Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина

Авторы патента:


Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина
Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина
Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина
Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина
Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина

 


Владельцы патента RU 2511935:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Уплотнительный элемент канала утечки между наружной площадкой турбинного сопла и удерживающим ее опорным кольцом включает лепестковое уплотнение и образующую ударные струи пластину. Опорное кольцо и наружная площадка включают поверхности, расположенные перпендикулярно оси соплового сегмента и образующие первую и вторую уплотняемые поверхности, соответственно. Уплотняемые поверхности находятся в одной плоскости и имеют между собой радиальный зазор. Лепестковое уплотнение закрывает зазор между уплотняемыми поверхностями. Образующая ударные струи пластина обеспечивает ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности наружной площадки и выполнена с возможностью ее жесткого крепления к турбинному соплу. Другое изобретение относится к сопловому устройству газовой турбины, содержащему опорное кольцо и сопловые сегменты, каждый из которых имеет наружную площадку, образующую сегмент наружной стенки канала течения горячего рабочего газа, по меньшей мере, одну направляющую лопатку, а также указанный выше уплотнительный элемент. Еще одно изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанное выше сопловое устройство. Группа изобретений позволяет упростить уплотнительный элемент газовой турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к сопловому устройству газовой турбины, к газовой турбине и к уплотнительному элементу для герметизации каналов утечки между радиальной наружной площадкой турбинного сопла и опорным кольцом, удерживающим указанную радиальную наружную площадку.

Газотурбинные двигатели типично включают компрессор для сжатия воздуха, камеру сгорания для смешения сжатого воздуха с топливом и зажигания смеси и систему лопаток турбины для выработки энергии. Совокупность лопаток турбины обычно содержит ряд венцов, между которыми сопловое устройство содержит ряд направляющих лопаток.

Сопловое устройство типично содержит внешнее опорное, или несущее, кольцо, внутреннее опорное, или несущее, кольцо, и ряд сопловых сегментов, каждый из которых типично содержит радиальную наружную площадку, радиальную внутреннюю площадку и по меньшей мере одну лопатку, идущую от радиальной наружной площадки к радиальной внутренней площадке. Сопловое устройство образует кольцевой путь движения для горячих и коррозийных рабочих газов из камеры сгорания.

Камеры сгорания часто работают при высоких температурах, которые могут превышать 1350°С. В типичных конструкциях камер сгорания совокупность лопаток турбины подвергается действию этих высоких температур. Как результат, лопатки турбины должны быть сделаны из материалов, способных выдерживать такие высокие температуры. Кроме того, лопатки турбины часто содержат системы охлаждения для увеличения срока службы этих лопаток и для снижения вероятности поломки в результате чрезмерно высоких температур.

Чтобы предохранить площадки сопловых сегментов, образующие стенки канала движения горячих коррозийных рабочих газов, от повреждений этими горячими рабочими газами, площадки охлаждают сжатым воздухом. Однако давление сжатого воздуха, используемого для охлаждения площадок, выше, чем давление рабочих газов, текущих ниже соплового устройства. Кроме того, охлаждающий воздух, используемый для охлаждения площадок, в частности их нижних по течению концов, будет выпускаться в канал течения горячих рабочих газов. Следовательно, необходимо до минимума снизить поток воздуха в канал течения, чтобы сохранить КПД турбины в целом. Чтобы ограничить поток сжатого воздуха в канал течения горячего рабочего газа, между радиальной наружной площадкой сопловых сегментов и наружным опорным кольцом предусмотрены уплотнения. Более того, уплотнения предусматриваются между радиальной внутренней площадкой сегментов сопла и внутренним опорным кольцом, в основном, чтобы предотвратить вход горячего рабочего газа в зазоры между площадкой и опорным кольцом. Примеры таких уплотнений описаны в документах US 2008/0101927A1, US 664144, US 6572331, US 6637753, US 6637751, US 2005/0244267A1, EP 1323890B1, EP 1323896B1, EP 1323898B1, US 6752331 и US 2003/012398A1.

Патент ЕР 1247942 описывает, кроме того, уплотнительный элемент для уплотнения щели утечки в газовом тракте между компонентами турбины. Этот уплотнительный элемент состоит из множества элементов, сделанных из листового металла с керамическим материалом. В документе US 2005/0095123A1 раскрывается сегментированное уплотнение между двумя соседними по длине элементами турбомашины.

В патенте US 4126405 раскрывается турбинное сопло, у которого между передней лопаткой к наружному рельсу и задним фланцем камеры сгорания размещается лепестковое уплотнение. Это лепестковое уплотнение удерживается на месте множеством штифтов, которыми оно крепится к наружному рельсу лопатки.

Документ WO 00/77348A1 описывает газовую турбину с противоточным воздуховодом между камерой сгорания и первой сопловой ступенью турбины. Внутренняя стенка противоточного воздуховода является цельнолитым продолжением оболочки сопла и покрыта разбрызгивающей лопаткой, которая позволяет ударно-струйное охлаждение стенки воздуховода. Между стенкой воздуховода и внутренней стенкой камеры сгорания имеется кромка уплотнения.

Известные уплотнительные устройства действительно нуждаются в сложных средствах крепления, чтобы установить их на сопловое устройство. Кроме того, общим для всех известных уплотнительных систем является то, что расходы на их разработку, сборку и производство являются довольно высокими из-за их сложности.

Принимая во внимание указанное состояние уровня техники, первой задачей настоящего изобретения является разработать выгодное сопловое устройство газовой турбины и выгодную газовую турбину. Второй задачей настоящего изобретения является предоставить выгодный уплотнительный элемент для применения в сопловом устройстве газовой турбины.

Первая задача достигается сопловым устройством газовой турбины по пункту 1, а также газовой турбиной по пункту 8 формулы изобретения. Вторая задача достигается уплотнительным элементом по пункту 9. Зависимые пункты содержат дальнейшие усовершенствования изобретения.

Кроме того, предусмотрен уплотнительный элемент для уплотнения канала утечки между радиальной наружной площадкой турбинного сопла и опорным кольцом для удержания указанной радиальной наружной площадки, причем опорное кольцо имеет поверхность, расположенную, по существу, перпендикулярно оси соплового сегмента, и радиальная наружная площадка имеет поверхность, расположенную, по существу, перпендикулярно оси соплового сегмента, причем поверхность опорного кольца образует первую уплотняемую поверхность, а поверхность площадки образует вторую уплотняемую поверхность, причем первая и вторая уплотняемые поверхности находятся в одной плоскости и имеют между собой радиальный зазор. Уплотнительный элемент включает лепестковое уплотнение, способное перекрывать зазор между первой и второй уплотняемыми поверхностями, и образующую ударные струи пластину, чтобы позволить ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности радиальной наружной площадки, причем образующая ударные струи пластина выполнена с возможностью ее прикрепления к турбинному соплу. Такой уплотнительный элемент подходит для образования предлагаемого изобретением соплового устройства газовой турбины и, следовательно, он может применяться с получением преимуществ, которые уже были описаны в связи с сопловым устройством по изобретению.

Как образующая ударные струи пластина, так и лепестковое уплотнение могут быть выполнены из листового металла и соединены по меньшей мере одним соединительным элементом. В этой связи лепестковое уплотнение и образующая ударные струи пластина могут быть выполнены как разные части одного и того же металлического листового элемента. В таком случае соединительный элемент может быть выполнен как по меньшей мере одна промежуточная гнутая часть указанного металлического листового элемента. Альтернативно образующая ударные струи пластина и лепестковое уплотнение могут быть сделаны из разных металлических пластин. Тогда соединительный элемент будет образован как по меньшей мере один шарнирный элемент, соединяющий металлические пластины, формирующие образующую ударные струи пластину и лепестковое уплотнение.

В частности, этот, по меньшей мере один, соединительный элемент может быть сделан из упругого листового металла, чтобы приобрести жесткость пружины, позволяющую поджать лепестковое уплотнение к первой и второй уплотняемым поверхностям.

Чтобы сделать возможной легкую сборку цилиндрической крышки для радиальных наружных поверхностей радиальных наружных площадок в газотурбинном сопле, часть образующей ударные струи пластины может представлять собой цилиндрическую часть цилиндрического барабана.

У предлагаемого изобретением соплового устройства газовой турбины осевое направление задает направление течения через него горячего рабочего газа, а радиальное направление содержит опорное кольцо и сопловые сегменты, каждый из которых имеет наружную площадку, образующую сегмент наружной стенки для тракта течения горячего рабочего газа, и по меньшей мере одну направляющую лопатку, идущую от наружной площадки радиально внутрь. Каждая наружная площадка соединена с опорным кольцом, имеющим поверхность, расположенную, по существу, перпендикулярно оси соплового сегмента. Кроме того, каждая наружная площадка имеет поверхность, расположенную, по существу, перпендикулярно оси соплового сегмента. Поверхность опорного кольца образует первую уплотняемую поверхность, а поверхность площадки образует вторую уплотняемую поверхность. Поверхность опорного кольца и поверхность площадки расположены в одной плоскости и имеют между собой радиальный зазор. Каждая наружная площадка имеет радиальную наружную поверхность с образующей ударные струи пластиной, чтобы позволить ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности. Предусмотрен уплотнительный элемент, который включает обращенное к оси лепестковое уплотнение, соединенное с образующей ударные струи пластиной, причем лепестковое уплотнение упирается в первую и вторую уплотняемую поверхности, перекрывая зазор.

Комбинацией лепесткового уплотнения с образующей ударные струи пластиной становится возможным несложно и недорого герметизировать возможный канал утечки воздуха между соплом и опорным кольцом. В частности, становится возможным скрепить лепестковое уплотнение с относящейся к образующей ударные струи пластиной частью уплотнения, для которой уже имеется подходящая крепежная структура. Таким образом, нет необходимости предусматривать особую и, возможно, сложную крепежную структуру для лепесткового уплотнения, герметизирующего указанный канал утечки.

Предпочтительно, лепестковое уплотнение поджимается пружиной к первой и второй уплотняемой поверхности, так что, с одной стороны, можно обеспечить хорошую герметизирующую способность, а с другой стороны, можно реализовать крепление посредством зажима.

Как образующая ударные струи пластина, так и лепестковое уплотнение могут быть сделаны из металлического листа и соединены по меньшей мере одним соединительным элементом. Это позволяет получить простую и легкую конструкцию. По меньшей мере этот соединительный элемент может быть сделан, в частности, из упругого листового металла, чтобы приобрести жесткость пружины, чтобы поджимать уплотняющую поверхность лепесткового уплотнения к первой и второй уплотняемым поверхностям. В особом варианте осуществления такой конструкции образующая ударные струи пластина и лепестковое уплотнение выполнены как разные части одного листового металлического компонента, а соединительный элемент выполнен как по меньшей мере одна промежуточная гнутая часть указанного листового металлического компонента. В альтернативном варианте осуществления образующая ударные струи пластина и лепестковое уплотнение сделаны из разных металлических пластин, а соединительный элемент образован из по меньшей мере одного шарнирного элемента, соединяющего металлические пластины, из которых сформирована образующая ударные струи пластина.

Образующая ударные струи пластина может образовывать цилиндрическую часть цилиндрической крышки вокруг радиальной наружной поверхности наружных площадок, что позволяет полностью накрыть радиальные наружные поверхности рядом индивидуальных уплотняющих систем/образующих ударные струи пластин.

Газовая турбина согласно изобретению содержит по меньшей мере одно предлагаемое изобретением сопловое устройство газовой турбины.

Следующие отличительные признаки, свойства и преимущества настоящего изобретения выявятся из следующего описания предпочтительных вариантов осуществления, приведенного в сочетании с приложенными чертежами.

Фигура 1 очень схематично показывает газотурбинный двигатель.

Фигура 2 показывает один пример входа газотурбинного двигателя.

Фигура 3 показывает сечение соплового устройства без уплотнительного элемента согласно изобретению.

Фигура 4 показывает сечение с фигуры 3 с уплотнительным элементом согласно изобретению.

Фигура 5 является видом в перспективе уплотнительного элемента согласно изобретению.

Фигура 1 очень схематично показывает газотурбинный двигатель 1, содержащий секцию компрессора 3, секцию камеры сгорания 5 и секцию турбины 7. Ротор 9 проходит через все секции и несет на себе: в секции компрессора 3 - венцы лопаток 11 компрессора, а в секции турбины 7 - венцы лопаток 13 турбины. Между соседними венцами лопаток 11 компрессора и между соседними венцами лопаток 13 турбин венцы направляющих лопаток 15 компрессора и направляющих лопаток 17 турбины, соответственно, простираются от корпуса 19 газотурбинного двигателя 1 радиально внутрь к ротору 9. Ротор 9 вращается вокруг своей оси вращения X.

При работе газотурбинного двигателя 1 забор воздуха происходит через воздухозаборник 21 секции компрессора 3. Воздух сжимается и проводится в секцию камеры сгорания 5 вращающимися лопатками 11 компрессора. В секции камеры сгорания 5 воздух смешивается с газообразным или жидким топливом, и смесь сжигается. Горячий и сжатый рабочий газ, образованный в результате сжигания топливно-воздушной смеси, подается в секцию турбины 7. На своем пути через секцию турбины 7 находящийся под давлением горячий газ переносит импульс на лопатки 13 турбины, одновременно расширяясь и охлаждаясь, тем самым приводя во вращение ротор 9, который приводит в работу компрессор и потребитель энергии, например генератор для производства электроэнергии или производственную установку. Венцы направляющих лопаток 17 турбины действуют как сопла для проведения находящегося под давлением горячего рабочего газа, чтобы оптимизировать перенос импульса на лопатки 13 турбины. Наконец, расширенный и охлажденный рабочий газ выходит из секции турбины 7 через выпускную трубу 23.

Вход в секцию турбины 7 более детально показан на фигуре 2. Фигура показывает первый венец лопаток 13 турбины и первый венец направляющих лопаток 17 турбины. Направляющие лопатки 17 турбины проходят между радиальными наружными площадками 25 и радиальными внутренними площадками 27, которые вместе с соседними компонентами 31, 33 турбины и площадками лопаток 13 турбины образуют стенки канала течения находящегося под давлением горячего рабочего газа. На фигуре показаны также осевое направление А и радиальное направление R венцов лопаток турбины. Рабочий газ течет по каналу течения в направлении, указанном на фигуре 2 стрелкой 35, т.е. по существу в осевом направлении А. Направляющие лопатки 17 турбины, которые вместе с наружной и внутренней площадками 25, 27, между которыми они находятся, образуют сопловые сегменты, удерживаются на месте наружным опорным кольцом и внутренним опорным кольцом, с которыми соединены наружные площадки 25 и внутренние площадки 27, соответственно. Наружное опорное кольцо, внутреннее опорное кольцо и сегменты сопла вместе образуют сопловое устройство турбины.

Отметим, что хотя каждая отдельная направляющая лопатка 17 в настоящем варианте осуществления образует, вместе с наружной площадкой 25 и внутренней площадкой 27, сопловой сегмент, возможны другие формы сопловых сегментов. В типичном альтернативном сопловом сегменте наружная площадка и внутренняя площадка могут простираться по более крупному кольцевому сегменту, чем в показанном на фигуре варианте осуществления, так что между ними может быть расположено несколько направляющих лопаток, например две или три направляющих лопатки. Однако предпочтительны площадки, простирающиеся по кольцевому сегменту меньшего размера и включающие между собой всего одну направляющую лопатку, так как тепловое расширение при работе газовой турбины ведет к меньшему внутреннему напряжению, чем в случае площадок, проходящих по большему кольцевому сегменту. Кроме того, в любом случае опорное кольцо больше не нужно.

Фигура 3 показывает сечение соплового устройства без предлагаемого изобретением уплотнительного элемента 71, чтобы показать канал утечки из емкости 47 сжатого воздуха в канал, образованный сопловым устройством, который находится между опорным кольцом 37 и радиальной наружной площадкой 25.

Наружное опорное кольцо 37 имеет участок 41 с выступом 45, выходящим радиально внутрь от участка 41 кольца к наружной площадке 25. Наружная площадка 25 содержит рельс 29, который выступает радиально наружу от наружной площадки 25 к кольцевой секции 41 несущего кольца 37. Между кольцевой секцией 41 и выступом 45 образуется плечо 46, длина 1 которого по существу соответствует толщине d рельса 29 на наружной площадке 25. Выступ 45 от кольцевой секции 41 и рельса 29 служит для фиксации радиальной наружной площадки 25 к опорному кольцу 37, например, с помощью болтов или винтов, простирающихся через выступ 41 и рельс 29, как известно из уровня техники.

Когда наружная площадка 25 скрепляется с опорным кольцом 37, между плечом 46 кольцевой секции 37 и рельсом 29 остается зазор 67. Кроме того, просвет 63 остается между рельсом 29 и выступом 45, чтобы позволить их движение относительно друг друга из-за разных коэффициентов теплового расширения. Кроме того, емкость 47 воздушного компрессора, которая соединена по потоку с выходом компрессора, подает сжатый воздух в один или более внутренних проходов направляющей лопатки 17 для ее охлаждения. Кроме того, сжатый воздух используется для ударно-струйного охлаждения наружной площадки 25 (более точно, радиальной наружной поверхности 26 наружной площадки 25) благодаря использованию образующей ударные струи пластины (на фигуре 3 не показана), которая установлена выше по потоку радиальной наружной поверхности 26 наружной площадки 25. В этой конфигурации просвет 63 и зазор 67 образуют канал утечки, через который сжатый воздух может течь в направлении стрелки 65 из емкости 47 воздушного компрессора в тракт течения сопла.

Выше по потоку в направлении течения через сопло может иметься соседний компонент 31 турбины. Однако, как показано на фигуре 3, канал утечки все еще остается, так как между радиальной наружной площадкой 25 и соседним турбинным компонентом 31 также будет иметься зазор 34, учитывающий разное температурное расширение. Следовательно, из-за присутствия соседнего турбинного компонента 31 канал утечки может только быть расширен, но не закрыт.

Фигура 4 показывает сечение предлагаемого изобретением соплового устройства, показанного на фигуре 3, с уплотнительным элементом 71 согласно изобретению.

Рельс 29 наружной площадки 25 имеет поверхность 43, обращенную в осевом направлении А сегмента сопла (как указано на фигуре 3). Аналогично, плечо 46 кольцевой секции 41 опорного кольца 37 имеет поверхность 49 (смотри фигуру 3), также в осевом направлении А сегмента сопла. Поверхность 49 опорного кольца 49 и поверхность 43 площадки образуют первую и вторую уплотняемые поверхности, соответственно. Эти первая и вторая уплотняемые поверхности 43, 49 лежат в одной плоскости В. Плоскость В может быть плоскостью, перпендикулярной оси А.

Уплотнительный элемент 70 по настоящему изобретению показан на фигуре 5 в виде в перспективе. Он содержит лепестковое уплотнение 71 и образующую ударные струи пластину 75, упомянутую выше. Отметим, что образующие ударную струю отверстия, которые имеются в пластине 75, на фигуре не показаны. И образующая ударные струи пластина 75, и лепестковое уплотнение 71 сделаны из листового металла и соединены друг с другом по меньшей мере одним соединительным элементом, который в настоящем варианте осуществления состоит из двух шарнирных секций 73, сделанных из упругого гнутого металлического листа. Так как шарнирная секция 73 является упругой, возможно поджимается лепестковое уплотнение 71 к уплотняемым поверхностям 43, 49. Следует отметить, что толщина, ширина и число шарнирных секций 73 может выбираться так, чтобы установить желаемую жесткость пружины и снизить тепловые напряжения на лепестковое уплотнение 71 и образующую ударные струи пластину 75.

Соединение лепесткового уплотнения 71 и образующей ударные струи пластины 75 шарнирными секциями 73, чтобы образовать уплотнительный элемент 70, может быть получено, если сделать лепестковое уплотнение 71, образующую ударные струи пластину 75 и шарниры из одного куска металлического листа, подходящим образом вырезая и сгибая этот кусок листового металла. Сделать лепестковое уплотнение 71, образующую ударные струи пластину 75 и шарнирные секции 73 из металлического листа можно, например, известным способом прессования.

Альтернативно, соединение лепесткового уплотнения 71 и образующей ударные струи пластины 75 шарнирными секциями 73, чтобы получить уплотнительный элемент 70, можно осуществить, если сделать по меньшей мере два из лепесткового уплотнения 71, образующей ударные струи пластины 75 и шарнирных секций 73 из разных кусков металла и соединить их позднее, чтобы получить уплотнительный элемент 70. Соединение разных металлических деталей может быть произведено различными средствами, как, например, сварка, пайка, свинчивание, клепка и т.д.

Секция образующей ударные струи пластины 75 уплотнительного элемента 70 образована как сегмент цилиндрического барабана. Таким образом, его можно установить так, чтобы он окружал и закрывал наружную поверхность наружных площадок 25 соплового устройства.

В случае уплотнительного элемента 70 согласно изобретению, находящийся под давлением сжатый воздух в емкости 47 придавливает лепестковое уплотнение 71 к уплотняемым поверхностям 43, 49, обеспечивая герметичное уплотнение, даже если лепестковое уплотнение 71 не поджимается к уплотняемым поверхностям 43, 49. Таким образом, расход свежего воздуха снижается, и газовая турбина способна работать с более высокой эффективностью.

1. Уплотнительный элемент (70) для уплотнения канала утечки между радиальной наружной площадкой (25) турбинного сопла и опорным кольцом (37), удерживающим указанную радиальную наружную площадку (25), причем опорное кольцо (37) имеет поверхность (49), расположенную, по существу, перпендикулярно оси А соплового сегмента, а радиальная наружная площадка (25) имеет поверхность (43), расположенную, по существу, перпендикулярно оси А соплового сегмента, причем поверхность (49) опорного кольца образует первую уплотняемую поверхность (49), а поверхность (43) площадки образует вторую уплотняемую поверхность (43), причем первая и вторая уплотняемые поверхности (43, 49) находятся в одной плоскости (В) и имеют между собой радиальный зазор (67), причем уплотнительный элемент включает лепестковое уплотнение (71), способное закрывать зазор между первой и второй уплотняемыми поверхностями (43, 49), и образующую ударные струи пластину (75), позволяющую ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности (26) радиальной наружной площадки (25), причем образующая ударные струи пластина (75) выполнена с возможностью ее жесткого крепления к турбинному соплу.

2. Уплотнительный элемент (70) по п.1, причем образующая ударные струи пластина (75) и лепестковое уплотнение (71) выполнены из листового металла и соединены по меньшей мере одним соединительным элементом (73).

3. Уплотнительный элемент (70) по п.1, причем лепестковое уплотнение (71) и образующая ударные струи пластина (75) выполнены как разные части одного листового металлического элемента, а соединительный элемент (73) выполнен как по меньшей мере одна промежуточная гнутая часть указанного листового металлического элемента.

4. Уплотнительный элемент (70) по п.2, причем лепестковое уплотнение (71) и образующая ударные струи пластина (75) выполнены как разные части одного листового металлического элемента, а соединительный элемент (73) выполнен как по меньшей мере одна промежуточная гнутая часть указанного листового металлического элемента.

5. Уплотнительный элемент (70) по п.1, причем образующая ударные струи пластина (75) и лепестковое уплотнение (71) выполнены из разных металлических пластин, а соединительный элемент выполнен как по меньшей мере один шарнирный элемент (73), соединяющий металлические пластины, формирующие образующую ударные струи пластину (75) и лепестковое уплотнение (71).

6. Уплотнительный элемент (70) по п.2, причем образующая ударные струи пластина (75) и лепестковое уплотнение (71) выполнены из разных металлических пластин, а соединительный элемент выполнен как по меньшей мере один шарнирный элемент (73), соединяющий металлические пластины, формирующие образующую ударные струи пластину (75) и лепестковое уплотнение (71).

7. Уплотнительный элемент (70) по любому из пп.2-6, причем по меньшей мере соединительный элемент (73) сделан из упругого листового металла, чтобы приобрести жесткость пружины для поджатия лепесткового уплотнения (71).

8. Уплотнительный элемент (70) по любому из пп.1-6, причем образующая ударные струи пластина (75) образует цилиндрическую часть цилиндрического барабана.

9. Уплотнительный элемент (70) по п.7, причем образующая ударные струи пластина (75) образует цилиндрическую часть цилиндрического барабана.

10. Сопловое устройство газовой турбины, имеющее осевое направление (А), задающее направление течения через него горячего рабочего газа, и радиальное направление (R), причем сопловое устройство содержит опорное кольцо (37) и сопловые сегменты, каждый из которых имеет наружную площадку (25), образующую сегмент наружной стенки канала течения горячего рабочего газа, и по меньшей мере одну направляющую лопатку (17), идущую от наружной площадки радиально внутрь, причем
- каждая наружная площадка (25) соединена с опорным кольцом (37);
- опорное кольцо (37) имеет поверхность (49), расположенную, по существу, перпендикулярно оси А соплового сегмента; и
- каждая наружная площадка (25) имеет поверхность (43), расположенную, по существу, перпендикулярно оси А соплового сегмента;
причем
- поверхность (49) опорного кольца образует первую уплотняемую поверхность (49), а поверхность (43) площадки образует вторую уплотняемую поверхность (43), причем поверхность (49) опорного кольца и поверхность (43) площадки находятся в одной плоскости (В) и имеют между собой радиальный зазор (67);
- имеется уплотнительный элемент (70) по любому из пп.1-6;
причем
- каждая наружная площадка (25) имеет радиальную наружную поверхность, к которой крепится образующая ударные струи пластина (75) уплотнительного элемента (70), позволяющая ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности; и
- лепестковое уплотнение (71) уплотнительного элемента (70) упирается в первую и вторую уплотняемые поверхности (43, 49), перекрывая зазор (67).

11. Сопловое устройство газовой турбины по п.10, причем лепестковое уплотнение (71) поджимается пружиной к первой и второй уплотняемым поверхностям (43, 49).

12. Сопловое устройство газовой турбины по п.11, отличающееся тем, что по меньшей мере соединительный элемент (73) сделан из упругого листового металла, чтобы придать жесткость пружины для поджатия лепесткового уплотнения (71) к первой и второй уплотняемым поверхностям (43, 49).

13. Сопловое устройство газовой турбины по любому из пп.10-12, отличающееся тем, что образующая ударные струи пластина (75) образует цилиндрическую часть цилиндрической крышки вокруг радиальных наружных поверхностей (26) наружных площадок (25).

14. Газовая турбина, содержащая по меньшей мере одно сопловое устройство газовой турбины по любому из пп.10-13.



 

Похожие патенты:

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата.

Подвижный уплотнительный элемент с масляным охлаждением для вращающегося уплотнения между корпусом двигателя и валом установлен с возможностью вращения в корпусе двигателя.

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом.

Изобретение относится к уплотнителю, предназначенному для расположения между турбореактивным двигателем и гондолой воздушного судна. .

Изобретение относится к уплотнительной технике, в частности, для обеспечения непроницаемости зазора между ротором и статором. .

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к отводимым уплотнениям для таких машин вращения, как паровые турбины, газовые турбины, авиационные двигатели и компрессоры. .
Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для герметизации монтажных зазоров между статорными частями конструкции, устанавливаемыми в корпусе турбины.

Объектом настоящего изобретения является уплотнительная прокладка промежуточной площадки между двумя смежными лопатками в роторе турбомашины удлиненной формы с входным концом и выходным концом, содержащая поперечно в направлении ширины контактную часть, крепежную часть и гибкую часть между крепежной частью и контактной частью.

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.

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.

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к армированным элементам для уплотнения зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

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

Изобретение относится к машиностроению, а именно к изготовлению уплотнений зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций.

Изобретение относится к узлу диффузор-направляющий аппарат, предназначенному для питания воздухом кольцевой камеры сгорания в турбомашине, такой как турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета.

Изобретение относится к роторной лопатке и к роторному диску для газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к уплотнениям масляных полостей газотурбинных двигателей и энергетических установок. Техническим результатом является повышение ресурса графитового уплотнения за счет проскальзывания в зоне контакта графитовых колец относительно контактных колец и втулки. Радиально-торцевое контактное уплотнение опоры турбомашины содержит два упругих графитовых кольца с поперечными разрезами, установленных на роторе турбомашины, контактные кольца, торцевые поверхности которых выполнены контактирующими с торцевыми поверхностями упомянутых упругих графитовых колец, и втулку. Уплотнение содержит третье упругое графитовое кольцо с поперечным разрезом, расположенное между упомянутыми упругими графитовыми кольцами, установленное на роторе турбомашины, наружная поверхность которого выполнена контактирующей с внутренней поверхностью втулки, при этом контактирующие поверхности третьего упругого графитового кольца и упомянутых контактных колец выполнены коническими. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх