Турбина низкого давления

Авторы патента:

Сычев Владимир Константинович (RU)

Язев Владимир Михайлович (RU)

Кузнецов Валерий Алексеевич (RU)

F01D11/08 - для уплотнения зазора между концами лопаток ротора и статором (специально оформленные для этой цели концы лопаток F01D 5/20)

Владельцы патента RU 2519656:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

Изобретение относится к турбинам низкого давления газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известна турбина низкого давления, корпус статора которой выполнен с направленными к центру радиальными ребрами, на которых установлены сопловые лопатки и сектора разрезных колец (патент RU №2151886, F01D 11/24, 25/14, 2000 г.).

Недостатком известной конструкции является повышенный вес.

Наиболее близкой к заявляемой является турбина низкого давления, с внешней стороны от верхней полки рабочей лопатки в которой на корпусе установлено секторное разрезное кольцо, зафиксированное в окружном направлении радиальными штифтами (патент US №7407368, F01D 11/08, 2008 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является увеличенный вес из-за увеличенной толщины разрезного кольца и низкая надежность из-за концентрации напряжений, создаваемых отверстиями под радиальные штифты.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности турбины путем исключения перегрева наружного корпуса за счет фиксации разрезного кольца в окружном направлении, а также в снижении веса турбины за счет выполнения центральной части кольца однослойной.

Указанный технический результат достигается тем, что в турбине низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем 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, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса.

Выполнение разрезного кольца из листового материала одинаковой толщины с двухслойными передним и задним по потоку газа хвостовиками и с центральной частью кольца с сотовой вставкой, выполненной однослойной, позволяет снизить стоимость изготовления разрезного кольца, а также снизить вес кольца.

Выполнение переднего хвостовика кольца с направленным к оси турбины ребром, размещенным в пазу промежуточного кольца, расположенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса, позволяет обеспечить фиксацию разрезного кольца в окружном направлении в случае задевания уплотнительных гребешков верхней полки рабочей лопатки об сотовую вставку разрезного кольца, что исключает перегрев наружного корпуса турбины от сил трения и повышает надежность турбины, а также промежуточное кольцо фиксирует сопловую лопатку в осевом положении, что исключает осевое перемещение сопловой лопатки под действием газовых сил при работе турбины, а также снижает трудоемкость сборки и ремонта соплового аппарата турбины за счет облегчения монтажа и демонтажа сопловых лопаток.

На фиг.1 - изображен продольный разрез турбины низкого давления газотурбинного двигателя.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.3 - вид А на фиг.2.

На фиг.4 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

Турбина низкого давления 1 состоит из наружного корпуса 2, с внутренней стороны которого установлено разрезное секторное кольцо 3 с сотовой вставкой 4, расположенной со стороны верхней полки 5 рабочей лопатки 6. Разрезное кольцо 3 выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем передний 7 по потоку 8 газа и задний 9 хвостовики кольца 3 выполнены двухслойными, а центральная часть 10 с внешней стороны от сотовой вставки 4 выполнена однослойной.

Передний хвостовик 7 кольца 3 выполнен с направленным к оси 11 турбины ребром 12, полученным путем пластической деформации части 13 ближнего к оси 11 слоя 14 листового материала, причем ребро 12 установлено в пазу 15 промежуточного кольца 16, размещенного между передним 17 и задним 18 по потоку газа 8 радиальными фланцами корпуса 2, соединенными между собой болтовым соединением 19. Промежуточное кольцо 16 хвостовиком 20 фиксирует в осевом положении переднюю по потоку 8 газа сопловую лопатку 21 турбины 1.

Работает устройство следующим образом.

При работе турбины 1 низкого давления разрезное секторное кольцо 3, имеющее минимальный вес, надежно зафиксировано в окружном направлении промежуточным кольцом 16. В случае возникновения нештатной ситуации и обрыва рабочей лопатки 6 стык фланцев 17 и 18 корпуса 2 надежно защищен промежуточным кольцом 16, что обеспечивает локализацию поломки турбины 1.

Турбина низкого давления, с внутренней стороны корпуса в которой установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины, отличающаяся тем, что разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины, причем 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, которое установлено в пазу промежуточного кольца, размещенного между передним и задним по потоку газа радиальными фланцами корпуса.

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.

Орган блокировки для устройства крепления секторов кольца на корпусе турбомашины летательного аппарата, устройство крепления секторов кольца, турбина турбомашины и турбомашина летательного аппарата // 2511821

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.

Устройство для уплотнения радиального зазора между ротором и статором турбины // 2511818

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.

Надбандажное лабиринтное уплотнение для паровой турбины // 2509896

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

Способ уплотнения газового тракта турбины и способ изготовления уплотнительного элемента // 2508451

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

Способ изготовления армированного прирабатываемого уплотнения турбомашины // 2507033

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 для уплотнения пространства между вращающимся элементом и неподвижным элементом (варианты) // 2501955

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.

Лабиринтное надбандажное уплотнение для паровой турбины // 2499144

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 // 2499143

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

Составной сегмент прирабатываемого уплотнения турбины // 2498879

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

Сборка обоймы турбины // 2522264

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.

Газовая турбина, содержащая тепловую защиту, и способ управления // 2537113

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.

Система уплотнения для тепловой машины // 2545117

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 // 2547542

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.

Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия // 2568355

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.

Способ крепления крышки центробежного компрессора турбомашины, крышка компрессора и узел компрессора, снабженный такой крышкой // 2570310

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 и способ его изготовления // 2581534

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.

Уплотнительный узел и ротационная машина // 2607195

Уплотнительный узел применяется в ротационной машине. Ротационная машина содержит корпус статора, имеющий радиально внутреннюю поверхность, ограничивающую полость внутри указанного корпуса, и ротор, расположенный в указанной полости и отстоящий во внутреннем направлении от внутренней поверхности статора. Уплотнительный узел содержит опорное кольцо, соединенное с корпусом статора, и пластинчатые элементы, соединенные с опорным кольцом и расположенные в окружном направлении вокруг ротора. Элемент противодействия проходит внутрь от опорного кольца в направлении наружной поверхности ротора. Указанный элемент противодействия соединен с опорным кольцом и проходит через каждый из указанных пластинчатых элементов. По меньшей мере, одна площадка ротора проходит в окружном направлении на наружной поверхности ротора. Каждый пластинчатый элемент расположен смежно, по меньшей мере, с одной площадкой ротора. Технический результат изобретения – повышение эффективности уплотнительного узла и срока службы турбины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Центростремительная турбина // 2612309

Изобретение относится к энергетическому, транспортному и авиационному двигателестроению и может быть использовано в технических объектах, где в качестве источника энергии целесообразно использовать высокотемпературную высокооборотную центростремительную турбину с небольшим объемным расходом рабочего тела. Предлагается центростремительная турбина, содержащая корпус, радиально-осевое рабочее колесо турбины, снабженное лопаточным аппаратом. На корпусе центростремительной турбины на выходе рабочего тела из лопаточного аппарата радиально-осевого рабочего колеса выполнен кольцевой выступ, перекрывающий зазор между корпусом и лопатками рабочего колеса. Расстояние между выходной кромкой лопаточного аппарата и выступом на корпусе центростремительной турбины не превышает величину зазора между периферией лопаточного аппарата и корпусом центростремительной турбины. Со стороны выхода рабочего тела кольцевой выступ может быть выполнен с плоской поверхностью, расположенной по нормали к набегающему потоку рабочего тела. Технический результат предлагаемого изобретения заключается в снижении утечек рабочего тела через зазор между лопатками рабочего колеса и корпусом и, следовательно, к повышению КПД турбины. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Уплотнение, уплотнение турбинного двигателя и способ изготовления уплотнения // 2615088

Группа изобретений относится к уплотнению, уплотнению турбинного двигателя и способу изготовления уплотнения. Материал основы уплотнения имеет первый участок с первой степенью истираемости и второй участок со второй степенью истираемости, причем первый участок имеет меньшую степень истираемости, чем второй участок, и включает упрочняющее покрытие. Технический результат изобретений – повышение срока службы уплотнения и кпд двигателя. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.