Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины



Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины
Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины
Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины
Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины
Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины

 


Владельцы патента RU 2511818:

Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" (АО "МОТОР СИЧ") (UA)

Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины, преимущественно газовой. Устройство содержит неподвижный обод, установленный в наружных корпусах и охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками. Неподвижный обод выполнен в виде закрепленного между фланцами пакета параллельных кольцевых пластин. На концах пластин выполнены гребешки и желобки, которые образуют на внутренней стороне обода систему выступов и впадин в продольном сечении, а также дополнительную систему выступов и впадин в поперечном сечении. Изобретение повышает эффективность уплотнения, за счет повышения аэродинамического сопротивления утечкам между концевой частью лопатки и ободом, устранения паразитных потерь по осевым продольным зазорам, а также стабилизации зазора на переходных режимах. Уплотнение эффективно в сочетании с небандажированными рабочими лопатками. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Заявленное изобретение имеет отношение к турбинам, преимущественно к газовым.

Достаточный зазор между концевой частью лопатки и ободом является чрезвычайно важным условием для обеспечения требуемых газодинамических параметров. В то же время рабочий зазор должен быть минимальный. Однако при наличии зазора газы со стороны высокого давления лопатки проходят над концевой частью лопатки со скоростью выше, чем скорость вращения лопатки. Таким образом, они перетекают на сторону низкого давления и, как следствие, нарушают форму потока газа на стороне низкого давления лопатки, увеличивая газодинамические потери. Кроме того, через зазоры часть газов перепускается за ротор и, соответственно, не выполняет полезную работу, так как не вращает лопатки ротора. Величина зазора различна на различных режимах работы.

С целью уменьшения перетекания газового потока через радиальные зазоры между концами лопаток и вставкой обода применяются различные усовершенствования и разработки.

В частности, используются термоинерционные элементы, обеспечивающие стабильность зазора на различных режимах работы газовой турбины. Известно устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины [1], содержащее термоинерционное кольцо, снабженное уплотнительными сегментами и установленное на радиальных элементах, выполненных в виде плоских вкладышей, размещенных и закрепленных в корпусе посредством болтов. Вкладыши расположены в радиальных пазах, выполненных в кольце, на котором закреплены сегментные проставки.

К недостаткам конструкции можно отнести наличие стыков между проставками, через которые происходят утечки рабочего тела, и невозможность их уплотнения в полном объеме.

Другим вариантом решения указанной выше проблемы является уменьшение перетекания газов со стороны высокого давления на сторону низкого давления лопатки над концами лопаток путем аэродинамического уплотнения.

Известно лабиринтное уплотнение (ЛУ) [2], представляющие собой сотовую конструкцию, выполненную из фольги, закрепленную на статоре над концами рабочих лопаток, на которых организованы гребешки. Характерные конструктивные особенности сотовых лабиринтных уплотнений заключаются в обеспечении максимального коэффициента аэродинамического сопротивления при врезании гребешков в соты за счет увеличения полостей между гребешками уплотнения (называемых также камерами торможения). Недостатком является то, что сотовые ЛУ работают в среде охлаждающего воздуха в паре с бандажированными рабочими лопатками, на которых организованы гребешки, вследствие чего данное уплотнение не может быть применено для небандажированных лопаток первых ступеней турбин высокого давления.

Известно уплотнение, описанное в патенте [3], выбранное прототипом. Конструкция данного изобретения включает неподвижный бандажный обод, охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками. На радиальной внутренней поверхности неподвижного обода находятся гребешки, которые, располагаясь на определенном расстоянии друг от друга, образуют параллельные желобки, позволяющие сократить перетекание рабочей среды со стороны высокого давления на сторону низкого давления. Параллельные желобки располагаются под углом от 10 до 40° к радиальной плоскости в направлении течения среды. Толщина каждого гребешка, расстояние между ними и глубина желобка определяется характеристиками потока в турбине, в соотношении t/d>l, где t - ширина самой широкой части лопатки и d - глубина желобков. Гребешки расположены на определенном расстоянии друг от друга, толщина каждого гребешка и расстояние между ними, а также глубина канавок, ими сформированных, определяются целью перенаправить утечку потока.

То есть желобки бандажного обода не должны быть слишком глубокими, так как это может негативно сказаться на КПД двигателя. КПД двигателя увеличивается, если соотношение толщины лопатки и глубины желобка бандажного обода будет больше единицы. Для увеличения широкой части лопатки на концах лопаток организовывают мини-бандажи. Поэтому недостатком конструкции является то, что она эффективно работает в сочетании с лопатками, покрытыми мини-бандажными полками. К другим недостаткам относится возможность перетекания газа по кольцевым желобкам, а также то, что для работоспособности конструкции необходимы радиальные зазоры, обычно применяемые для компенсации температурного расширения. К недостаткам также можно отнести сложность изготовления и ремонта.

Задачей изобретения является повышение эффективности уплотнения.

Техническим результатом изобретения является уменьшение утечек рабочей среды за счет повышения аэродинамического сопротивления утечкам между концевой частью лопатки и ободом, устранения паразитных потерь по осевым продольным зазорам, а также стабилизации зазора на переходных режимах.

Преимуществами изобретения является возможность эффективной работы уплотнения в сочетании с небандажированными рабочими лопатками, а также простота изготовления, монтажа и ремонта.

Задача решается путем усовершенствования устройства для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины, которое включает неподвижный обод, установленный в наружных корпусах и охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками, на радиальной внутренней поверхности которого находятся гребешки, образующие желобки, толщина каждого гребешка и расстояние между ними, а также глубина желобков, ими сформированных, определяются целью перенаправить утечку потока. Согласно изобретению неподвижный обод выполнен в виде узла, состоящего из закрепленного между фланцами пакета пластин, при этом гребешки и желобки обода образованы пластинами, высота и толщина которых выполнены такими, что образуют в пакете систему выступов и впадин в продольном сечении, а также дополнительную систему выступов и впадин в поперечном сечении. Пакет пластин фиксируется относительно фланцев фиксаторами.

Неподвижный обод может быть установлен с возможностью радиального смещения при температурном расширении относительно торцов наружных корпусов и центрироваться посредством торцевых пазов.

В конкретном варианте реализации изобретения каждая пластина пакета может быть выполнена кольцевой. В другом варианте исполнения кольцевые пластины выполнены в виде усеченных конусов, в поперечном сечении образующих угол относительно оси потока >90°.

Кольцевые пластины могут быть выполнены сплошными или такими, что состоят из отдельных секторов, между которыми обеспечены торцевые зазоры, причем зазоры между секторами смежных пластин располагаются в шахматном порядке, т.е. смежные пластины располагаются с перекрытием зазоров.

Возможен вариант выполнения, когда каждая пластина выполнена не кольцевой, а в виде отдельного сектора, причем пластины в пакете расположены со смещением относительно торцов друг друга, при этом пакет пластин установлен между фланцами под углом к радиальной плоскости, который определяется как 90° минус угол входа потока.

Отличительным признаком предлагаемого устройства от прототипа является выполнение неподвижного обода в виде пакета пластин, не имеющего зазоров в продольном направлении, что позволяет избежать утечек по осевым продольным зазорам, обычно применяемым для компенсации температурных расширений.

Дополнительная система выступов и впадин в поперечном сечении (в окружном направлении) перекрывает возможность перетекания газа по кольцевым желобкам и создает дополнительный вихревой поток, уменьшающий перетекание газа над концами лопаток.

Кроме того, габариты и масса неподвижного обода, выполненного из нескольких деталей, включающих закрепленный во фланцах пакет пластин, дает возможность использования термоинерционных свойств обода для стабилизации зазора над роторными лопатками. Температурное расширение обода позволяет избежать уменьшения зазора над концами лопаток до недопустимых величин на переходных режимах работы двигателя.

Суть предлагаемого изобретения поясняется следующими чертежами:

фиг.1 - частичный вид колеса турбины с неподвижным ободом;

фиг.2 - вариант выполнения обода с кольцевыми пластинами, местный вид обода над лопаткой;

фиг.3 - вариант выполнения обода с кольцевыми пластинами, при котором пластины выполнены секторными;

фиг.4 - вид колеса турбины с неподвижным ободом, с пакетом наклонных кольцевых пластин, выполненных в виде усеченных конусов;

фиг.5 - вариант выполнения обода с секторными пластинами, установленными под углом, вид К-К, местный вид обода над лопаткой.

