Газотурбинный двигатель

Авторы патента:


Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2521528:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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

 

Данное изобретение относится к газотурбинному двигателю.

В частности, изобретение относится к газотурбинному двигателю, включающему лопатку статора для направлении горячих газов сжигания на роторные лопатки, при этом лопатка статора включает платформу, расположенную на стороне лопатки радиально внутри/снаружи относительно оси вращения двигателя, при этом платформа имеет часть задней кромки относительно потока горячих газов сгорания после лопатки статора.

Часть такого известного двигателя показана на фиг.1-3. Этот известный двигатель раскрыт в US-A-5 252 026. На фиг.1 показан продольный разрез этой части. На фиг.2 показан разрез по линии II-II на фиг.1. На фиг.3 показан разрез по линии III-III на фиг.2. Часть содержит лопатку 1 статора, имеющую радиально внутреннюю и наружную платформы 3 и 5, лопатки 7 ротора, диск 9 ротора, на котором закреплены лопатки 7 ротора, и опорную и охлаждающую систему 11.

Задняя кромка 13 радиально внутренней платформы 3 охлаждается воздухом, подаваемым к кромке через проход между соседними частями 15, 17 опорной и охлаждающей системы 11. Эта подача обозначена на фиг.1 стрелками 19. Вращение ротора газотурбинного двигателя вызывает прохождение подаваемого воздуха по окружности в зону 21 непосредственно радиально внутри задней кромки 13. Это окружное прохождение обозначено стрелками 23 на фиг.2 и 3. При прохождении воздуха по окружности он охлаждает заднюю кромку 13. Затем воздух проходит через проходящий по окружности зазор 25 для соединения с горячими газами сгорания двигателя. Турбулизаторы в виде прямоугольных полос 27 расположены на обращенной радиально внутрь стороне кромки 13 для увеличения переноса тепла с кромки.

Указанное охлаждение в известном двигателе имеет определенные недостатки. Охлаждающий воздух подается мимо имеющих высокую температуру вращающихся частей двигателя, нагревается как за счет температуры этих частей, так и трения с этими частями, и поэтому менее эффективен, когда он приходит для охлаждения задней кромки 13. Форма области 21, в комбинации с природой проходящего через нее потока, способствует образованию зон внутри области, где поток относительно неподвижен, что ухудшает охлаждение. Если разница давления между областью 21 и путем прохождения горячих газов сгорания двигателя относительно высока, то охлаждающий воздух выходит из области 21 через проходящий по окружности зазор 25 относительно быстро, без прохождения длительное время по окружности в области 21 для охлаждения задней кромки 13.

Согласно данному изобретению предлагается газотурбинный двигатель, включающий лопатку статора для направлении горячих газов сжигания на роторные лопатки, при этом лопатка статора включает платформу, расположенную на стороне лопатки радиально внутри/снаружи относительно оси вращения двигателя, при этом платформа имеет часть задней кромки относительно потока горячих газов сгорания после лопатки статора, при этом двигатель включает также опорную и охлаждающую систему для направления охлаждающей текучей среды на верхний по потоку конец обращенной радиально внутрь/наружу стороны части задней кромки платформы, при этом опорная и охлаждающая система также направляет охлаждающую текучую среду для прохождения по стороне в основном в осевом направлении к нижнему по потоку концу стороны, при этом охлаждающая текучая среда охлаждает часть задней кромки при прохождении по стороне, в котором в сторону включены турболизаторы для увеличения переноса тепла с части задней кромки при прохождении потока охлаждающей текучей среды по стороне, при этом обращенная радиально внутрь сторона включает несколько проходящих в осевом направлении стенных перегородок, которые разделяют сторону на несколько раздельных, проходящих в осевом направлении охлаждающих каналов, при этом турболизаторы, включенные в сторону, расположены в охлаждающих каналах.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что платформа расположена на стороне лопатки радиально внутри относительно оси вращения двигателя, и опорная и охлаждающая система направляет охлаждающую текучую среду к верхнему по потоку концу обращенной радиально внутрь стороны задней части кромки платформы.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что опорная и охлаждающая система включает несущее кольцо, и часть периферии несущего кольца лежит вблизи обращенной радиально внутрь стороны, при этом охлаждающая текучая среда протекает по стороне в основном в осевом направлении посредством прохождения через первую поверхность раздела между стороной и несущим кольцом.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что платформа включает проходящий радиально внутрь фланец на верхнем по потоку конце задней части кромки, и часть периферии несущего кольца также лежит вблизи обращенной вниз по потоку стороны фланца, при этом охлаждающая текучая среда проходит к верхнему по потоку концу обращенной радиально внутрь стороны посредством прохождения в основном радиально наружу через вторую поверхность раздела между обращенной вниз по потоку стороной фланца и несущим кольцом.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что задана полость для подачи охлаждающей текучей среды между платформой и опорной и охлаждающей системой, и часть периферии несущего диска также лежит вблизи обращенного радиально внутрь конца фланца, при этом охлаждающая текучая среда подается через полость ко второй поверхности раздела посредством выхода из полости в основном в направлении вниз по потоку через третью поверхность раздела между обращенным радиально внутрь концом фланца и несущим кольцом.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что полость также подает охлаждающую текучую среду внутрь лопатки статора.

В двигателе, согласно любому из пяти предыдущих абзацев, предпочтительно, что имеется другой поток охлаждающей текучей среды, который охлаждает заднюю часть кромки, и этот другой поток проходит мимо роторного диска двигателя, на котором закреплены роторные лопатки.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что турболизаторы проходят в основном поперек охлаждающих каналов.

В двигателе, согласно предыдущему абзацу, предпочтительно, что турболизаторы являются шевронными турболизаторами.

В двигателе, согласно любому из трех предыдущих абзацев, предпочтительно, что в определенные охлаждающие каналы подается больше охлаждающей текучей среды, чем в другие каналы.

Ниже приводится в качестве примера описание изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

Фиг.1 - как указывалось выше, продольный разрез части известного газотурбинного двигателя;

Фиг.2 - как указывалось выше, разрез по линии II-II на фиг.1;

Фиг.3 - как указывалось выше, разрез по линии III-III на фиг.2;

Фиг.4 - продольный разрез части газотурбинного двигателя согласно данному изобретению;

Фиг.5 - путь прохождения потока охлаждающей текучей среды, показанный на фиг.4, в увеличенном масштабе; и

Фиг.6 - определенные признаки охлаждения, включенные в заднюю кромку платформы, показанной на фиг.4.

Показанная на фиг.1 часть содержит лопатку 31 статора, имеющую радиально внутреннюю и наружную платформы 33 и 35, лопатки 37 ротора, диск 39 ротора, на котором закреплены лопатки 37 ротора, и опорную и охлаждающую систему 41. Радиально внутренняя платформа 33 имеет заднюю кромку 33 и на верхнем по потоку конце этой кромки 43 фланец 45, который выступает радиально внутрь. Опорная и охлаждающая система 41 задает между собой и радиально внутренней платформой 33 полость 47, из которой подается охлаждающая текучая среда для охлаждения лопатки 43 статора. Система 41 включает несущее кольцо 49, часть периферии которого лежит вблизи (i) обращенного радиально внутрь конца 51 фланца 45, (ii) обращенной вниз по потоку стороны 53 фланца 45 и (iii) обращенной радиально внутрь стороны 55 задней кромки 43. На фиг.5 показана более детально поверхность раздела между несущим кольцом 49 и фланцем 45 / задней кромкой 43 радиально внутренней платформы 33. Проходящий по окружности зазор 57 предусмотрен между нижним по потоку концом задней кромки 43 и базовой частью 59 лопатки 37 ротора.

Охлаждающая текучая среда проходит следующим образом, как показано стрелками 61. Она выходит из полости 47 в основном в направлении вниз по потоку через поверхность раздела между несущим кольцом 49 и обращенным радиально внутрь концом фланца 45. Затем она проходит в основном радиально наружу через поверхность раздела между несущим кольцом 49 и обращенной вниз по потоку стороной 53 фланца 45. В этой точке охлаждающая текучая среда достигает верхнего по потоку конца задней кромки 43. Затем охлаждающая текучая среда проходит в основном вниз по потоку через поверхность раздела между несущим кольцом 49 и обращенной радиально внутрь стороной 55 задней кромки 43 до достижения нижнего по потоку конца кромки 43. Охлаждающая текучая среда охлаждает заднюю кромку 43 при прохождении по обращенной радиально внутрь стороне 55. Наконец, охлаждающая текучая среда проходит через проходящий по окружности зазор 57 для соединения с горячими газами сгорания газотурбинного двигателя.

