Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя



Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2506432:

СНЕКМА (FR)

Сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины содержит переднее и заднее средства зацепления, а также износостойкое устройство. Переднее средство зацепления опирается на опору, установленную на корпусе турбины. Износостойкое устройство образовано деталью из металлического материала, охватывающей передний конец переднего средства зацепления и вставленной между передним средством зацепления и упомянутой опорой с обеспечением скользящего контакта между этими двумя деталями. Износостойкое устройство удерживается в осевом направлении на секторе лопаток средством крепления, взаимодействующим с передним средством зацепления. Другое изобретение группы относится к турбинному модулю авиационного газотурбинного двигателя, содержащему направляющий сопловой аппарат, образованный указанными выше секторами. Еще одно изобретение относится к авиационному двигателю, содержащему указанный турбинный модуль. Изобретения позволяют снизить износ крепежной опоры корпуса турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области авиационных двигателей и, в частности, к области газотурбинных двигателей.

Классически авиационные газотурбинные двигатели содержат несколько модулей, таких как компрессор низкого давления (НД), за которым следует компрессор высокого давления (ВД), камера сгорания, турбина высокого давления, за которой следует турбина низкого давления, которые вращают соответствующий компрессор НД или ВД, и система выпуска газов. Каждая из турбин образована чередующимися колесами неподвижных лопаток или направляющими сопловыми аппаратами и колесами подвижных лопаток, которые вместе образуют ступень турбины. Модули турбины НД могут содержать несколько ступеней, число которых чаще всего равно двум.

Подвижные лопатки установлены своей нижней частью на роторе газотурбинного двигателя и закреплены на диске турбины. Что же касается лопаток направляющих сопловых аппаратов, то они удерживаются своей верхней частью и закреплены на корпусе, называемом корпусом турбины. Как показано в известном решении на фиг.1, подвижные лопатки 2 и 4 двух ступеней турбины низкого давления являются свободными в своей верхней части и расположены напротив истираемого материала 5 и 6, находящегося на кольце турбины. Гребешки, выполненные на ножке лопатки, заходят в этот истираемый материал, обеспечивая герметичность между верхней по потоку частью лопатки и ее нижней по потоку частью, несмотря на деформации, связанные с вибрациями и разными расширениями различных материалов.

Показанные на фиг.1 лопатки 1 направляющего соплового аппарата первой ступени НД закреплены непосредственно на конструкции двигателя, тогда как лопатки 3 направляющего соплового аппарата второй ступени НД закреплены на корпусе 7 турбины, связанном с конструкцией двигателя. В радиальном разрезе этот корпус содержит крючок 8, проходящий в осевом направлении (относительно оси вращения газотурбинного двигателя), на который опирается профиль 9, образующий переднее (относительно направления потока текучей среды) средство зацепления, которое проходит тоже в осевом направлении от площадки лопатки 3 второй ступени. Лопатка 3 установлена своим передним концом на крючке 8 корпуса НД, образуя опору для переднего профиля 9, и своим задним концом на заднем профиле 10, установленном на заднем крючке, установленном на корпусе турбины НД либо непосредственно, либо, как показано на фиг.1, через турбинное кольцо второй ступени турбины НД. Наконец на переднем профиле 9 на площадке лопатки 3 направляющего соплового аппарата установлен противопожарный лист 11. Между противопожарным листом 11 и корпусом 7 турбины расположена сжимаемая теплоизоляция 12.

Однако после определенного времени эксплуатации отмечают износ крючка 8 в результате микроскопических смещений, создаваемых вибрациями и разностью теплового расширения между деталями. Этот износ может привести к полному разрушению крючка корпуса, что приводит к потере крепления лопатки 3, которая может в этом случае перевернуться вокруг заднего крючка и препятствовать своей нижней частью движению подвижных лопаток НД 4. Последствия этого износа могут, таким образом, оказаться очень серьезными, так как могут привести к поломке двигателя.