Расположенный над лопатками 1 (фиг.1, 2) ротора цилиндрический неподвижный бандажный обод 2 представляет собой пакет параллельных пластин 7 и 8, установленный в наружных корпусах 17, 18, охватывающих ротор. Неподвижный обод 2 может быть установлен с возможностью радиального смещения при температурном расширении относительно торцов наружных корпусов и центрироваться посредством торцевых пазов 10.

Пакет пластин монтируется в двух фланцах 3 и 4, которые крепятся между собой резьбовым соединением и обеспечивают центрирование пластин по диаметру 16 и плотное их прилегание для предотвращения перетечек газа по торцам. Плотность прилегания пакета пластин 7 и 8 обеспечивается регулировочным кольцом 6. Фиксаторы 5, расположенные по окружности, обеспечивают предотвращение проворота пластин в случае врезания торцов лопаток 13 в гребешки 14.

Виды конструкций пакета пластин могут быть различными в зависимости от конфигурации и размеров рабочих лопаток и параметров газовоздушного тракта в зоне концевого зазора.

На фиг.2 показано конструктивное исполнение неподвижного обода 2, в котором пластины в пакете выполнены кольцевыми. По внутреннему диаметру пластины 7, 8 выполнены с законцовками 15 и тонкими гребешками 14 и 9. Толщину р гребешков 9 выбирают конструктивно для обеспечения шага k поперечных гребешков. Пластины 7 и 8, набранные в пакет, обеспечивают по внутреннему диаметру необходимый радиальный зазор х над рабочими лопатками. Толщина пластины 7 меньше по сравнению с толщиной пластины 8 и обеспечивает минимальную площадь контакта с торцами 13 рабочих лопаток.

Пластина 8 имеет внутренний диаметр, образованный гребешками 9, выбранный таким, чтобы избежать касания с рабочими лопатками. Шаг к расположения гребешков 9 по окружности равен величине Сmах (максимальной толщине концевой части лопатки). Глубина впадин s выбирается экспериментально. Величина q (фиг. 2, 3), полуразница между внутренними диаметрами пластин 7 и 8, является фактической глубиной желобков, образованных пакетом пластин.

На фиг.3 (вид В-В) показано выполнение кольцевых пластин 37, 38 секторными. Пластины зафиксированы посредством фиксаторов 35 как от проворота, так и от выпадания, монтируются по диаметру 316 и обрабатываются по внутреннему диаметру совместно в узле. Зазоры а и b, образованные секторами пластин 37, 38, расположены в шахматном порядке для предотвращения утечки газа. Зазоры предназначены для компенсации неравномерности прогрева пластин по отношению к фланцам 33 и 34 и обеспечивают компенсацию температурного расширения без нарушения геометрии деталей. Размеры s и к аналогичны исполнению, представленному на фиг.2.

Для увеличения эффективности уплотнения в зависимости от конфигурации лопатки возможен вариант (фиг.4) расположения пакета пластин 47, 48 под углом к оси потока. Конструктивно кольцевые пластины выполнены в виде усеченных конусов, в поперечном сечении образующих угол относительно оси потока α>90°. Размеры s и к аналогичны исполнению, представленному на фиг.2.

На фиг.5 приведена конструкция обода, в котором пакет пластин установлен между фланцами под углом 0 к радиальной плоскости, который определяется как 90° минус угол входа потока. Каждая пластина пакета выполнена не кольцевой, а в виде отдельного сектора. Пластины в пакете расположены со смещением относительно торцов друг друга. Особенностью данного конструктивного исполнения является то, что пакет пластин устанавливается и фиксируется относительно фланцев 53, 54 в специальном технологическом приспособлении, которое фиксирует пластины по внутреннему диаметру. Размеры s и k аналогичны исполнению, представленному на фиг.2.

Принцип работы устройства для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины заключается в следующем.

Между неподвижным бандажным ободом 2 и концами лопаток существует зазор х. Этот зазор необходим для обеспечения разности температурного расширения соответствующих деталей ротора и статора.

