Статор турбомашины


 


Владельцы патента RU 2519677:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо. Разрезное кольцо зафиксировано кольцевым радиальным ребром в осевом направлении между передним и задним по потоку газа радиальными ребрами фланцевого соединения корпусов статора. В радиальном направлении разрезное кольцо зафиксировано кольцевым осевым ребром, направленным против потока газа и размещенным в кольцевой канавке передней обечайки, а в окружном направлении - осевыми выступами на конической стенке относительно передней по потоку газа сопловой лопатки. Торцевой поверхностью конической стенки кольца зафиксированы передние сопловые лопатки в осевом направлении. С внутренней стороны от заднего по потоку газа корпуса расположен задний кольцевой выступ разрезного кольца, на внутренней стороне которого установлены уплотняющие элементы лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбомашины. 1 ил.

 

Изобретение относится к статорам турбомашин газотурбинных двигателей.

Известен статор турбомашины, содержащий наружный корпус с радиальными ребрами, на которых размещены наружные полки сопловых лопаток и разрезные кольца, (патент RU №2151886, МПК F01D 5/02, 1998 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за возможности раскрытия стыков наружных корпусов статора фрагментами рабочих и сопловых лопаток в случае поломки турбины.

Наиболее близким к заявляемому является статор турбомашины с фланцевым соединением корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, стык фланцев в котором со стороны рабочей лопатки закрыт осевым цилиндрическим ребром, соединенным с передним по потоку газа радиальным ребром фланцевого соединения, (патент RU №2451793, МПК F01D 21/04).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность при увеличенной длине и массе рабочих лопаток, в результате воздействия которых на стык фланцевое соединение может раскрыться, а фрагменты лопаток - выйти за пределы наружных корпусов турбомашины.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбомашины путем обеспечения нераскрытия стыка фланцевого соединения наружных корпусов статора при воздействии на стык повышенных ударных нагрузок от фрагментов лопаток.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре турбомашины, включающем фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, согласно изобретению в стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо, зафиксированное кольцевым радиальным ребром в осевом направлении между передним и задним по потоку газа радиальными ребрами фланцевого соединения корпусов статора, при этом в радиальном направлении разрезное кольцо зафиксировано кольцевым осевым ребром, направленным против потока газа и размещенным в кольцевой канавке передней обечайки, а в окружном направлении - осевыми выступами на конической стенке относительно передней по потоку газа сопловой лопатки, причем торцевой поверхностью конической стенки кольца зафиксированы передние сопловые лопатки в осевом направлении, при этом с внутренней стороны от заднего по потоку газа корпуса расположен задний кольцевой выступ разрезного кольца, на внутренней стороне выступа установлены уплотняющие элементы лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки.

Установка в стыке фланцевого соединения корпусов, со стороны проточной части, дополнительного состоящего из секторов разрезного кольца, зафиксированного кольцевым радиальным ребром в осевом направлении между передним и задним по потоку газа радиальными ребрами фланцевого соединения, позволяет обеспечить надежную фиксацию разрезного кольца в осевом направлении и дополнительную защиту стыка фланцевого соединения от фрагментов лопаток в случае их разрушения.

Фиксация разрезного кольца в радиальном направлении направленным против потока газа кольцевым осевым ребром, размещенным в кольцевой канавке передней обечайки, позволяет обеспечить необходимый радиальный зазор в лабиринтном уплотнении по верхней полке рабочей лопатки, а также обеспечивает дополнительную защиту стыка фланцевого соединения от проникновения в него фрагментов лопаток в случае поломки турбомашины.

Фиксация разрезного кольца в окружном направлении относительно передней по потоку газа сопловой лопатки осевыми выступами, расположенными на конической стенке разрезного кольца, исключает поворот разрезного кольца в случае задевания уплотнительных гребешков верхней полки рабочей лопатки об уплотнительные элементы, расположенные на разрезном кольце.

Фиксация торцевой поверхностью конической стенки кольца передних сопловых лопаток в осевом направлении повышает ремонтопригодность статора турбомашины, так как замена сопловых лопаток производится путем расстыковки корпусов статора по фланцам и демонтажа разрезного кольца.

Выполнение разрезного кольца с задним по потоку кольцевым выступом, расположенным с внутренней стороны от заднего по потоку газа корпуса статора с размещением на внутренней стороне заднего кольцевого выступа уплотняющих элементов лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки, способствует снижению температуры заднего корпуса статора и повышению экономичности турбомашины.

На чертеже показан продольный разрез статора турбомашины.

Статор 1 турбомашины состоит из переднего корпуса 2 по потоку газа 3 в проточной части 4 и заднего по потоку корпуса 5, каждый из которых состоит из переднего 6 и заднего 7 кольцевых радиальных ребер и присоединенных к ним передней 8 и задней 9 обечаек. Ребро 6 корпуса 2 и ребро 7 корпуса 5 совместно с болтовым соединением 10 образуют фланцевое соединение 11 со стыком 12 по радиальной поверхности 13.

В стыке 12 фланцевого соединения 11 установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо 14, кольцевым радиальным ребром 15 зафиксированное в осевом направлении передним 6 и задним 7 кольцевыми радиальными ребрами статора 1. Кольцо 14 выполнено с направленной против потока газа 3 конической стенкой 16, на которой выполнены осевые выступы 17, с помощью которых кольцо 14 фиксируется в окружном направлении относительно передних по потоку 3 сопловых лопаток 18, которые в свою очередь фиксируются в окружном направлении своими радиальными выступами 19 относительно осевых выступов 20 переднего корпуса 2. В радиальном направлении кольцо 14 зафиксировано направленным против потока 3 кольцевым осевым ребром 21, размещенным в кольцевой канавке 22 передней обечайки 8 корпуса 2.

Торцевой поверхностью 23 конической стенки 16 кольцо 14 фиксирует передние сопловые лопатки 18 в осевом направлении.

Кольцо 14 выполнено также с задним по потоку осевым кольцевым выступом 24, расположенным с внутренней стороны от заднего корпуса 5, причем со стороны проточной части 4 на выступе 24 размещены сопловые уплотняющие элементы 25 лабиринтного уплотнения 26 по гребешкам 27 верхней полки 28 рабочей лопатки 29 турбомашины.

Работает данное устройство следующим образом.

В случае возникновения нештатной ситуации в работе статора 1 турбомашины и разрушения рабочей лопатки 29, фрагменты ее отражаются конической стенкой 16 и осевым кольцевым выступом 24 разрезного кольца 14, предохраняя таким образом стык 12 фланцевого соединения 11 от попадания в него фрагментов лопатки и обеспечивая локализацию разрушения.

Статор турбомашины, включающий фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек, отличающийся тем, что в стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо, зафиксированное кольцевым радиальным ребром в осевом направлении между передним и задним по потоку газа радиальными ребрами фланцевого соединения корпусов статора, при этом в радиальном направлении разрезное кольцо зафиксировано кольцевым осевым ребром, направленным против потока газа и размещенным в кольцевой канавке передней обечайки, а в окружном направлении - осевыми выступами на конической стенке относительно передней по потоку газа сопловой лопатки, причем торцевой поверхностью конической стенки кольца зафиксированы передние сопловые лопатки в осевом направлении, при этом с внутренней стороны от заднего по потоку газа корпуса расположен задний кольцевой выступ разрезного кольца, на внутренней стороне выступа установлены уплотняющие элементы лабиринтного уплотнения по верхней полке рабочей лопатки.



 

Похожие патенты:

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.

Радиальный кольцевой фланец элемента ротора или статора турбины газотурбинного двигателя содержит на внутренней периферийной части или на наружной периферийной части, соответственно, чередующиеся выпуклые части и части с углублениями, содержащие донные зоны.

Корпус (5) для ротора турбокомпрессора, в частности для вентилятора турбореактивного двигателя. Корпус содержит периферийный бандаж (6), формирующий кольцевой зажим вокруг корпуса.

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.

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.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано при проектировании и модернизации конструкций теплофикационных паровых турбин.

Установочное устройство содержит становочный штифт, имеющий первый и второй концы, наружный корпус осевого компрессора газотурбинного двигателя и зажимную пластину для прижимания первого конца установочного штифта к первой стороне наружного корпуса.

Центробежный компрессор газотурбинного двигателя содержит крышку (100), корпус (30) и рабочее колесо (20). Крышка (100) включает в себя передний по потоку конец (40a) и задний по потоку конец (100b).

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.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано при проектировании и модернизации конструкций теплофикационных паровых турбин, что позволяет повысить экономичность турбины за счет снижения протечек через закрытые регулирующие диафрагмы в процессе длительной эксплуатации на теплофикационных режимах, а также снизить эрозионный износ рабочих лопаток на режимах с влажным паром перед регулирующими диафрагмами.

Воздушный стартер для турбодвигателя содержит передний корпус (12), задний корпус (14), кольцевой тракт (32) потока выходящих газов и цилиндрическую выпускную решетку (44) тракта (32) потока выходящих газов.

Импеллер компрессорной ступени газотурбинной установки для использования внутри защитной конструкции содержит ступицу, лопасть и охватывающее ступицу кольцо. Ступица имеет шейку для восприятия вращающего усилия.

Устройство разъединения опоры (7) подшипника в газотурбинном двигателе. Опора (7) подшипника содержит переднюю часть (1) и заднюю часть (2), содержащие соответственно множество передних отверстий (10) и задних отверстий (20), через которые проходят предохранительные винты (3).

Изобретение относится к области машиностроения, а точнее касается способа защиты корпуса лопаточных машин и корпуса защищенного от пробиваемости при обрыве лопаток лопаточных машин.

Изобретение относится к турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к области авиационного машиностроения и может быть использовано при проектировании, изготовлении и эксплуатации авиационных двигателей. .

Изобретение относится к области турбомашин, в частности турбореактивных двигателей с вентилятором, прикрепленным к приводному валу, опирающемуся, по меньшей мере, на первый подшипник.

Изобретение относится к устройствам и системам защиты турбокомпрессора от осевого сдвига. Технический результат изобретения - повышение быстродействия и предупреждение аварийных ситуаций на ранних стадиях с целью минимизации последствий аварии. Для этого устройство защиты турбокомпрессора от осевого сдвига содержит блок управления синхронным двигателем, датчик тока, выполненный на базе установленных в питающую цепь статора двигателя измерительных трансформаторов тока по одному на каждую фазу, первый ключ, блок задания уставки, второй блок сравнения, блок снятия значения, блок памяти, блок регистрации, третий ключ, первый блок сравнения, блок индикации, блок задания величины скачка, блок контроля работы механизма, второй ключ, блок задержки. 2 ил.
Наверх