Для обеспечения скользящего контакта между деталями были предложены износостойкие устройства, в частности, описанные в патентных заявках ЕР1657405 и ЕР0974734. Эти устройства просто вставлены между лопатками и корпусом турбины и не являются решением для ремонта изношенных лопаток. В случае отремонтированных лопаток необходимо иметь возможность размещения отремонтированных лопаток среди новых лопаток и за счет этого упростить логистику и снизить расходы.

Настоящее изобретение призвано устранить эти недостатки и предложить решение, которое можно применять при ремонте на существующих двигателях и которое облегчает управление складом запасных частей направляющего соплового аппарата турбины.

В этой связи объектом настоящего изобретения является сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины, предназначенный для установки на корпусе турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащий переднее средство зацепления (передний профиль) и заднее средство зацепления (задний профиль), упомянутое переднее средство зацепления предназначено для опирания на опору, выполненную на корпусе турбины, при этом упомянутый сектор дополнительно содержит износостойкое устройство, образованное деталью из металлического материала, охватывающей передний конец переднего средства зацепления и вставленной между упомянутым передним средством зацепления и упомянутой опорой таким образом, чтобы обеспечивать скользящий контакт между этими двумя деталями, согласно изобретению износостойкое устройство удерживается в осевом направлении в положении на упомянутом секторе лопаток при помощи средства крепления, которое взаимодействует с передним средством зацепления.

Наличие устройства позволяет исключить заедание (или “fretting”) между крючком корпуса турбины и передним профилем лопатки направляющего соплового аппарата НД и увеличить срок службы крючка за счет скольжения находящихся в контакте деталей. Удержание износостойкого устройства при помощи средства крепления позволяет распоряжаться отремонтированными секторами, так же как и новыми деталями направляющего соплового аппарата. Таким образом, улучшают логистику деталей направляющего соплового аппарата турбины.

Предпочтительно переднее средство зацепления имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, а верхняя часть упомянутого устройства не проходит в осевом направлении по всей длине переднего средства зацепления.

Таким образом, верхнюю часть устройства можно разместить на языке средства зацепления без помех для противопожарного листа турбины.

Согласно предпочтительным отличительным признакам износостойкое устройство:

- удерживается на месте на переднем средстве зацепления при помощи, по меньшей мере, одного штифта, посаженного в отверстие, выполненное в толщине средства зацепления;

- проходит по всей длине переднего средства зацепления и продолжено на своем заднем конце выступом, при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце выемку, в которой зацепляется упомянутый выступ;

- содержит, по меньшей мере, один язычок, проходящий по всей длине переднего средства зацепления и заканчивающийся на своем заднем конце выступом, при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце выемку, в которой зацепляется упомянутый выступ, предпочтительно его габаритная толщина, измеренная в радиальном направлении, меньше или равна толщине упомянутого языка, увеличенной на толщину части упомянутого устройства, расположенной между передним средством зацепления и опорой таким образом, чтобы упомянутое устройство не выступало над верхней частью упомянутого языка, при этом упомянутый язык содержит уступы, в которые могут заходить упомянутые язычки;

- проходит по всей длине переднего средства зацепления и содержит на своем заднем конце, по меньшей мере, одну отогнутую кромку, при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце, по меньшей мере, один вырез, в который может заходить упомянутая отогнутая кромка;

- проходит по всей длине переднего средства зацепления и содержит на своей верхней стороне, по меньшей мере, одно углубление, при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, и содержит на верхней части этого языка, по меньшей мере, одно углубление, выполненное с возможностью взаимодействия с углублением упомянутого устройства.

Предпочтительно износостойкое устройство имеет длину по окружности, по существу равную длине упомянутого сектора, и расположено с угловым смещением по отношению к упомянутому сектору таким образом, чтобы, по меньшей мере, частично перекрывать смежный сектор и обеспечивать герметичность между двумя секторами.

Согласно другим предпочтительным признакам устройство:

- выполнено из сверхсплава на основе никеля или кобальта, предпочтительно металлическим материалом является сплав, выпускаемый под названием НА188;

- толщина материала составляет от 0,05 до 0,4 мм.

Объектом изобретения является также турбинный модуль, содержащий, по меньшей мере, одно лопаточное колесо направляющих сопловых аппаратов, образованное описанными выше секторами. Наконец, объектом изобретения является также авиационный двигатель, содержащий такой турбинный модуль.

Настоящее изобретение, его другие задачи, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания нескольких вариантов выполнения, представленных в качестве иллюстрирующих и не ограничительных примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - вид в радиальном разрезе известной системы крепления лопаток направляющих сопловых аппаратов второй ступени турбины НД;

фиг.2 - вид в радиальном разрезе системы крепления лопатки направляющего соплового аппарата второй ступени турбины НД, при этом площадка упомянутой лопатки оборудована износостойким устройством согласно варианту выполнения изобретения;

фиг.3 - вид в перспективе сектора направляющего соплового аппарата второй ступени турбины НД, содержащего несколько лопаток, оборудованного износостойким устройством согласно этому же варианту выполнения изобретения;

фиг.4 - детальный вид в разрезе системы крепления, показанной на фиг.2;

фиг.5 - вид в разрезе износостойкого устройства согласно второму варианту выполнения;

фиг.6 - вид в разрезе износостойкого устройства согласно третьему варианту выполнения;

фиг.7 - вид в разрезе износостойкого устройства согласно четвертому варианту выполнения;

фиг.8 - вид в разрезе износостойкого устройства согласно пятому варианту выполнения.

На фиг.2-4 показана площадка лопатки 3 направляющего соплового аппарата второй ступени турбины НД с передним профилем 9 и задним профилем 10. Передний профиль 9 опирается на крючок 8 корпуса 7 турбины НД. На нем установлен противопожарный лист 11, который предназначен для создания термического барьера между газовоздушным трактом и корпусом 7 НД. В разрезе передний профиль 9 имеет вид языка, проходящего радиально и заканчивающегося многогранным или закругленным концом, на котором закреплено заявленное износостойкое устройство 13, которое его закрывает, повторяя его форму. Как показано на фиг.3, это устройство имеет форму сектора, угловой раскрыв которого соответствует форме сектора направляющего соплового аппарата НД, на котором оно установлено. Его радиальное сечение имеет U-образную форму, способную охватывать конец языка переднего профиля 9, и оно продолжено в своей нижней части, выходя в осевом направлении за пределы заднего конца крючка 8. Таким образом, оно обеспечивает механическую границу раздела между задним профилем 9 и крючком 8 и устраняет любой прямой контакт между ними.

В первом варианте выполнения устройство крепят на переднем профиле 9 при помощи штифтов 14, посаженных в отверстия, выполненные в толщине профиля. Штифты 14 равномерно расположены вдоль сектора лопаток и их количество достаточно, чтобы обеспечивать удержание износостойкого устройства на переднем профиле; в качестве примера на фиг.3 показаны два штифта, но это число не является ограничительным.

На фиг.3 показан паз 15, выполненный в окружном конце сектора направляющего соплового аппарата НД. Этот паз предназначен, во взаимодействии с другим пазом, находящимся напротив на соседнем секторе и с соединительной пластинкой, для обеспечения герметичности между двумя последовательными секторами направляющего соплового аппарата. Этот паз не проходит в осевом направлении за пределы конца языка переднего профиля 9, что позволяет позиционировать износостойкое устройство с угловым смещением относительно сектора, на котором оно установлено. Будучи установленным с охватом на двух последовательных секторах лопаток износостойкое устройство дополнительно повышает герметичность между секторами.

Как видно из фиг.4, противопожарный лист 11 не доходит в осевом направлении до переднего конца языка переднего профиля 9 и оставляет место вдоль этого языка для захождения верхней части износостойкого устройства 13. В этом варианте выполнения противопожарный лист 11 не перекрывает износостойкое устройство 13, и наоборот.

Далее со ссылками на фиг.5 следует описание второго варианта выполнения. Элементы устройства, идентичные с первым вариантом выполнения, обозначены такими же цифровыми позициями и их повторное описание опускается. В данном случае верхняя часть износостойкого устройства 13 не только перекрывает конец языка переднего профиля, но также полностью перекрывает его наружную часть. Она заканчивается с задней стороны выступом 16, который зацепляется в выемке 17, выполненной на заднем конце языка переднего профиля 9. Поскольку толщина износостойкого устройства 13 является небольшой по отношению к его длине, оно обладает гибкостью в осевом направлении, которая создает пружинный эффект и удерживает его на языке переднего профиля после установки выступа 16 на место в выемке 17. Износостойкое устройство устанавливают, толкая его в осевом направлении на этом переднем профиле 9 с преодолением этого пружинного эффекта, пока выступ 16 не зайдет в выемку 17.

На фиг.6 показан третий вариант выполнения, тоже связанный со способом крепления износостойкого устройства 13 на языке переднего профиля 9. Как и в первом варианте выполнения, осевая длина износостойкого устройства 13 ограничивается закрыванием конца переднего профиля 9. Но, с другой стороны, это устройство содержит несколько язычков 18, равномерно распределенных по его окружности, и на фиг.6 показаны два язычка, хотя это число не является ограничительным. Как и во втором варианте выполнения, эти язычки проходят в осевом направлении, перекрывая язык переднего профиля 9 по всей его длине, и тоже заканчиваются выступами 16, заходящими в выемку 17 переднего профиля 9. Для облегчения прохождения этих язычков 18 в толщине пластины переднего профиля 9 выполнены уступы 19 напротив упомянутых язычков 18, которые не выступают за пределы языка и не мешают контакту между противопожарным листом 11 и наружной частью переднего профиля 9. Как и в предыдущем случае, язычки 18 обладают гибкостью в осевом направлении, что создает вышеупомянутый пружинный эффект.

На фиг.7 и 8 показаны также версии предыдущих вариантов выполнения. На фиг.7 показана версия второго варианта выполнения, в которой выступ 16 заменен отогнутыми кромками 20, выполненными прерывистым образом на задней периферии износостойкого устройства 13, и в которой в выемке 17 переднего профиля выполнены вырезы для захождения в них упомянутых отогнутых кромок. На фиг.8 тоже показана версия второго варианта выполнения, в которой в верхней части износостойкого устройства 13 выполнены углубления 22, которые заходят в углубления, выполненные напротив в толщине переднего профиля 9.

Дальше следует описание усовершенствования, получаемого за счет износостойкого устройства 13 по любому из вариантов выполнения.

В известной конфигурации на авиационных двигателях контакт между корпусом турбины НД и передней точкой крепления лопатки направляющего соплового аппарата турбины НД является чувствительной точкой, так как он находится в относительно горячей зоне, и удержание этих лопаток желательно обеспечивать при помощи устройств, которые должны быть максимально легкими. Задние крепления менее чувствительны, так как поверхность, обеспечивающая удержание лопаток, более значительна.

Посредством вставки износостойкого устройства, такого как описанная выше тонкая пластинка, можно существенно увеличить срок службы входящих в контакт деталей за счет облегчения скольжения одной детали на другой. Это позволяет исключить заедание (или «fretting») между крючком 8 корпуса 7 турбины НД и передним профилем 9 лопатки 3 направляющего соплового аппарата НД. Предпочтительно тонкую пластинку выполняют из металлического материала, такого как сверхсплав на основе никеля или кобальта, например НА188 (или KCN22W), который создает скользящую поверхность между деталями и позволяет им выдерживать без повреждений микроскопические перемещения, связанные с вибрациями и разностью теплового расширения.

Предпочтительно толщину пластинки выбирают в значении 0,08 мм с допуском 8 мкм по этой толщине, что позволяет обеспечивать соединение в условиях допуска, идентичных версии без тонкой пластинки. Разумеется, значение этой толщины указано исключительно в качестве примера, и можно использовать тонкие пластинки с близкой толщиной, например, составляющей от 0,05 до 0,4 мм.

Установка тонкой пластинки между крючком 8 и передним профилем 9 позволяет также создать тепловой барьер между двумя деталями, которые во время крейсерского полета работают при номинальных температурах 637°С для профиля и 765°С для крючка, а во время взлета при 773°С для профиля и 906°С для крючка. Введение тонкой пластинки позволяет перекрыть теплопроводность между профилем и крючком; достигаемое в результате этого понижение температуры позволяет предупредить истирание и повышает механическую прочность.

Наконец, технология, состоящая в введении тонкой пластинки, имеет преимущество в том, что это не приводит к изменению или приводит лишь к незначительному изменению деталей, а также в возможности ее установки на уже существующих деталях, как новых, так и отремонтированных. Удержание при помощи средства крепления позволяет перемежать отремонтированные детали с новыми деталями и обеспечивает их взаимозаменяемость.

Установка тонкой пластинки с ее неподвижным креплением на переднем профиле 9 лопаток 3 направляющего соплового аппарата до сборки деталей, образующих турбинный модуль, позволяет также исключить любую ошибку монтажа. Наконец, выбранная система крепления обеспечивает возможность демонтажа этой тонкой пластинки.

Варианты изобретения, описанные для лопаток направляющего соплового аппарата второй ступени турбины НД, можно также применять для других неподвижных лопаточных систем, как для другой ступени турбины НД, так и для ступени турбины ВД.

Настоящее изобретение было описано в нескольких частных вариантах выполнения, но, разумеется, оно не ограничивается этими вариантами и охватывает все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если они не выходят за рамки изобретения.

1. Сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины, предназначенный для установки на корпусе (7) турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащий переднее средство (9) зацепления и заднее средство (10) зацепления, при этом упомянутое переднее средство (9) зацепления предназначено для опирания на опору (8) установленную на корпусе (7) турбины, при этом упомянутый сектор дополнительно содержит износостойкое устройство (13), образованное деталью из металлического материала, охватывающей передний конец переднего средства зацепления и вставленной между упомянутым передним средством (9) зацепления и упомянутой опорой (8) таким образом, чтобы обеспечивать скользящий контакт между этими двумя деталями, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) удерживается в осевом направлении в положении на упомянутом секторе лопаток при помощи средства (14, 16, 20) крепления, которое взаимодействует с передним средством (9) зацепления.

2. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что переднее средство (9) зацепления имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, и тем, что верхняя часть упомянутого устройства (13) не проходит в осевом направлении по всей длине переднего средства (9) зацепления.

3. Сектор лопаток по п.2, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) удерживается на месте на переднем средстве зацепления при помощи, по меньшей мере, одного штифта (14), посаженного в отверстие, выполненное в толщине средства (9) зацепления.

4. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и продолжено на своем заднем конце выступом (16), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце выемку (17), в которой зацепляется упомянутый выступ.

5. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) содержит, по меньшей мере, один язычок (18), проходящий по всей длине переднего средства (9) зацепления и заканчивающийся на своем заднем конце выступом (16), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце выемку (17), в которой зацепляется упомянутый выступ (16).

6. Сектор лопаток по п.5, отличающийся тем, что габаритная толщина износостойкого устройства (13), измеренная в радиальном направлении, меньше или равна толщине упомянутого языка, увеличенной на толщину части упомянутого устройства, расположенной между передним средством (9) зацепления и опорой (8) таким образом, чтобы упомянутое устройство не выступало над верхней частью упомянутого языка, при этом упомянутый язык содержит уступы (19), в которые могут заходить упомянутые язычки (18).

7. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и содержит на своем заднем конце, по меньшей мере, одну отогнутую кромку (20), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении и содержащего на своем заднем конце, по меньшей мере, один вырез (21), в который может заходить упомянутая отогнутая кромка.

8. Сектор лопаток по п.1, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) проходит по всей длине переднего средства (9) зацепления и содержит на своей верхней стороне, по меньшей мере, одно углубление (22), при этом упомянутое средство имеет форму языка, проходящего в осевом направлении, и содержит на верхней части этого языка, по меньшей мере, одно углубление, выполненное с возможностью взаимодействия с углублением (22) упомянутого устройства.

9. Сектор лопаток по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) имеет длину по окружности, по существу равную длине упомянутого сектора, и расположено с угловым смещением по отношению к упомянутому сектору таким образом, чтобы, по меньшей мере, частично перекрывать смежный сектор и обеспечивать герметичность между двумя секторами.

10. Сектор лопаток по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что износостойкое устройство (13) выполнено из сверхсплава на основе никеля или кобальта.

11. Сектор лопаток по п.10 отличающийся тем, что металлическим материалом является сплав, выпускаемый под названием НА188.

12. Сектор лопаток по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что толщина материала износостойкого устройства (13) составляет от 0,05 до 0,4 мм.

13. Турбинный модуль авиационного газотурбинного двигателя, содержащий, по меньшей мере, одно лопаточное колесо (3) направляющих сопловых аппаратов, образованное секторами по любому из пп.1-12.

14. Авиационный двигатель, содержащий по меньшей мере один турбинный модуль по п.13.



 

Похожие патенты:

Разделенный на сектора направляющий аппарат турбомашины содержит внутреннюю и внешнюю платформы, связанные между собой радиальными лопатками. Внутренняя платформа соединена с радиальной перегородкой, несущей элементы из истираемого материала.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. .

Изобретение относится к энергетическим турбинам. .

Турбина // 2459090

Обойма направляющих лопаток газовой турбины содержит осевые сегменты, по меньшей мере, один из которых выполнен в виде решетчатой структуры из труб. Решетчатая структура соответствующего осевого сегмента с внутренней и/или наружной стороны снабжена облицовкой из листового металла, имеющей отверстия для охлаждающего воздуха. Другие изобретения группы относятся к газовой турбине и газопаровой турбинной установке, содержащим указанную выше обойму направляющих лопаток. Изобретения позволяют снизить вес обоймы и упростить конструкцию газовой турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя содержит лопаточный сегмент с дуговой направляющей и лопатками, проходящими от направляющей, а также полый цилиндрический корпус, имеющий кольцевую канавку для размещения направляющей. Направляющая закреплена в кольцевой канавке посредством упругих прокладок, расположенных между направляющей и канавкой. Каждая упругая прокладка содержит плоское основное тело и распорные крылья, проходящие по обе стороны основного тела под углом к его плоскости. Каждая упругая прокладка выполнена с возможностью перемещения в окружном направлении между первым положением, в котором прокладка прикладывает усилие в радиальном направлении к направляющей для ее фиксации в кольцевой канавке, и вторым положением, в котором крылья прокладки занимают углубления в узле для снятия радиального усилия и освобождения направляющей. Изобретение позволяет упростить конструкцию узла крепления лопаточного сегмента к корпусу газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Неподвижный блок лопаток газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус, угловые сектора, снабженные лопатками, а также штифты радиального удержания угловых секторов. Каждый угловой сектор содержит платформу и крепежную пластину крепления углового сектора на корпусе, выступающую из платформы радиально внутрь. Корпус содержит первую кольцевую канавку, открывающуюся радиально наружу и принимающую крепежные пластины. Штифты радиального удержания установлены в отверстия, выполненные в корпусе и крепежных пластинах и имеющие оси, параллельные продольной оси газотурбинного двигателя. Корпус также содержит вторую кольцевую канавку, открывающуюся радиально наружу и принимающую кольцо осевого удержания штифтов радиального удержания. Кольцо осевого удержания расположено на стороне камеры сгорания относительно первой канавки. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше неподвижный блок лопаток. Группа изобретений позволяет снизить вес блока лопаток газотурбинного двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 10 ил.

Кольцевой неподвижный элемент для использования с паровой турбиной (100). Неподвижный элемент содержит радиально наружное первое кольцо (228), радиально внутреннее второе кольцо (226) и, по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (212). Первое кольцо (228) содержит первую полость (262), образованную в нем, и множество каналов (264) первого кольца, соединенных с первой полостью (262) и продолжающихся радиально от первой полости (262). Второе кольцо (226) содержит вторую полость (242) и, по меньшей мере, одно выпускное отверстие (244), образованные в нем. Вторая полость (242) связана по потоку с выпускным отверстием (244). Второе кольцо (226) расположено радиально внутри первого кольца (228). По меньшей мере, одна аэродинамическая поверхность (212) продолжается между первым кольцом (228) и вторым кольцом (226). Аэродинамическая поверхность содержит проходное отверстие (280), продолжающееся сквозь нее. Проходное отверстие (280) аэродинамической поверхности соединено с, по меньшей мере, одним каналом (264) первого кольца и второй полостью (242). Диаметр (D0) канала (264) первого кольца больше диаметра (DA) проходного отверстия (280). Облегчается охлаждение вращающегося элемента в паровой турбине без изменения внешних геометрий элемента, материалов элемента, и/или температуры, и/или давления пара для обеспечения надежной долгосрочной эксплуатации ротора паровой турбины с лопатками. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Узел неподвижных лопаток газотурбинного двигателя содержит кожух, оснащенные лопатками угловые секторы, неподвижно закрепленные в кожухе, кольцо из изнашиваемого материала, опирающееся на опору, неподвижно закрепленную в кожухе при помощи множества резьбовых соединений, а также шпильки для радиальной фиксации угловых секторов. Каждый из угловых секторов содержит полку и крепежное ребро, выступающее от полки радиально внутрь для крепления углового сектора в кожухе. Резьбовые соединения проходят через опору кольца из изнашиваемого материала. Шпильки для радиальной фиксации угловых секторов вставлены в отверстия, образованные в крепежных ребрах и крепежном зажиме, расположенном напротив кольца из изнашиваемого материала относительно кожуха. Крепежный зажим образует совместно с кожухом канавку, в которой расположены крепежные ребра, и неподвижно закреплен в кожухе с помощью тех же резьбовых соединений, которыми опора кольца из изнашиваемого материала закреплена в кожухе. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше узел неподвижных лопаток. Группа изобретений позволяет снизить массу и длину газотурбинного двигателя. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 11 ил.

Турбомашина содержит корпус, колесо турбины, установленное с возможностью вращения внутри корпуса, кольцо, образованное из сегментов и установленное концентрично вокруг колеса турбины, а также установочный элемент. Установочный элемент включает крепежный участок, прикрепленный к корпусу, упругий участок, образующий пружину, и опорный участок, соединенный с упругим участком и упирающийся в осевом направлении в сегмент кольца. Установочный элемент прикреплен к корпусу, оказывая осевое усилие на, по меньшей мере, один из сегментов кольца таким образом, чтобы прижать его в осевом направлении к участку корпуса. В одном из вариантов выполнения турбомашины установочный элемент включает в себя консоль, содержащую крепежный участок. В другом варианте выполнения установочный элемент включает в себя упругую консоль, оказывающую осевое усилие на первый сегмент кольца, и упругую консоль, оказывающую осевое усилие на второй сегмент кольца, прижимая его тем самым к участку корпуса. Изобретения позволяют повысить герметичность корпуса турбомашины. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Газотурбинный двигатель включает лопатку статора для направления горячих газов сжигания на роторные лопатки. Лопатка статора включает платформу, расположенную на радиально внутренней стороне лопатки относительно оси вращения двигателя. Платформа имеет часть задней кромки по потоку ниже относительно потока горячих газов сгорания после лопатки статора. Двигатель включает также опорную и охлаждающую систему для направления охлаждающей текучей среды на верхний по потоку конец стороны части задней кромки платформы. Сторона обращена радиально внутрь относительно оси вращения двигателя. Опорная и охлаждающая система также направляет охлаждающую текучую среду для прохождения по стороне в основном в осевом направлении к нижнему по потоку концу стороны. Охлаждающая текучая среда охлаждает часть задней кромки при прохождении по стороне. В сторону включены турболизаторы для увеличения переноса тепла с части задней кромки при прохождении потока охлаждающей текучей среды по стороне. Турболизаторы проходят поперек осевого направления оси вращения двигателя. Обращенная радиально внутрь сторона включает несколько проходящих в осевом направлении стенных перегородок, которые разделяют сторону на несколько раздельных, проходящих в осевом направлении охлаждающих каналов. Турболизаторы, включенные в сторону, расположены в охлаждающих каналах. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит узел направляющих лопаток, включающий ряд неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора. Внешний край направляющих лопаток в осевом направлении опирается на контур внешнего кожуха турбины. Внутренний край направляющих лопаток находится в аксиально скользящем соединении с контуром внутреннего кожуха, обеспечивающем свободное перемещение этого края вдоль оси двигателя, с ограничением аксиального смещения за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки. Каждый внутренний край направляющей лопатки содержит выступы, проходящие в направлении контура внутреннего кожуха и имеющие форму скобы. Одна группа выступов ориентирована в направлении по ходу вперед турбины. Скобы соединены между собой в паре фланцев. Часть выступов направляющих лопаток, расположенных по ходу спереди, и фланцы, расположенные по ходу спереди, выполнены с возможностью образования прохода для подачи по ходу спереди воздуха в узел направляющих лопаток. Другие изобретения группы относятся к сектору узла указанных выше направляющих лопаток, кольцеобразному фланцу, соединяемому с одной из групп указанных выше скоб, а также авиационному двигателю, содержащему указанную выше турбину высокого давления. Группа изобретений позволяет обеспечить компенсацию разницы осевого расширения между внешним и внутренним кожухами. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Кольцо статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата имеет множество сквозных отверстий, предназначенных для расположения лопатки статора. Каждое отверстие определяет среднюю линию, проходящую между первым краем, предназначенным для расположения задней кромки лопатки, и вторым краем, предназначенным для расположения передней кромки лопатки. С отверстием для расположения лопатки статора соотнесена прорезь снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края такого отверстия в направлении средней линии. Другие изобретения группы относятся к части статора, содержащей указанное выше кольцо и множество лопаток статора, к модулю турбинного двигателя летательного аппарата, содержащему указанную выше часть статора, и к турбинному двигателю, содержащему такой модуль. Группа изобретений позволяет снизить вероятность образования трещин на кольце статора в области задней кромки лопатки. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Направляющий аппарат турбины газотурбинного двигателя разделен на сектора, включающие внутреннюю и наружную платформы, связанные между собой радиальными лопатками. Каждый сектор внутренней платформы связан с сектором радиальной перегородки. Внутренняя периферийная часть каждого сектора перегородки снабжена зубцами и содержит сплошные части, чередующиеся с содержащими углубления частями. Элементы из изнашиваемого материала закрепляются на непрерывном кольцевом кронштейне, содержащем средства закрепления на секторах перегородки. Кронштейн выполнен с возможностью вращения и поворота в окружном направлении между положением монтажа и демонтажа и положением блокировки, в котором средства закрепления взаимодействуют со сплошными частями секторов перегородки для обеспечения удержания кронштейна на перегородке. Средства закрепления формируют участки кольцевой канавки, открывающейся в радиальном направлении наружу, в которых размещаются сплошные части секторов перегородки в положении блокировки. Другие изобретения группы относятся к сектору и непрерывному кольцевому кронштейну указанного выше направляющего аппарата, а также к турбине низкого давления и газотурбинному двигателю, включающим такой направляющий аппарат. Группа изобретений позволяет упростить изготовления секторов направляющего аппарата. 5 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх