Переходный отсек газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель



Переходный отсек газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Переходный отсек газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
Переходный отсек газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2496990:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

Переходный отсек газотурбинного двигателя содержит первый конец, второй конец и корпус, проходящий между ними. Корпус содержит внутреннюю поверхность, противоположную наружную поверхность и турбулизатор. Турбулизатор проходит по спирали и непрерывно в виде единой конструкции по всей наружной поверхности. Он имеет полукруглую форму поперечного сечения и сконфигурирован так, чтобы первая часть воздушного потока пропускалась по спирали вокруг переходного отсека, а вторая часть воздушного потока принудительно подавалась поверх спирального турбулизатора, чтобы облегчить охлаждение переходного отсека. Также объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий блок камеры сгорания и переходный отсек, описанный выше, который подсоединен к блоку камеры сгорания и проходит от него далее по ходу. Изобретение позволяет снизить падение давления, обеспечить возможность охлаждения воздухом переходного отсека и увеличить срок службы устройства. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям, а точнее, к переходным отсекам, используемым совместно с газотурбинными двигателями.

Предшествующий уровень техники

По меньшей мере, некоторые известные газотурбинные двигатели содержат переходный отсек, размещенный между блоком камеры сгорания и блоком сопла турбины. Для содействия управлению рабочими температурами переходного отсека в известных двигателях к переходным отсекам от компрессора подают охлаждающий воздух. Точнее, по меньшей мере, в некоторых известных газотурбинных двигателях охлаждающий воздух выпускают из компрессора в камеру повышенного давления, которая проходит, по меньшей мере, частично вокруг переходного отсека блока камеры сгорания. Часть охлаждающего воздуха, поступающая в камеру повышенного давления, будет подана в канал, образованный между отражательной муфтой, проходящей вокруг переходного отсека, и переходным отсеком. Охлаждающий воздух, поступающий в охлаждающий канал, будет выпущен к камере сгорания.

Для повышения эффективности охлаждающего воздуха в канале, по меньшей мере, некоторые известные переходные отсеки содержат отстоящие в осевом направлении, стимулирующие турбулентность ребра или турбулизаторы, которые проходят в наружном направлении от наружной поверхности переходного отсека. Турбулизаторы известных переходных отсеков ориентированы фактически перпендикулярно потоку охлаждающего воздуха в охлаждающем канале. Эти известные переходные отсеки создают турбулентность посредством крепления большого количества турбулизаторов на поверхности, по которой перемещается воздух, с формированием турбулентного потока воздуха. Когда воздушный поток входит в соприкосновение со смежными в осевом направлении, проходящими по окружности турбулизаторными кольцами, этот поток замедляется, поскольку воздух принудительно подается по турболизаторам и падение давления на переходном отсеке увеличивается. Для уменьшения падения давления, по меньшей мере, часть из известных переходных отсеков изготавливают с ограниченным количеством турбулизаторов. Однако, когда количество турбулизаторов уменьшено, эффективность охлаждения переходного отсека также может быть снижена.

Краткое описание изобретения

Согласно одному из аспектов способ облегчает сборку газотурбинного двигателя, включающего в себя блок камеры сгорания и сопловой блок. Способ содержит использование переходного отсека, содержащего первый конец, второй конец и корпус, проходящий между ними и содержащий внутреннюю поверхность, противоположную наружную поверхность, соединяющую первый конец переходного отсека с блоком камеры сгорания, и соединяющую второй конец переходного отсека с сопловым блоком, так что турбулизатор, размещенный спиралеобразно на наружной поверхности переходного отсека, проходит от первого конца переходного отсека ко второму концу переходного отсека и обеспечивает создание турбулентности охлаждающего воздуха, подаваемого к блоку камеры сгорания.

Согласно еще одному аспекту изобретения предложен переходный отсек для газотурбинного двигателя. Переходный отсек содержит первый конец, второй конец и корпус, проходящий между ними, при этом корпус содержит внутреннюю поверхность, противоположную наружную поверхность и турбулизатор, проходящий спиралеобразно по наружной поверхности, и предназначенный для охлаждения переходного отсека.

Согласно еще одному аспекту изобретения предложен газотурбинный двигатель. Система с газотурбинным двигателем содержит блок сгорания и переходный отсек, соединенный с блоком сгорания и проходящий от него далее по ходу, при этом переходный отсек содержит первый конец, второй конец и корпус между ними, причем корпус содержит внутреннюю поверхность, наружную поверхность и турбулизатор, спиралеобразно размещенный на наружной поверхности от первого конца ко второму концу.

Краткое описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов его воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает схематично поперечный разрез газотурбинного двигателя, согласно изобретению;

Фиг.2 - поперечный разрез части блока камеры сгорания, которая может быть использована совместно с газотурбинным двигателем, показанным на фиг.1, согласно изобретению;

Фиг.3 - общий вид переходного отсека, который может быть использован совместно с блоком камеры сгорания, согласно изобретению.

Подробное описание предпочтительного варианта воплощения изобретения

На фиг.1 представлен схематично поперечный разрез газотурбинного двигателя 100. Двигатель 100 содержит компрессорный блок 102, блок камеры 104 сгорания, турбинный блок 106 и общий вал 108 компрессора/ротора турбины. Следует заметить, что двигатель 100 показан в качестве примера, и настоящее изобретение не ограничено двигателем 100 и может быть осуществлено в любом газотурбинном двигателе, который функционирует как описано.

Во время работы воздух течет через компрессорный блок 102, а сжатый воздух подают к блоку камеры 104 сгорания. В блоке камеры 104 сгорания происходит впрыск топлива, например, природного газа и/или нефтяного топлива, в воздушный поток, воспламенение топливо-воздушной смеси для расширения топливо-воздушной смеси посредством сгорания и создание высокотемпературного потока газообразных продуктов сгорания (не показан). Блок камеры 104 сгорания для прохождения потока сообщен с турбинным блоком 106 и выпускает высокотемпературный поток расширенных газов в турбинный блок 106. Высокотемпературный поток расширенных газов сообщает турбинному блоку 106 энергию вращения, а поскольку турбинный блок 106 с возможностью вращения подсоединен к ротору 108, то далее ротор 108 обеспечивает энергией вращения компрессорный блок 102.

На фиг.2 представлен поперечный разрез части блока камеры 104 сгорания. Блок камеры 104 сгорания для прохождения потока сообщен с турбинным блоком 106 и с компрессорным блоком 102. Компрессорный блок 102 содержит диффузор 140 и выпускную камеру 142 высокого давления, которая соединена с ним далее по ходу для прохождения потока, при этом камера 142 высокого давления обеспечивает прохождение воздуха к блоку камеры 104 сгорания, что более подробно описано ниже.

В описываемом варианте блок камеры 104 сгорания содержит кольцевую куполообразную плиту 144, которая, по меньшей мере, частично удерживает большое количество топливных сопел 146, и соединена с фактически цилиндрической, обеспечивающей прохождение потока гильзой 148 камеры сгорания, с удерживающими техническими средствами (не показаны). Фактически цилиндрическая облицовка 150 камеры сгорания расположена внутри гильзы 148, обеспечивающей прохождение потока, и удерживание происходит посредством гильзы 148. Фактически цилиндрическая камера сгорания 152 образована посредством облицовки 150. Точнее, облицовка 150 отстоит радиально внутрь от гильзы 148, так что между гильзой 148 и облицовкой 150 камеры сгорания образован кольцевой проход 154 для охлаждения облицовки при сгорании топлива. Гильза 148 содержит большое количество входных отверстий 156, которые создают путь прохождения потока в охлаждающий проход 154.

Отражательная муфта 158 фактически концентрично подсоединена к гильзе 148 камеры сгорания у ближнего по ходу конца 159 этой муфты 158, а переходный отсек 160 подсоединен к дальней по ходу стороне 161 отражательной муфты 158. Переходный отсек 160 содействует прохождению газов, образуемых при сгорании в камере 152, к соплу 174 турбины. Между отражательной муфтой 158 и переходным отсеком 160 образован охлаждающий проход 164. В отражательной муфте 158 выполнено большое количество отверстий 166, обеспечивающих возможность выпуска части воздушного потока из выпускной камеры высокого давления 142 компрессора в охлаждающий канал 164 переходного отсека.

В течение работы компрессорный блок 102 приводится в действие посредством турбинного блока 106 с помощью вала 108 (фиг.1). Когда компрессорный блок 102 вращается, происходит выпуск сжатого воздуха в диффузор 140 (как показано на фиг.2 большим количеством стрелок). В описываемом варианте большая часть воздуха, выпускаемого из компрессорного блока 102, подается через выпускную камеру 142 высокого давления компрессора к блоку камеры 104 сгорания, а меньшая часть воздуха, выпускаемого из компрессорного блока 102, будет подана далее по ходу для использования в охлаждающих компонентах двигателя 100. Точнее, первая часть 168 потока сжатого воздуха в камере 142 высокого давления будет подана в проход 164 для охлаждения переходного отсека через отверстия 166 отражательной муфты. Воздух, входящий в отверстие 166, поступает ближе по ходу внутри прохода 164 для охлаждения переходного отсека и будет выпущен в проход 154 для охлаждения облицовки при сгорании. Вторая часть 170 потока сжатого воздуха внутри камеры 142 высокого давления проходит вокруг отражательной муфты 158 и входит в проход 154, служащий для охлаждения облицовки при сгорании, через входные отверстия 156. Воздух, входящий в отверстия 156, и воздух из канала 164, служащего для охлаждения переходного отсека, далее перемешиваются внутри прохода 154 и выходят к топливным соплам 146, где воздух будет перемешан с топливом и воспламенен внутри камеры 152 сгорания.

Гильза 148 фактически изолирует камеру 152 сгорания и связанные с ней процессы сгорания от внешней окружающей среды, например, от окружающих элементов турбины. Газы, образуемые при сгорании, проходят из камеры 152 через переходный отсек 160 к соплу 174 турбины.

На фиг.3 показан общий вид переходного отсека 160. Переходный отсек 160 содержит наружную поверхность 180, внутреннюю поверхность 182, первый конец 184 и второй конец 186. По наружной поверхности 180 проходит спиральный турбулизатор 188. В описываемом варианте турбулизатор 188 представляет собой непрерывную конструкцию, которая образована как одно целое с переходным отсеком 160 и проходит по спирали вокруг переходного отсека 160. В описываемом варианте навитый по спирали турбулизатор 188 соединен с переходным отсеком 160 посредством процесса пайки твердым припоем. В другом варианте воплощения турбулизатор 188 соединен с переходным отсеком 160 посредством использования других приемлемых соединительных средств, включая процесс сварки. Еще в одном варианте турбулизатор 188 сформирован на поверхности 180 посредством машинной обработки. Форма поперечного сечения турбулизатора 188 может иметь, но без ограничения, фактически круглую, полукруглую, прямоугольную или какую-то иную форму.

Еще в одном случае выполнения турбулизатор 188 состоит из большого количества дуговых сегментов, проходящих спиралеобразно по наружной поверхности 180. Дуговые сегменты не формируют непрерывный спиральный турбулизатор, вернее смежные сегменты отделены зазором. Хотя в таком варианте турбулизатор не является непрерывным, сегменты следуют по одному общему пути и обеспечивают создание спирального потока сжатого воздуха вокруг переходного отсека 160. В этом случае между смежными сегментами могут быть расположены столбики или другие эквивалентные элементы.

Еще в одном альтернативном варианте турбулизатор 188 содержит множество независимых параллельных структур, которые проходят по спирали вокруг переходного отсека 160. Хотя спиральные сегменты независимы и каждый из них следует по отдельному пути, большое количество спиральных сегментов позволяет сформировать поток сжатого воздуха вокруг переходного отсека 160.

Как показано на фиг.2 и 3, в течение работы большая часть воздуха, выпущенного из компрессорного блока 102, будет подана через выпускную камеру 142 повышенного давления компрессора к блоку камеры 104 сгорания, а остальной воздух, выпущенный из компрессорного блока 102, будет подан далее для использования в компонентах охлаждения двигателя 100. Точнее, первая часть 168 потока сжатого воздуха внутри камеры 142 повышенного давления будет подана к каналу 164, служащему для охлаждения переходного отсека, через отверстия 166 отражательной муфты. Воздух, входящий в отверстия 166, будет поступать ближе по ходу через охлаждающий проход 164 и выпущен в проход 154, служащий для охлаждения облицовки при сгорании. Турбулизаторы 188 обеспечивают турбулентность воздуха, заходящего в проход 164. Кроме того, турбулизаторы 188 способствуют формированию спирального пути потока охлаждающего воздуха вокруг переходного отсека 160. Точнее, воздух, проходящий через проход 164, в общем, будет перемещаться по спиральному пути вокруг переходного отсека 160 посредством турбулизаторов 188 перед выпуском в проход 154 для охлаждения облицовки при сгорании.

Воздушный поток вокруг наружной поверхности 180 способствует усилению охлаждения переходного отсека 160 по сравнению с воздухом, проходящим за нетурбулизованным переходным отсеком. Точнее, поскольку воздух течет по спирали по наружной поверхности 180, воздух остается у переходного отсека 160 или «в контакте» с ним в течение более продолжительного периода времени по сравнению с нетурбулизованным переходным отсеком. В результате переходный отсек 160 будет более эффективно охлаждаться посредством воздуха, направляемого по спирали, вследствие увеличенного времени контакта. Кроме того, в отличие от известных турбулизаторов переходных отсеков, в описываемом варианте турбулизаторы 188 не только подают воздух по спирали вокруг переходного отсека 160, но и обеспечивают турбулентность воздуха.

В описываемом варианте спиральные турбулизаторы 188 обеспечивают подачу части воздушного потока вокруг переходного отсека 160 по спирали. Когда воздух входит в контакт со спиральными турбулизаторами 188, первая часть воздушного потока будет пропущена по спирали вокруг переходного отсека, а вторая часть воздушного потока будет принудительно подана поверх спирального турбулизатора 188. Спиральные турбулизаторы способствуют снижению потерь давления, поскольку только часть воздушного потока будет принудительно подана поверх турбулизатора 188. Остальная часть воздуха течет вокруг переходного отсека 160 по спиральному пути. Спиральный путь воздуха вокруг переходного отсека 160 способствует доведению до минимума падения давления воздушного потока, обеспечивая возможность охлаждения воздухом переходного отсека 160. Кроме того, турбулизатор 188 усиливает охлаждение переходного отсека 160, так что будет обеспечено увеличение полезного срока службы элементов.

Выше подробно описаны варианты осуществления переходных отсеков для использования совместно с турбинными двигателями. Турбулизаторы не ограничены использованием с описанными здесь определенными переходными отсеками, скорее турбулизаторы могут быть использованы независимо и отдельно от других описанных здесь переходных отсеков. Кроме того, изобретение не ограничено вариантами осуществления переходных отсеков или турбулизаторов, которые здесь подробно описаны, В пределах существа и объема пунктов формулы изобретения могут быть использованы другие варианты спиральных турбулизаторов.

Хотя изобретение описано на основе различных характерных вариантов его осуществления, квалифицированным специалистам в этой области будет понятно, что изобретение может быть осуществлено на практике с изменениями, находящимися в пределах существа и объема пунктов формулы изобретения.

1. Переходный отсек (160) газотурбинного двигателя (100), содержащий:
первый конец (184),
второй конец (186);
корпус, проходящий между ними и содержащий внутреннюю поверхность (182), противоположную наружную поверхность (180) и турбулизатор (188), проходящий по спирали и непрерывно в виде единой конструкции по всей наружной поверхности, причем турбулизатор имеет полукруглую форму поперечного сечения и сконфигурирован так, чтобы первая часть воздушного потока пропускалась по спирали вокруг переходного отсека, а вторая часть воздушного потока принудительно подавалась поверх спирального турбулизатора, чтобы облегчить охлаждение переходного отсека.

2. Переходный отсек (160) по п.1, отличающийся тем, что первый конец (184) имеет фактически прямоугольный профиль поперечного сечения.

3. Переходный отсек (160) по п.2, отличающийся тем, что второй конец (186) имеет фактически круглый профиль поперечного сечения.

4. Переходный отсек (160) по п.1, отличающийся тем, что турбулизатор (188) соединен с наружной поверхностью (180).

5. Переходный отсек (160) по п.1, отличающийся тем, что турбулизатор (188) сформирован заодно с корпусом.

6. Переходный отсек (160) по п.1, отличающийся тем, что турбулизатор (188) соединен с указанной наружной поверхностью процессом пайки твердым припоем, сварки или машинной обработкой.

7. Переходный отсек (160) по п.1, отличающийся тем, что турбулизатор (188) конфигурирован для увеличения эксплуатационной долговечности переходного отсека путем эффективного охлаждения переходного отсека.

8. Газотурбинный двигатель (100), содержащий
блок камеры сгорания (104);
переходный отсек (160), подсоединенный к блоку камеры сгорания и проходящий от него далее по ходу, при этом переходный отсек содержит первый конец (184), второй конец (186) и корпус, проходящий между ними, причем корпус содержит внутреннюю поверхность (182), наружную поверхность (180) и турбулизатор (188), проходящий по спирали и непрерывно в виде единой конструкции по всей наружной поверхности от первого конца ко второму концу, причем турбулизатор имеет полукруглую форму поперечного сечения и сконфигурирован так, чтобы первая часть воздушного потока пропускалась по спирали вокруг переходного отсека, а вторая часть воздушного потока принудительно подавалась поверх спирального турбулизатора, чтобы облегчить охлаждение переходного отсека.

9. Газотурбинный двигатель (100) по п.8, отличающийся тем, что турбулизатор (188) соединен с наружной поверхностью (180).

10. Газотурбинный двигатель по п.9, отличающийся тем, что турбулизатор (188) соединен с наружной поверхностью (180) посредством пайки твердым припоем, сварки или машинной обработкой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к выпускному картеру в газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к герметизации полости ступицы в выпускном картере.

Изобретение относится к конструкции выходного устройства турбины, а именно к элементам связи между корпусом турбины и ее внутренними элементами. .

Газотурбинный двигатель содержит кольцевую камеру сгорания, секторальный направляющий сопловый аппарат турбины, расположенный на выходе камеры, и герметизирующие средства, аксиально размещенные между камерой сгорания и направляющим сопловым аппаратом. Герметизирующие средства содержат кольцевое уплотнение с аксиальной упругостью, включающее средства аксиального упора на выходной край камеры сгорания и выходную кольцевую кромку, выполненную секторальной. Каждый сектор выходной кромки размещен на одной линии с сектором направляющего соплового аппарата и содержит средства аксиального упора на входной край сектора направляющего соплового аппарата. Другое изобретение группы относится к герметизирующему уплотнению для указанного выше газотурбинного двигателя, выполненному в виде единой детали и содержащему две кольцевых кромки. Одна из кромок имеет радиальные поперечные прорези, задающие между собой секторы, выполненные с возможностью свободно перемещаться независимо друг от друга. Изобретения позволяют повысить герметичность между камерой сгорания и сопловым аппаратом, а также упростить монтаж герметизирующих средств. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Турбомашина содержит ступень, включающую лопатки с изменяемым углом установки, размещенные по окружности в корпусе. Каждая лопатка содержит управляющий стержень, радиально выступающий снаружи корпуса и связанный рычагом с общим кольцом управления, соосным упомянутому корпусу и установленным с возможностью вращения снаружи корпуса. Кольцо управления содержит два участка, скрепленных соединительными боковыми щеками, закрепленными вставкой с одной и другой стороны упомянутых участков, по меньшей мере, вблизи от концов последних. Участки содержат боковые выемки, в которые вставлены упомянутые соединительные щеки. Изобретение позволяет повысить жесткость кольца управления. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Направляющий сопловый аппарат турбины газотурбинного двигателя содержит внутреннюю и внешнюю кольцевые платформы, соединенные радиальными лопатками. Внутренняя платформа содержит кольцевые элементы из истираемого материала, размещенные на образующих кольцо листовых секторах с сечением L, S или С-образной формы, установленных внутри внутренней платформы. Каждый из листовых секторов своей внешней периферией закреплен пайкой или сваркой на внутренней платформе, а внутренней периферией - на элементе из истираемого материала или на листовом кольце, закрепленном на элементе из истираемого материала. Внутренняя платформа соплового аппарата является цилиндрической перегородкой, разделенной на участки. Секторы внутренней платформы выполнены литьем и несут герметизирующие пластинки, приваренные или припаянные одним краем к сектору платформы, а другим краем находящиеся в скользящем контакте с соседним сектором платформы на уровне листовых секторов, несущих элементы из истираемого материала. Другие изобретения группы относятся к турбине газотурбинного двигателя, содержащей указанный выше направляющий сопловый аппарат, и к газотурбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет снизить вес и тепловую инерцию средств, удерживающих элементы из истираемого материала. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лопатка с изменяемым углом установки для секции статора модуля турбомашины включает активную часть лопатки, на сторонах которой расположены радиально внутренняя и внешняя полки. Активная часть лопатки разделяет внутреннюю полку на первую часть, расположенную на стороне выпуклой поверхности лопатки, и вторую часть, расположенную на стороне вогнутой поверхности лопатки. Первая часть внутренней полки имеет внешний контур, накладываемый на окружность, на расстоянии от которой и внутри которой находится часть внешнего контура второй части внутренней полки. Другие изобретения группы относятся к узлу секции статора, включающему указанную выше лопатку, секции статора, включающей такой узел, модулю турбомашины, включающей такую секцию, и турбомашине, включающей этот модуль. При изготовлении лопатки с изменяемым углом установки выполняют радиально внутреннюю полку из профиля круглого сечения, механически обработанную по периферии с образованием второй части этой полки. Группа изобретений позволяет повысить срок службы лопаток, за счет снижения трения между внутренней полкой лопатки и удерживающим ее кольцом. 6 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбонасосный агрегат содержит турбинный узел c корпусами подвода и отвода рабочего тела, сопловым аппаратом, одноступенчатой турбиной. Агрегат содержит насосный узел со шнекоцентробежным рабочим колесом. Корпус подвода рабочего тела снабжен коллектором, включающим осесимметричную герметичную кольцевую оболочку. Большая часть оболочки имеет форму типа продольно усеченного фрагмента тора или тороида. Лопатки рабочего колеса турбины выполнены выпукло-вогнутыми по ширине, радиальной высотой 0,05÷0,25 радиуса диска колеса турбины. Толщина лопатки принята переменной в направлении вектора потока рабочего тела с максимумом в средней части хордовой ширины лопатки. Хордовая ширина лопатки в проекции на условную хордовую плоскость, соединяющую заходную и выходную боковые кромки лопатки, не превышает радиальную высоту лопатки. Межлопаточный канал выполнен конфузорно-диффузорным в направлении вектора потока пара с максимальным сужением площади поперечного проходного сечения, определяемой в зоне максимальной толщины лопаток. Общее количество лопаток колеса турбины в 2,6÷34,4 раза превышает количество сопел в сопловом аппарате. Изобретение направлено на повышение ресурса работы агрегата, надежности, эффективности перекачивания, компактности и кпд при одновременном снижении материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбинный узел агрегата включает корпус подвода рабочего тела - пара, сопловый аппарат с наклонными соплами, турбину, имеющую вал с рабочим колесом, и расположенный за турбиной по потоку пара корпус отвода отработанного пара. Корпус подвода пара снабжен коллектором, включающим осесимметричную кольцевую оболочку, имеющую форму усеченного фрагмента тора или тороида. Рабочее колесо турбины выполнено не менее чем из одного диска с лопатками. Лопатки выполнены по ширине выпукло-вогнутыми, радиальной высотой, составляющей (0,05÷0,25) радиуса диска. Толщина лопатки переменна в направлении потока пара с максимумом в средней части хордовой ширины лопатки. Хордовая ширина лопатки в проекции на условную хордовую плоскость, соединяющую заходную и выходную боковые кромки лопатки, не превышает радиальную высоту лопатки. Сопла выполнены в диске в количестве 8÷15 и продольными осями радиально эквидистантно удалены от оси турбины и разнесены по условной окружности на равные углы, определенные в диапазоне (24÷45)°. Общее количество лопаток в 2,6÷34,4 раз превышает количество сопел. Изобретение направлено на повышение ресурса, надежности и эффективности работы турбинного узла при одновременном снижении материалоемкости и повышении компактности узла. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство ремонта фланца, содержащего несколько выступов, равномерно расположенных по окружности, включает усилительную гнутую деталь, имеющую форму фланца, и восстановительную деталь фланца. Усилительная деталь выполнена с возможностью крепления на неповрежденных выступах фланца и имеет две ортогональные плоскости симметрии. Восстановительная деталь фланца установлена на усилительной детали при помощи крепежных средств, расположенных в одной из плоскостей симметрии усилительной детали. Другое изобретение группы относится к модулю авиационного двигателя, содержащему фланец картера, отремонтированный указанным выше устройством. Еще одно изобретение относится к авиационному двигателю, содержащему указанный выше модуль. При ремонте фланца срезают поврежденный выступ фланца и выбирают свободный сектор на фланце, примыкающий к срезанному выступу, на котором можно разместить усилительную деталь и восстановительную деталь фланца. Затем осуществляют сборку усилительной детали и восстановительной детали фланца, после чего закрепляют их на фланце посредством отверстий неповрежденных выступов фланца и отверстий усилительной детали. Группа изобретений позволяет упростить ремонт поврежденного фланца картера. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура. Контура образованы передними и задними лопатками, размещенными между стойками со смещением относительно друг друга. Средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси. Средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины. Лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное 0,03÷0,15 длины хорды передней лопатки. По длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него. Количество контуров установленных между стойками определено зависимостью защищаемой настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия последней ступени турбины, а также уменьшить закрутку выходящего потока. 3 ил.

Переходный канал для соединения камеры сгорания и турбинной части газотурбинного двигателя содержит оболочку, включающую первую и вторую поверхности. Первая и вторая поверхности оболочки соединены пробиванием, а оболочка переходного канала выполнена по меньшей мере из одного листа, отштампованного в форму, образующую переходный канал с двойной оболочкой. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше переходный канал. При изготовлении указанного выше переходного канала образуют оболочку, содержащую первую и вторую поверхности, и выполняют соединение пробиванием, соединяющее указанные поверхности. Группа изобретений позволяет упростить изготовление переходного канала. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области конструкции авиационных двигателей, используемых на летательных аппаратах и наземных энергетических установках. Сопловой аппарат газовой турбины содержит наружный и внутренний корпусы, между которыми размещены статорные лопатки. Лопатки соплового аппарата электрически изолированы друг от друга и снабжены электроконтактами. Электроконтакты лопаток подключены через электрокабели к разноименным полюсам источника постоянного тока таким образом, что лопатки, подключенные к разноименным полюсам источника постоянного тока, чередуются между собой равномерно по всей окружности. Изобретение позволяет использовать элементы конструкции газовой турбины для измерения температуры. 4 ил.
Наверх