При прохождении потока через лопаточный венец рабочего колеса, движущегося из области высокого давления, происходит, как правило, частичное разделение потока возле концевой части лопатки в связи с перетеканием части потока над концами лопатки. Желобки бандажного обода замедляют движение потока над концами лопаток и уменьшают величину потерь. Оптимальное расположение желобков будет отличаться в зависимости от конструкции лопатки. Первичный поток горячих газов формирует граничный слой возле неподвижного бандажного обода. Лопатки 1 непрерывно врезаются в граничный слой, движущийся медленнее, который препятствует перетеканию потока через конец лопатки и фактически формирует частичное аэродинамическое уплотнение. Это явление имеет место во всех случаях с использованием небандажированных лопаток. Желобки и гребешки обода способствуют утолщению этого граничного слоя, улучшая тем самым эффективность «уплотнения», из-за увеличения площади обода и создания этого слоя в зоне основного потока утечки. В зоне желобков, образованных кольцом 8 меньшей высоты по сравнению с кольцом 7, имеются гребешки 9, расположенные в поперечном сечении, как показано на фиг.2. Они предназначены для запирания потока в окружном направлении. Наличие гребешков в поперечном сечении увеличивает эффект аэродинамического уплотнения потока в зоне концевого торца лопатки.

Пакет пластин с фланцами представляет собой отдельный узел, кроме описанного выше, выполняющий роль термоинерционного кольца, обеспечивающего компенсацию температурного расширения на переходных режимах работы газовой турбины без нарушения геометрии деталей, что обеспечивает оптимизацию зазора х на переходных режимах. Эффект терморегуляции предназначен для уменьшения разницы температурных расширений, вызванных неравномерностью остывания деталей статора и ротора и, как следствие, изменения зазора х. Температурное расширение такого «термокольца», обладающего значительной массой и, вследствие этого, большой тепловой инерцией и имеющего незначительный контакт с менее нагретыми элементами наружных корпусов, позволяет обеспечить стабильность зазора на всех режимах работы двигателя.

Источники информации

1. Патент РФ №1369391, F01D 11/08, опубл. 20.07.1995.

2. Иноземцев А.А. Сандрацкий В.Л. Газотурбинные двигатели. - ОАО «Авиадвигатель», 2006 г., стр.500.

3. Патент США №4466772, F01D 11/08, F01D 5/20, опубл. 21.08.1984.

1. Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины, включающее неподвижный обод, установленный в наружных корпусах и охватывающий ротор с расположенными на нем по кругу лопатками, на радиальной внутренней поверхности которого находятся гребешки, образующие желобки, толщина каждого гребешка и расстояние между ними, а также глубина желобков, ими сформированных, определяются целью перенаправить утечку потока, отличающееся тем, что неподвижный обод выполнен в виде закрепленного между фланцами пакета параллельных пластин, при этом гребешки и желобки обода образованы пластинами, высота и толщина которых выполнены такими, что образуют в наборе систему выступов и впадин в продольном сечении, а также дополнительную систему выступов и впадин в поперечном сечении, при этом пакет пластин жестко фиксируется относительно фланцев.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что неподвижный обод фиксируется относительно торцов наружных корпусов с возможностью радиального смещения при температурном расширении и центрируется посредством торцевых пазов.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая пластина пакета выполнена кольцевой.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что кольцевые пластины выполнены в виде усеченных конусов, в поперечном сечении образующих угол относительно оси потока >90°.

5. Устройство по п.3 или 4, отличающееся тем, что каждая кольцевая пластина выполнена из отдельных секторов, между которыми обеспечены торцевые зазоры, причем смежные пластины располагаются с перекрытием зазоров.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая пластина выполнена в виде отдельного сектора, пластины в пакете расположены со смещением относительно торцов друг друга, при этом пластины в пакете установлены между фланцами под углом к радиальной плоскости, который определяется как 90° минус угол входа потока.



 

Похожие патенты:

Лабиринтное надбандажное уплотнение для паровой турбины содержит уплотнительный кольцевой гребешок и уплотняющие блоки. Гребешок выполнен или установлен на бандаже лопаток ступени ротора турбины.

При уплотнении газового тракта турбины между статором и лопатками ротора формируют на внутренней поверхности статора кольцевые пазы в плоскостях вращения лопаток.

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к изготовлению прирабатываемых уплотнений турбомашин. Может использоваться в машиностроении, в частности в качестве уплотнений зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Конструкция уплотнения предназначена для уплотнения пространства между вращающимся элементом и неподвижным элементом, содержащая корпус деформируемого пластинчатого уплотнения, установленный с возможностью регулировки на неподвижном элементе, при этом корпус поддерживает деформируемое пластинчатое уплотнение и систему пружин, расположенную между корпусом деформируемого пластинчатого уплотнения и неподвижным элементом для смещения корпуса деформируемого пластинчатого уплотнения в направлении от поверхности вращающегося элемента.

Изобретение относится к уплотнениям паровых турбин. Лабиринтное надбандажное уплотнение для паровой турбины содержит уплотнительные кольцевые гребешки ротора турбины, сегменты уплотнения, включающие в себя уплотняющие блоки, прикрепленные к корпусам уплотняющих блоков, имеющие в поперечном сечении V-образную форму, с размерами, позволяющими вставлять корпусы уплотняющих блоков в V-образный паз статора турбины с минимальным зазором и расположенных между уплотняющих статорных гребней, выполненных заодно с корпусами уплотняющих блоков, кольцевые пазы статора турбины, имеющие V-образную в продольном сечении турбины форму и горизонтальный продольный разъем.

Надбандажное прирабатываемое уплотнение для паровой турбины содержит уплотнительные кольцевые гребешки ротора турбины, сегменты уплотнения и кольцевые пазы статора турбины.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Осевая турбомашина (1) включает рабочую лопаточную решетку, которая образована рабочими лопатками (3), у каждой из которых имеется передняя кромка (8) и расположенная в радиальном направлении снаружи свободная вершина (15) лопатки.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.
Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Орган блокировки для устройства крепления секторов кольца на корпусе турбомашины летательного аппарата содержит две зажимные продольные ветви, проходящие в направлении назад и соединенные на своих задних концах поперечной соединительной ветвью, их передние концы предназначены для прижатия между ними, по меньшей мере, одного сектора кольца к одному элементу корпуса. Также содержит средства, позволяющие его захват, выполненные выступающими назад от упомянутой поперечной соединительной ветви. Эти средства содержат расширение, выступающее в продольном направлении назад от упомянутой поперечной соединительной ветви, и одно углубление, выполненное в упомянутом расширении. Углубление образует упорную поверхность, направленную в сторону упомянутой поперечной соединительной ветви. Также изобретением является устройство крепления секторов кольца на корпусе турбомашины летательного аппарата, содержащее элементы корпуса, образованные с первыми задними окружными бортиками, на которые наложены вторые задние окружные бортики секторов кольца. Это устройство также содержит множество органов блокировки, описанных выше. Также объектами изобретения являются турбина и турбомашина, содержащие такой орган блокировки и/или устройство крепления, описанные выше. Изобретения позволяют облегчить извлечение захвата. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к уплотнительной технике. Уплотнительный узел (146) содержит первый гибкий уплотнительный компонент (136), расположенный в проходящей радиально внутрь зоне неподвижной части и находящийся во фрикционном контакте с поверхностью (142) вращающейся части. Уплотнительный узел (146) также содержит, по меньшей мере, один жесткий уплотнительный элемент (162), выполненный за одно целое с несущим элементом (154) первого гибкого уплотнительного компонента, расположенным на определенном расстоянии по оси от первого гибкого уплотнительного компонента. Технический результат заключается в обеспечении возможности упрощения монтажа и замены уплотнительных устройств без какой-либо обработки или модификации сопла. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбина низкого давления, в которой с внутренней стороны корпуса установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой, расположенной со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины. Разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины. Передний и задний по газовому потоку хвостовики кольца выполнены двухслойными, а центральная часть кольца с сотовой вставкой выполнена однослойной. Передний же хвостовик кольца выполнен с направленным к оси турбины ребром. Ребро установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса. Изобретение позволяет повысить надежность турбины. 4 ил.

Сборка обоймы турбины содержит опорную конструкцию обоймы и множество секторов обоймы, каждый из которых содержит единый элемент из композитного материала с керамической матрицей. Каждый сектор обоймы имеет первую часть, образующую кольцевое основание с внутренней поверхностью, определяющей внутреннюю поверхность обоймы турбины, и наружной поверхностью, от которой проходят две образующие лапки части. Лапки имеют концы, зацепляющиеся в корпусах в опорной конструкции обоймы. Секторы обоймы имеют π-образное сечение, а концы лапок удерживаются без радиального зазора опорной конструкцией обоймы. Изобретение позволяет снизить протечки газообразной рабочей среды через обойму турбины. 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка устанавливаются на внутреннюю обшивку. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка расположены с тем, чтобы внутренний объем, через который может течь рабочая текучая среда турбины, отделялся от внешнего объема, через который может течь охлаждающая текучая среда. Первая внутренняя стенка, вторая внутренняя стенка и внутренняя обшивка расположены относительно друг друга с тем, чтобы полость формировалась во внешнем объеме. Защитный элемент расположен внутри полости с тем, чтобы защитный элемент разделял полость на внутреннюю область и внешнюю область, которая сформирована в радиально внешнем положении в сравнении с внутренней областью. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение частей турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетике. В системе уплотнения зазора между двумя соседними, испытывающими тепловую и/или механическую нагрузку конструктивными элементами тепловой машины, в частности турбомашины или газовой турбины, включающей в себя уплотнение, которое установлено в проходящей поперек зазора, пересекающей зазор выемке, уплотнение по меньшей мере частично состоит из сплава с эффектом запоминания формы таким образом, что при превышении заданной предельной температуры его уплотнительные свойства изменяются. Изобретение позволяет повысить эффективность и простоту изготовления системы уплотнения. 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с формированием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины. Рабочие лопатки снабжены на их концах внешними платформами рабочих лопаток. Внешние платформы рабочих лопаток содержат на их внешней поверхности ряд зубцов, проходящих параллельно друг другу в окружном направлении и размещенных один за другим в направлении течения потока газа. Зубцы подразделяются на первые и вторые зубцы. Вторые зубцы расположены ниже по потоку от первых зубцов. Первые зубцы расположены напротив проходящего вниз по потоку выступа соседних направляющих лопаток ступени турбины, а вторые зубцы находятся напротив соответствующих теплозащитных экранов статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Осевой компрессор (10) газотурбинного двигателя содержит корпус (12), который имеет внутреннюю стенку, образующую аэродинамическую базовую поверхность для канала для прохода газа, и в котором смонтировано рабочее колесо (14), имеющее радиальные лопатки (18). Кольцевое углубление образовано на внутренней стенке корпуса. Форма углубления в направлении от зоны, расположенной выше по потоку, к зоне, расположенной ниже по потоку, определяется тремя поверхностями, соответственно расположенной выше по потоку поверхностью, срединной поверхностью и расположенной ниже по потоку поверхностью, при этом указанные поверхности являются, по существу, коническими. Расположенная выше по потоку поверхность проходит в направлении вверх по потоку от передних кромок лопаток. Срединная поверхность, по существу, параллельна указанной аэродинамической базовой поверхности. Расположенная ниже по потоку поверхность проходит в направлении вниз по потоку, по меньшей мере, до задних кромок лопаток. Зона соединения между срединной и расположенной ниже по потоку поверхностями расположена на расстоянии от передних кромок лопаток (18), находящемся в диапазоне от 30% до 80% и предпочтительно в диапазоне от 50% до 65% от длины лопаток (18) в аксиальном направлении. Достигается уменьшение завихрений и повышение эффективности компрессора. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Настоящее изобретение предназначено для обеспечения перемещения крышки центробежного компрессора так, чтобы зазор между крышкой и лопастями колеса компрессора оставался постоянным и наименьшим. Для этого предлагается конструкция крепления в середине крышки, имеющей упругодеформируемую часть. Крышка имеет вогнутую оболочку с внутренней поверхностью, расположенной на расстоянии от компрессора, снабженного колесом, содержащим лопатки. Крепление имеет соединительный конец в середине оболочки и другой конец, закрепленный на кожухе турбомашины. Крепление содержит осесимметричную диафрагму в форме усеченного конуса, имеющего профиль рычага, соединенного с концом крепления к картеру с помощью соединения с двойным изгибом - с прямым и тупым углами. Расстояние между внутренней поверхностью оболочки и верхними краями лопаток удерживается постоянным при работе с регулировкой минимального зазора. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Уплотнительный узел для турбомашины содержит по меньшей мере одну дугообразную пластину, поджимающий элемент и по меньшей мере один сегмент уплотнительного кольца. Сегмент уплотнительного кольца содержит по меньшей мере один барьер, который ограничивает окружной поток текучей среды, проходящей вдоль сегмента уплотнительного кольца. При этом уплотнительный узел содержит дугообразные зубцы, расположенные между сегментом уплотнительного кольца и ротором. Зазоры по меньшей мере у двух дугообразных зубцов отличаются друг от друга. Достигается регулирование радиального зазора между зубцами и ротором. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх