатель предпочтительно представляет собой авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

На фиг.1 представлен частичный схематичный вид газотурбинного двигателя 1, предназначенного для использования на летательном аппарате и содержащего турбину 2, известную из уровня техники в данной области. Турбина 2 представляет собой так называемую турбину НР или турбину высокого давления газотурбинного двигателя, причем газотурбинный двигатель представляет собой турбореактивный двигатель, предназначенный для использования на летательном аппарате.

Турбина 2, расположенная по потоку позади камеры 3 сгорания турбореактивного двигателя, содержит статор 5 и ротор 7, причем ротор расположен в целом по потоку позади статора 5. Следует отметить, что термины "позади по потоку" и "спереди по потоку", используемые в последующем описании, относятся к основному направлению течения потока газов через газотурбинный двигатель, обозначенному стрелкой 9, причем это направление является по существу параллельным продольной оси 6 турбореактивного двигателя, одновременно соответствующей оси статора 5 и оси ротора 8 этой турбины.

Ротор 7 содержит основной диск ротора, называемый опорным диском 8 и предназначенный для размещения на нем лопаток, имеет ось 6 и проходящий через систему турбореактивного двигателя, имеющего ось 10, благодаря наличию расточки 12, выполненной известным образом на уровне внутреннего в радиальном направлении расширенного участка 14, образующего наиболее толстую зону диска 8. На уровне наружного в радиальном направлении участка 20 диска 8 установлены лопатки 22 турбины, через которые могут проходить, постепенно расширяясь, газообразные продукты сгорания, поступающие из камеры 2 сгорания.

На задней по потоку боковине 23 диска 8, представляющего собой опору для лопаток, расположен кольцевой соединительный фланец 24, служащий для крепления диска 8 на задней по потоку части турбины (не показана). С другой стороны, на передней по потоку боковине 26 диска 8, представляющего собой опору для лопаток, расположен другой кольцевой соединительный фланец 28, служащий для крепления диска 8 на другом модуле газотурбинного двигателя и, более конкретно, на так называемом компрессоре 27 НР высокого давления, который в свою очередь содержит задний по потоку кольцевой соединительный фланец 30. Кроме того, передний по потоку кольцевой соединительный фланец 28 выступает от передней по потоку боковины 26 диска, с которой этот фланец реализован за одно целое, на уровне части, расположенной над расширенным внутренним в радиальном направлении участком 14 этого диска.

В дополнение к функции обеспечения соединения с компрессором НР высокого давления передний по потоку кольцевой соединительный фланец 28 служит также для монтажа лабиринтного диска 32, располагающегося спереди по потоку от опорного диска 8, предназначенного для размещения лопаток. Одна из функций лабиринтного диска, известная специалистам в данной области техники, заключается в обязательном охлаждении диска 8 и лопаток, которые на этом диске установлены. Для выполнения этой функции лабиринтный диск 32 содержит один или несколько кольцевых лабиринтов 34 герметизации, образующих устройство герметизации, обеспечивая контакт по касательной с кольцевыми истираемыми элементами 35, предусмотренными на статоре 5 и называемыми также элементами трения. Это позволяет определить кольцевое пространство 36, находящееся под давлением, в направлении против движения потока при помощи диска 32. Таким образом, холодный воздух, проникающий внутрь этого пространства 36, стремится пройти через диск 32 перед тем, как попасть на переднюю по потоку боковую сторону 26 диска 8, а затем соединиться, снаружи в радиальном направлении, с основным потоком воздуха, протекающим через лопатки 22, как показано стрелкой 38 на фиг.1.

В представленном здесь варианте реализации лабиринтный диск 32 размещен между двумя кольцевыми соединительными фланцами 28, 30, при помощи которых этот диск неподвижно закреплен посредством болтов 40, служащих для соединения двух фланцев и распределенных вокруг оси 6. Лабиринтный диск 32 также проходит через систему турбореактивного двигателя, имеющую ось 10, благодаря наличию расточки 44.

Что касается статора 5, расположенного в большей степени спереди по потоку, то он содержит прежде всего кольцевую стенку 46 статора в непосредственной близости и позади по потоку от донной части 48 камеры сгорания. Стенка 46 содержит неподвижно закрепленный на ней, ориентированный в направлении по потоку и предпочтительным образом расположенный в непосредственной близости от внутреннего конца статора инжектор 50 воздуха высокого давления с кольцевым выходом, расположенным напротив сквозных отверстий 52, выполненных на лабиринтном диске 32, размещенном позади от него по потоку.

Кроме того, статор 5 содержит кольцевую опору 54, на которой неподвижно закреплен по меньшей мере один из истираемых элементов 35. В представленной здесь конфигурации статор содержит истираемый элемент 5, образующий наиболее наружное в радиальном направлении устройство герметизации совместно со связанным с ним лабиринтом 34. Следует отметить, что второе и наиболее внутреннее в радиальном направлении устройство герметизации сформировано при помощи истираемого элемента 35, установленного неподвижно на инжекторе 50 и ориентированного внутрь в радиальном направлении таким образом, чтобы проходить вдоль своего внутреннего лабиринта 34 лабиринтного диска 32.

Опора 54, размещенная по потоку позади стенки 46 статора, предпочтительно реализованной за одно целое с инжектором 50, неподвижно соединена своим нижним в радиальном направлении концом 54а с инжектором 50 воздуха высокого давления, предпочтительно на выходе этого инжектора, например, при помощи сварки или клепки или при помощи любого другого подходящего в данном случае средства соединения. Кроме того, эта опора неподвижно соединена своим верхним в радиальном направлении концом 54b со стенкой 46 статора, например, при помощи болтового соединения или при помощи любого другого подходящего в данном случае средства соединения. Таким образом, кольцевая опора 54, стенка 46 статора и инжектор 50 воздуха высокого давления совместно ограничивают находящуюся под давлением полость 58, через которую может проходить воздух под давлением, как об этом более подробно будет сказано ниже.

В то же время внутреннее устройство 34, 35 герметизации частично определяет границу между кольцевым пространством 36 и примыкающей к нему передней по потоку полостью 60, тогда как наружное устройство 34, 35 герметизации, расположенное между концами 54а, 54b опоры 54, частично определяют границу между пространством 36 и находящейся под давлением полостью 58, также смежной с этим пространством. Эти полости 58, 60 в радиальном направлении отделены одна от другой посредством инжектора 50.

Следует отметить, что статор представляет, по потоку позади полости 58 и в направлении течения основного потока газов, другую кольцевую полость 62, отделенную от полости 58 при помощи опоры 54, причем сквозные отверстия 64 выполнены в этой опоре таким образом, чтобы обеспечить возможность сообщения для воздуха между полостями 58 и 62. Как показано на фиг.1, полость 62 расположена по потоку позади от полости 58 и сообщается с отверстием для прохода воздуха, расположенным между диском 8 турбины и ее лопатками 22.

Инжектор 50 изготовлен таким образом, чтобы забирать холодный воздух от полости 66 статора, ограниченной в направлении по потоку при помощи донной части 48 камеры сгорания. Как показано стрелкой 38, воздух в полости 66 статора проходит через донную часть 48 камеры сгорания, содержащую соответствующие отверстия для прохода воздуха, а затем проходит через другие отверстия, предназначенные для прохода воздуха и выполненные во внутренней в радиальном направлении части стенки 46 статора, перед тем, как попасть в инжектор 50. Затем холодный воздух, выбрасываемый из инжектора, проходит внутрь пространства 36, после чего проходит через отверстия 52 перед тем, как начать обтекать переднюю по потоку боковину 26 диска 8, чтобы затем соединиться, проходя через лопатки 22, с наружной в радиальном направлении стороны с основным контуром течения потока воздуха.

В качестве иллюстративного примера реализации инжектор 50 может иметь любую форму, известную специалисту в данной области техники, например, так называемую "лопастную" форму, дающую возможность направить поток воздуха, поступающий из полости 66 статора, по касательной, обтекая ротор 7. В этом случае инжектор 50 вполне сочетается с классическим осевым распределителем, создавая, таким образом, условия для движения воздуха, лучшие, чем условия для его движения при подведении этого воздуха с целью прохождения через наклонные отверстия, причем такое техническое решение, тем не менее, также может быть использовано. Непосредственным следствием использования такого устройства является устранение эффекта растрескивания, возникающего вследствие течения потока воздуха на лабиринтном диске 32 и являющегося существенным источником воздуха, питающего лопатки.

Статор 5 может содержать средства удаления воздуха утечки, поступающего из внутреннего устройства 34, 35 герметизации, для того чтобы обеспечить отведение воздуха из полости 60, примыкающей к пространству 36, в направлении полости 58 более низкого давления. Эти средства удаления воздуха могут иметь форму отверстий 70, выполненных в инжекторе 50, например, в радиальном направлении. Таким образом, воздух утечки, проникающий в полость 60, направляется в сторону полости 58, проходя через отверстия 70, а затем захватывается отверстиями 64, чтобы обеспечить его соединение с полостью 62 и основным потоком движения воздуха, как это схематически показано стрелкой 72.

Во время работы системы различные внешние воздействия могут привести к самоподдерживающейся вибрационной реакции динамического взаимодействия между ротором 7 и статором 5, что может оказаться деструктивным или разрушающим фактором для одного из этих элементов. С этой точки зрения следует отметить, что определение опасности подобного взаимодействия обычно осуществляется расчетным способом. При этом в функции рассчитанных уровней рисков обычно используемый принцип состоит либо в придании этим элементам повышенной жесткости, либо в придании дополнительной гибкости элементам, образующим ротор турбины и/или ее статор. Однако эти операции могут оказаться недостаточными для того, чтобы полностью устранить упомянутые выше опасности подобного нежелательного взаимодействия таким образом, что может оказаться необходимым прибегнуть к использованию других технологий.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩЕСТВА ПРЕДЛАГАЕМОГО ИЗОБРЕТЕНИЯ

Технической задачей предлагаемого изобретения является устранение отмеченных недостатков, характерных для известных устройств в соответствии с существующим уровнем техники в данной области.

Для решения этой технической задачи объектом предлагаемого изобретения прежде всего является статор турбины, предназначенной для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий:

стенку статора, на которой неподвижно закреплен ориентированный в направлении течения потока газов инжектор воздуха высокого давления;

кольцевую опору для истираемого элемента, предназначенного для контакта с лабиринтом герметизации, причем указанная кольцевая опора, размещенная по потоку позади стенки статора, неподвижно закреплена своим нижним в радиальном направлении концом на инжекторе воздуха высокого давления и неподвижно закреплена своим верхним в радиальном направлении концом на стенке статора так, что кольцевая опора, стенка статора и инжектор воздуха высокого давления совместно ограничивают полость, находящуюся под давлением.

В соответствии с предлагаемым изобретением статор турбины дополнительно содержит по меньшей мере одно устройство амортизации вибраций, размещенное в упомянутой полости, находящейся под давлением, причем устройство амортизации вибраций находится в контакте с каждым из двух элементов, из группы, состоящей из стенки статора и кольцевой опоры истираемого элемента.

Таким образом, устройство амортизации позволяет ограничить вибрации, воздействию которых подвергается статор турбины в процессе функционирования двигателя, благодаря его присоединению, с одной стороны, к стенке статора, а с другой стороны, к кольцевой опоре, расположенной по потоку позади этой стенки. Такое специфическое позиционирование было использовано в результате констатации того обстоятельства, что различные воздействия, встречающиеся в процессе функционирования двигателя, порождают мощную вибрацию на уровне стенки статора и на уровне кольцевой опоры истираемого элемента. Кроме того, факт уменьшения вибраций на двух этих специфических деталях параллельно обеспечивает снижение вибрационной реакции системы статора, а также снижение вибрационной реакции связанного с этим статором ротора турбины. Благодаря этому предлагаемое изобретение предпочтительным образом позволяет ограничить на разумном уровне динамическое вибрационное взаимодействие между ротором и статором при помощи достаточно простого технического решения. С этой точки зрения предлагаемое устройство амортизирования может иметь любую подходящую в данном случае форму, например форму в виде одного или нескольких металлических листов или же форму упругих средств, например, типа пружин и т.п.

Предпочтительно, как об этом уже было сказано в предшествующем изложении, устройство амортизации вибраций имеет форму листа, размещенного в находящейся под давлением полости и имеющего первый конец, неподвижно закрепленный на одном из двух элементов, выбранных из стенки статора и кольцевой опоры истираемого элемента, а также имеющего второй свободный конец, удерживаемый в упоре на другом из двух упомянутых элементов.

Эта специфическая конфигурация в целом обеспечивает возможность сделать более жесткой систему, содержащую два элемента статора, связанные между собой при помощи такого металлического листа, и, в более общем смысле, сделать более жесткой всю систему статора и ограничить вибрации этой системы. Кроме того, поскольку второй свободный конец упирается только в связанный с ним элемент статора, этот конец вследствие этого обстоятельства оказывается подвижным и способным создавать трение с элементом статора, что обеспечивает возможность амортизации при вибрациях, возникающих между двумя этими элементами в результате трения.

Один или несколько металлических листов амортизации могут иметь любую подходящую в данном случае форму. Например, речь может идти о нескольких металлических листах, выполненных в форме пластин, распределенных вокруг оси турбины, причем каждая пластина проходит по существу вдоль осевого направления между двумя своими концами и только один из этих концов удерживается в положении опоры на элемент контакта, чтобы способствовать амортизации вибраций при помощи трения. В этом случае упомянутые пластины могут быть искривленными, в частности, на уровне их второго свободного и просто опирающегося конца, чтобы облегчить его контакт при трении со связанным с ним элементом статора.

Однако предпочтительный вариант реализации состоит в том, чтобы предусмотреть кольцевой металлический лист для амортизации вибраций, центрированный на продольной оси статора и установленный в упомянутой полости, находящейся под давлением, причем упомянутые первый и второй концы соответствуют кольцевым концам этого кольцевого металлического листа.

Предпочтительно упомянутый металлический лист содержит сквозные отверстия, чтобы обеспечить возможность циркуляции воздуха через этот металлический лист и, следовательно, обеспечить возможность прохода между двумя отсеками находящейся под давлением полости, ограниченными этим металлическим листом.

Альтернативное техническое решение, обеспечивающее возможность прохождения холодного воздуха из одного из двух отсеков в другой, которое в случае необходимости может быть скомбинировано с предыдущим техническим решением, заключается в том, чтобы сформировать второй конец, удерживаемый в положении опоры в другом из двух элементов, таким образом, чтобы образовать чередующиеся вдоль окружного направления выступы, упирающиеся в другой из двух элементов, и впадины, причем эти впадины (провалы) обеспечивают возможность прохода воздуха.

Предпочтительно в половинном поперечном сечении металлический лист имеет криволинейную форму, например в целом U-образную или С-образную форму.

Для обеспечения максимальной эффективности амортизации вибраций при помощи трения статор может быть спроектирован таким образом, чтобы в половинном поперечном сечении усилие контакта между вторым концом и другим из двух элементов было локально по существу перпендикулярным к поверхности металлического листа.

Объектом предлагаемого изобретения также является турбина, предназначенная для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащая статор описанного выше типа, причем эта турбина предпочтительно представляет собой турбину высокого давления.

И наконец, предлагаемое изобретение также относится к газотурбинному двигателю летательного аппарата, содержащему такую турбину.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже подробного описания не являющихся ограничительными примеров его реализации, со ссылками на приведенные в приложении чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает продольный разрез газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащего статор турбины в соответствии с существующим уровнем техники;

Фиг.2 - продольный разрез газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащего статор турбины в соответствии с первым предпочтительным вариантом реализации, согласно изобретению;

Фиг.3а - частичный вид статора турбины, второй предпочтительный вариант реализации, согласно изобретению;

Фиг.3b - общий вид кольцевого металлического листа для амортизации вибраций, установленного в статоре турбины, показанной на фиг.3а, согласно изобретению;

Фиг.4а - частичный вид статора турбины, третий предпочтительный вариант реализации, согласно изобретению;

Фиг.4b - общий вид кольцевого металлического листа для амортизации вибраций, установленного в статоре турбины, показанной на фиг.4а, согласно изобретению;

Фиг.5а - частичный вид статора турбины, четвертый предпочтительный вариант реализации, согласно изобретению;

Фиг.5b - разрез по линии Vb-Vb фиг.5а, согласно изобретению.

ПОДРОБНОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ РЕАЛИЗАЦИИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг.2 показан статор турбины в соответствии с первым предпочтительным вариантом реализации предлагаемого изобретения. Первый вариант реализации предлагаемого изобретения, а также последующие варианты реализации изобретения основаны на использовании системы описанных в предшествующем изложении элементов газотурбинного двигателя, выполненного в соответствии с существующим уровнем техники и схематично представленного на фиг.1, причем особенность предлагаемого изобретения по существу заключается в добавлении одного или нескольких устройств для амортизации вибраций, размещенных в находящейся под давлением полости 58, причем каждое такое устройство амортизации вибраций находится в контакте со стенкой 46 статора и с кольцевой опорой истираемого элемента 54.

В соответствии с первым предпочтительным вариантом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг.2, устройство амортизации вибраций имеет форму кольцевого металлического листа 74, установленного в находящейся под давлением полости 58 и центрированного на оси 6, причем металлический лист имеет первый конец 74а, неподвижно закрепленный на опоре истираемого элемента 54, а также второй свободный конец 74b, просто удерживаемый прижатым к стенке 46 статора. Естественно, может быть рассмотрено и обратное взаимное расположение этих элементов без выхода за рамки предлагаемого изобретения.

Упомянутый первый конец 74а, расположенный дальше по потоку, представляет собой кольцевой конец, неподвижно закрепленный при помощи клепки, сварки или любого другого подходящего в данном случае средства крепления, на опоре 54. Что касается второго свободного конца 74b, то он опирается на стенку 46, оставаясь подвижным по отношению к этой стенке, чтобы этот конец имел возможность обеспечивать амортизацию вибраций, возникающих между элементами 46 и 54, трением. Этот конец позволяет также сделать статор более жестким.

В соответствии с этим первым предпочтительным вариантом реализации предлагаемого изобретения, как показано на половинном поперечном разрезе (фиг.2), металлический лист 74 в целом имеет форму, образованную тремя отрезками примыкающих друг к другу прямых линий, в целом ориентированных в направлении стрелки 9, причем первый и последний из этих трех отрезков соответствуют двум концам 74а и 74b металлического листа соответственно, а промежуточный отрезок обеспечивает связь между двумя отрезками. Как показано на половинном поперечном сечении, два прямых отрезка, соответствующих упомянутым концам, предпочтительно находятся в линейном контакте со связанными с ними элементами 46, 54 статора, а промежуточный отрезок ориентирован по существу в направлении стрелки 9.

Металлический лист 74 предпочтительно содержит сквозные отверстия (не показаны), чтобы обеспечить возможность циркуляции воздуха через металлический лист и обеспечить проход воздуха между двумя отсеками находящейся под давлением полости 58 (не обозначены отдельной цифровой позицией), ограниченными при помощи этого металлического листа. Таким образом, воздух утечки, проникающий в полость 60, направляется в сторону полости 58, проходя через отверстия 70, а затем попадает в отверстия металлического листа 74, чтобы пройти через эти отверстия и затем пройти через отверстия 64, чтобы соединить полость 62 с основным потоком газов, как это схематически показано стрелкой 72 на фиг.3а.

Тем не менее, как это следует из других вариантов реализации предлагаемого изобретения, которые будут описаны ниже, форма кольцевого металлического листа, обеспечивающего амортизацию вибраций, может быть и другой.

Как показано на фиг.3а и 3b, схематически представляющих второй предпочтительный вариант реализации предлагаемого изобретения, металлический лист 74 в половинном поперечном разрезе имеет искривленную форму, предпочтительно представляющую собой U-образное или С-образное сечение. При этом второй свободный конец 74b элемента, имеющего С-образную или U-образную форму, искривлен таким образом, чтобы усилие 78 контакта между вторым концом 74b и стенкой 46 было локально, т.е. непосредственно в точке контакта, ориентировано по существу в направлении, перпендикулярном к поверхности металлического листа.

Металлический лист 74 показан на фиг.3b со своими сквозными отверстиями 80, обеспечивающими возможность прохода воздуха из нижнего в радиальном направлении отсека в верхний в радиальном направлении отсек полости 58, причем эти отсеки отделены один от другого металлическим листом 74. Как это показано на фиг.3b, отверстия 80 могут иметь круглое поперечное сечение.

Альтернативно, как показано на фиг.4а и 4b, иллюстрирующих третий предпочтительный вариант реализации предлагаемого изобретения, сквозные отверстия 80 могут иметь удлиненное поперечное сечение и отстоят друг от друга на некоторое расстояние в окружном направлении.

И наконец, на фиг.5а и 5b, схематически иллюстрирующих четвертый предпочтительный вариант реализации предлагаемого изобретения, показано альтернативное техническое решение, предназначенное для прохода холодного воздуха из одного из двух отсеков полости 58 в другой ее отсек. Это техническое решение заключается в том, что обеспечивается формирование второго конца 74b, удерживаемого в положении упора в стенку 46, таким образом, чтобы обеспечить чередование, в окружном направлении, профилированных частей 82, упирающихся в стенку 46, и впадин 84 (провалов), причем эти провалы обеспечивают возможность прохода воздуха.

Разумеется, специалист в данной области техники сможет внести различные модификации в описанные в предшествующем изложении лишь в качестве не являющихся ограничительными вариантов реализации предлагаемого изобретения.

1. Статор (5) турбины для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержащий:
стенку (46) статора, на которой неподвижно закреплен ориентированный в направлении по течению потока газов инжектор (50) высокого давления;
кольцевую опору (54) для истираемого элемента, предназначенного для контакта с лабиринтом герметизации, причем упомянутая опора, размещенная по потоку позади упомянутой стенки статора, неподвижно закреплена своим нижним в радиальном направлении концом (54а) на инжекторе воздуха высокого давления и неподвижно закреплена своим верхним в радиальном направлении концом (54b) на стенке статора так, что кольцевая опора, стенка статора и инжектор воздуха высокого давления совместно ограничивают полость (58), находящуюся под давлением, отличающийся тем, что статор турбины дополнительно содержит по меньшей мере одно устройство (74) амортизации вибраций, размещенное в полости (58), находящейся под давлением, причем устройство амортизации вибраций находится в контакте с каждым из двух элементов, из группы, состоящей из стенки (46) статора и кольцевой опоры истираемого элемента (54).

2. Статор по п.1, отличающийся тем, что устройство амортизации вибраций имеет форму металлического листа (74), размещенного в находящейся под давлением полости (58) и имеет первый конец (74а), неподвижно закрепленный на одном из двух элементов, выбранных из стенки статора и кольцевой опоры истираемого элемента, а также имеет второй свободный конец (74b), упирающийся в другой из указанных двух этих элементов.

3. Статор по п.2, отличающийся тем, что указанный металлический лист (74) представляет собой кольцевой лист для амортизации вибраций, центрированный на продольной оси (6) статора и установленный в полости (58), находящейся под давлением, причем упомянутые первый и второй концы (74а, 74b) соответствуют кольцевым концам металлического листа.

4. Статор по п.3, отличающийся тем, что указанный металлический лист содержит сквозные отверстия, чтобы обеспечить циркуляцию воздуха через этот металлический лист.

5. Статор по п.3 или 4, отличающийся тем, что второй конец (74b), опирающийся на другой из двух элементов, сформирован таким образом, что представляет собой чередующиеся вдоль окружного направления профилированные части (82) (в виде арки), упирающиеся в упомянутый другой из двух элементов, и впадины (84) (провалы).

6. Статор по любому из пп.3 или 4, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет криволинейную форму.

7. Статор по п.5, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет криволинейную форму.

8. Статор по любому из пп.3 или 4, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет в целом U-образную или С-образную форму.

9. Статор по п.6, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет в целом U-образную или С-образную форму.

10. Статор по любому из пп.3 или 4, отличающийся тем, что указанный статор обеспечивает, что на поперечном половинном разрезе усилие в месте (78) контакта между вторым концом (74b) и упомянутым другим из двух элементов локально, по существу, перпендикулярно к поверхности металлического листа.

11. Статор по п.5, отличающийся тем, что указанный статор обеспечивает, что на поперечном половинном разрезе усилие в месте (78) контакта между вторым концом (74b) и упомянутым другим из двух элементов локально, по существу, перпендикулярно к поверхности металлического листа.

12. Статор по любому из пп.7, 9, отличающийся тем, что указанный статор обеспечивает, что на поперечном половинном разрезе усилие в месте (78) контакта между вторым концом (74b) и упомянутым другим из двух элементов локально, по существу, перпендикулярно к поверхности металлического листа.

13. Турбина для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержащая статор по любому из предшествующих пунктов.

14. Газотурбинный двигатель, используемый на летательном аппарате, содержащий турбину по п.13.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к демпфером для гашения вибраций рабочих лопаток авиационных газотурбинных двигателей, а именно к устройствам демпфирования колебаний широкохордных рабочих лопаток вентиляторов с большой конусностью (большим подъемом) втулки.

Изобретение относится к средствам демпфирования колебаний лопаток турбомашин. .

Изобретение относится к ротору паровой или газовой турбины с признаками ограничительной части п.1 формулы изобретения. .

Изобретение относится к энергетическим газотурбинным установкам. .

Изобретение относится к вентиляторостроению. .

Изобретение относится к способам обеспечения работоспособности лопаток роторов газотурбинных двигателей в условиях вибрации и может найти применение в авиадвигателестроении.
Изобретение относится к авиадвигателестроению и энергомашиностроению и может найти применение при прочностной доводке компрессоров газотурбинных двигателей (ГТД) как авиационного, так и наземного применения, в процессе их стендовых испытаний и эксплуатации.

Изобретение относится к компрессоростроению. .

Изобретение относится к области гидравлики, в частности, к лопастным роторам насосов, турбин, вентиляторов и т.д. .

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано для снижения низкочастотной вибрации роторов мощных турбомашин. .
Наверх