Подвод охлаждающей текучей среды для охлаждения задней кромки 43 осуществляется не через имеющие высокую температуру вращающиеся части двигателя, а из полости 47. Таким образом, охлаждающая текучая среда не нагревается как вследствие температуры, так и трения с вращающимися частями, и поэтому охлаждает более эффективно. Поверхность раздела между несущим кольцом 49 и радиально внутренней платформой 33 строго управляет потоком охлаждающей текучей среды по обращенной радиально внутрь стороне 55 задней кромки 43 так, что поток по существу равномерно распределяется по стороне 55 и при своем прохождении от верхнего по потоку конца к нижнему по потоку концу стороны 55 проходит по пути, который проходит по существу параллельно стороне 55. Таким образом, по существу предотвращаются зоны относительно застойного потока на стороне 55, что улучшает охлаждение задней кромки 43. Строгое управление потоком охлаждающей текучей среды с помощью поверхности раздела между несущим кольцом 49 и радиально внутренней платформой 33 обеспечивает, что поток проходит по стороне 55 независимо от разницы давления между поверхностью раздела и путем прохождения горячих газов сгорания газотурбинного двигателя. Таким образом, присутствие относительно высокой разницы давления по существу не оказывает отрицательного влияния на охлаждение задней кромки 43.

В части газотурбинного двигателя, показанной на фиг.4, имеется другой поток охлаждающей текучей среды, который охлаждает заднюю кромку 43. Этот поток обозначен стрелками 63 и соответствует потоку воздуха, присутствующему в двигателе, согласно уровню техники, как обозначено стрелками 19 на фиг.1.

Полость 47 подает охлаждающую текучую среду непосредственно внутрь лопатки 31 статора, как обозначено стрелкой 65 на фиг.4. Эта охлаждающая текучая среда выходит из основной части лопатки 31 статора через заднюю кромку этой основной части, как показано стрелкой 67, для соединения с горячими газами сгорания газотурбинного двигателя.

Как показано на фиг.6, обращенная радиально внутрь сторона 55 задней кромки 43 включает несколько проходящих в осевом направлении стенных перегородок 69, которые разделяют сторону на несколько раздельных, проходящих в осевом направлении охлаждающих каналов 71. Каждый охлаждающий канал 71 содержит последовательность шевронных турболизаторов 73, расположенных на осевом расстоянии друг от друга вдоль длины канала.

Шевронные турболизаторы 73 сильно охлаждают заднюю кромку 43. Расположение шевронных турболизаторов в раздельных охлаждающих каналах приводит к концентрации потока на турболизаторах, что улучшает их действие.

Могут иметься горячие точки в определенных окружных положениях вокруг задней кромки, образованной задней кромкой 43, показанной на фиг.4-6, и соответствующей задним кромкам других таких же лопаток статора газотурбинного двигателя. Усиленное охлаждение можно осуществлять в этих горячих точках посредством подвода большего количества охлаждающей текучей среды к охлаждающим каналам 71, которые снабжают эти горячие точки. Эту подачу большего количества охлаждающей текучей среды можно реализовать за счет образования радиально проходящих канавок в поверхности раздела между несущим кольцом 49 и обращенной вниз по потоку стороной 53 фланца 45. Канавки могут быть образованы так, что они снабжают те охлаждающие каналы 71, которые снабжают горячие точки. В качестве альтернативного решения канавкам могут быть образованы отверстия через фланец 45 из полости 47 к охлаждающим каналам 71. Эти отверстия должны быть предусмотрены в соответствии с теми охлаждающими каналами 71, которые снабжают горячие точки. Таким образом, разделение обращенной радиально внутрь стороны 55 на раздельные охлаждающие каналы 71 обеспечивает целенаправленное охлаждение задней кромки, образованной задней кромкой 43 и соответствующими задними кромками других таких же лопаток статора газотурбинного двигателя.

Приведенное выше описание со ссылками на фиг.4-6 относится к платформе лопатки статора, расположенной на радиально внутренней стороне лопатки. Понятно, что данное изобретение можно также использовать в отношении платформы лопатки статора, расположенной на радиально наружной стороне лопатки. Например, опорная и охлаждающая система, аналогичная опорной и охлаждающей системе 41, расположенная в основном радиально снаружи радиально наружной платформы, может (i) направлять охлаждающую текучую среду 4 к верхнему по потоку концу обращенной радиально наружу стороны задней кромки платформы и (ii) направлять охлаждающую текучую среду для прохождения по этой стороне в основном в осевом направлении к нижнему по потоку концу стороны, и стенные перегородки, такие как стенные перегородки 69, и шевронные турболизаторы, такие как шевронные турболизаторы 73, могут быть включены в сторону.

1. Газотурбинный двигатель, включающий лопатку (31) статора для направления горячих газов сжигания на роторные лопатки (37), при этом лопатка (31) статора включает платформу (33), расположенную на радиально внутренней стороне лопатки (31) относительно оси вращения двигателя, при этом платформа (33) имеет часть задней кромки (43) по потоку ниже относительно потока горячих газов сгорания после лопатки (31) статора, при этом двигатель включает также опорную и охлаждающую систему (41) для направления охлаждающей текучей среды на верхний по потоку конец стороны (55) части задней кромки (43) платформы (33), при этом сторона (55) обращена радиально внутрь относительно оси вращения двигателя, при этом опорная и охлаждающая система (41) также направляет охлаждающую текучую среду для прохождения по стороне (55) в основном в осевом направлении к нижнему по потоку концу стороны (55), при этом охлаждающая текучая среда охлаждает часть задней кромки (43) при прохождении по стороне (55), причем в сторону (55) включены турболизаторы (73) для увеличения переноса тепла с части задней кромки (43) при прохождении потока охлаждающей текучей среды по стороне (55), при этом турболизаторы (73) проходят поперек осевого направления оси вращения двигателя, причем обращенная радиально внутрь сторона (55) включает несколько проходящих в осевом направлении стенных перегородок (69), которые разделяют сторону (55) на несколько раздельных, проходящих в осевом направлении охлаждающих каналов (71), при этом турболизаторы, включенные в сторону (55), расположены в охлаждающих каналах (71).

2. Двигатель по п.1, в котором платформа (33) расположена на стороне лопатки (31) радиально внутри относительно оси вращения двигателя, причем опорная и охлаждающая система (41) направляет охлаждающую текучую среду к верхнему по потоку концу обращенной радиально внутрь стороны (55) части задней кромки (43) платформы (33).

3. Двигатель по п.2, в котором опорная и охлаждающая система (41) включает несущее кольцо (49), и часть периферии несущего кольца (49) лежит вблизи обращенной радиально внутрь стороны (55), при этом охлаждающая текучая среда протекает по стороне (55) в основном в осевом направлении посредством прохождения через первую поверхность раздела между стороной (55) и несущим кольцом (49).

4. Двигатель по п.3, в котором платформа (33) включает проходящий радиально внутрь фланец (45) на верхнем по потоку конце части задней кромки (43), и часть периферии несущего кольца (49) также лежит вблизи обращенной вниз по потоку стороны (53) проходящего радиально внутрь фланца (45), при этом охлаждающая текучая среда проходит к верхнему по потоку концу обращенной радиально внутрь стороны (55) посредством прохождения в основном радиально наружу через вторую поверхность раздела между обращенной вниз по потоку стороной (53) фланца (45) и несущим кольцом (49).

5. Двигатель по п.4, в котором задана полость (47) для подачи охлаждающей текучей среды между платформой (33) и опорной и охлаждающей системой (41), и часть периферии несущего диска (39) также лежит вблизи обращенного радиально внутрь конца (51) фланца (45), при этом охлаждающая текучая среда подается через полость (47) ко второй поверхности раздела посредством выхода из полости (47) в основном в направлении вниз по потоку через третью поверхность раздела между обращенным радиально внутрь концом (51) фланца (45) и несущим кольцом (49).

6. Двигатель по п.5, в котором полость (47) также подает охлаждающую текучую среду внутрь лопатки (31) статора.

7. Двигатель по любому из пп.2-6, в котором имеется другой поток охлаждающей текучей среды, который охлаждает часть задней кромки (43), и этот другой поток проходит мимо роторного диска (39) двигателя, на котором закреплены роторные лопатки (37).

8. Двигатель по п.1, в котором турболизаторы (73) являются шевронными турболизаторами (73).

9. Двигатель по п.1, в котором в определенные охлаждающие каналы (71) подается больше охлаждающей текучей среды, чем в другие каналы.

10. Двигатель по п.8, в котором в определенные охлаждающие каналы (71) подается больше охлаждающей текучей среды, чем в другие каналы.

11. Двигатель по п.1, в котором платформа расположена на стороне лопатки радиально внутри относительно оси вращения двигателя, причем опорная и охлаждающая система направляет охлаждающую текучую среду к верхнему по потоку концу обращенной радиально внутрь стороны задней части кромки платформы.



 

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.

Узел неподвижных лопаток газотурбинного двигателя содержит кожух, оснащенные лопатками угловые секторы, неподвижно закрепленные в кожухе, кольцо из изнашиваемого материала, опирающееся на опору, неподвижно закрепленную в кожухе при помощи множества резьбовых соединений, а также шпильки для радиальной фиксации угловых секторов.

Кольцевой неподвижный элемент для использования с паровой турбиной (100). Неподвижный элемент содержит радиально наружное первое кольцо (228), радиально внутреннее второе кольцо (226) и, по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (212).

Неподвижный блок лопаток газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус, угловые сектора, снабженные лопатками, а также штифты радиального удержания угловых секторов.

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.

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.

Сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины содержит переднее и заднее средства зацепления, а также износостойкое устройство. Переднее средство зацепления опирается на опору, установленную на корпусе турбины.

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.

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

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

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

Сопловой элемент турбины из композиционного материала, содержащего волокнистое армирование, уплотненное керамической матрицей, включает участки внутреннего и внешнего оснований и, по меньшей мере, одну лопатку, присоединенную к ним обоим. Участки оснований простираются на каждой стороне их зон соединения с лопаткой, а волокнистое армирование содержит волокнистую структуру, сплетенную посредством трехмерного или многослойного плетения и обладающую непрерывностью во всем объеме соплового элемента и по всей периферии одной или каждой лопатки. При изготовлении соплового элемента турбины создают плетением цельную волокнистую заготовку, содержащую в продольном направлении, по меньшей мере, один шаблон, включающий в себя первый сегмент, образующий заготовку для преформы лопатки, второй сегмент, продолжающий первый сегмент на одном его продольном конце и образующий два крыла, обращенные друг к другу, и третий сегмент, продолжающий первый сегмент на другом его конце и образующий два крыла, обращенные друг к другу. Разворачивают заготовку таким образом, чтобы крылья второго и третьего сегментов простирались перпендикулярно первому сегменту. Придают форму развернутой заготовке для получения волокнистой преформы соплового элемента, при этом образующую преформу лопатки часть получают посредством придания формы первому сегменту, а части, образующие преформы участков оснований, получают из крыльев. Затем уплотняют преформы матрицей с образованием цельного соплового элемента турбины с волокнистым армированием, содержащим волокнистую преформу, которая обладает непрерывностью во всем объеме соплового элемента и по всей периферии одной или каждой лопатки. Другие изобретения группы относятся к соплу турбины, выполненному как указано выше, а также к газовой турбине, включающей такое сопло. Группа изобретений позволяет повысить механические характеристики соплового элемента турбины. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 30 ил.

Газовая турбина осевого типа 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 в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитные экраны статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитные экраны ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Рабочие лопатки ступени турбины снабжены каждая на их концах венцом. Направляющие лопатки ступени турбины обеспечены каждая внешней платформой направляющей лопатки. Внешние платформы направляющих лопаток в ступени турбины и соседние теплозащитные экраны статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом на ее задней стенке. Выступ проходит вниз по потоку к передней кромке венцов рабочей лопатки и в соответствующую выемку, выполненную в прилегающем теплозащитном экране статора. Теплозащитные экраны статора в ступени турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость, находящуюся с задней стороны каждого теплозащитного экрана статора. Охлаждающий воздух выходит в тракт течения горячего газа через отверстия, имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана статора. Полость для введения охлаждающего воздуха через отверстие расположена с задней стороны внешней платформы каждой направляющей лопатки в ступени турбины. Струи охлаждающего воздуха направляются на венцы рабочих лопаток из полости с помощью отверстий, проходящих ниже по потоку через указанный выступ. Предусмотрены пазы, проходящие в направлении вниз по потоку через выступы для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, снижение массового расхода охлаждающего воздуха. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Газотурбинный двигатель включает устройство блокировки вращения сегмента направляющего соплового аппарата, установленного внутри кольцевого картера газотурбинного двигателя, и теплозащитный лист, установленный между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента направляющего аппарата. Устройство блокировки вращения содержит препятствующий вращению блокировочный штифт, установленный одновременно в выемке, выполненной в сегменте направляющего аппарата, и в гнезде, выполненном в картере. Теплозащитный лист содержит язычок, опирающийся на блокировочный штифт. Устройство блокировки содержит участок поверхности, расположенный радиально между язычком и упомянутой внутренней стенкой картера, образуя упор при возможном радиальном смещении теплозащитного листа во время работы газотурбинного двигателя. Другие изобретения группы относятся к вариантам блокировочного штифта, используемого в указанном выше газотурбинном двигателе. В одном варианте блокировочный штифт содержит прямой стержень и головку с первой стороной, параллельной оси стержня, и участком поверхности, перпендикулярным первой стороне, расположенным противоположно стержню. В другом варианте штифт дополнительно содержит лапку, перпендикулярную к оси прямого стержня, при этом участок поверхности, перпендикулярный первой стороне, образован лапкой. Группа изобретений позволяет снизить износ картера за счет исключения его контакта с теплозащитным листом. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство передачи газообразных продуктов сгорания к турбине содержит несколько направляющих лопаток сопла, пару боковых стенок кольцеобразной формы, между которыми расположены направляющие лопатки сопла, пару разнесенных между собой опор, а также средство фиксации боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток сопла между опорами. Средство фиксации содержит несколько болтовых узлов в сборе, проходящих в аксиальном направлении через кольцевые опоры, отверстия в боковых стенках и прорези в направляющих лопатках сопла. Каждое отверстие и прорезь имеют внутренний размер в радиальном направлении больший, чем внешний размер болтового узла в сборе, причем внутренний размер имеет такую величину, которая соответствует перемещению боковых стенок и направляющих лопаток относительно опор в радиальном направлении при тепловом расширении и сжатии. Сборочный узел направляющих лопаток сопла содержит несколько направляющих лопаток сопла, пару боковых стенок сопла кольцеобразной формы, между которыми установлены направляющие лопатки, несколько полых вкладышей, а также несколько шпилек. Полые вкладыши жестко соединяют противолежащие аксиальные концы каждой направляющей лопатки к смежной боковой стенке. Шпильки соединяют один из аксиальных концов каждой направляющей лопатки к смежной боковой стенке. Через обе боковые стенки и направляющие лопатки в аксиальном направлении проходит несколько сквозных отверстий, образованных внутри вкладышей. Сквозные отверстия сконфигурированы для монтажа на двигателе сборочного узла направляющих лопаток сопла с возможностью замены, используя несколько болтовых узлов в сборе и обеспечения перемещения в радиальном направлении сборочного узла направляющих лопаток сопла, относительно болтовых узлов в сборе, при тепловом расширении и сжатии. При конфигурировании срединной секции газотурбинного двигателя жестко присоединяют один кольцевой опорный элемент к стационарному конструкционному элементу двигателя. Присоединяют с возможностью регулировки кожух турбины к другому опорному элементу, чтобы тем самым крепить его. Располагают и закрепляют кольцевой сборочный узел направляющих лопаток сопла между разнесенными на определенном расстоянии между собой опорными элементами. Группа изобретений позволяет снизить тепловую деформацию газотурбинного двигателя. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 10 ил.

Статор компрессора осевой турбомашины содержит кольцевую группу лопаток, проходящих в радиальном направлении, внутренний корпус, сквозь который проходят внутренние концы лопаток, и по меньшей мере одну полосу. Внутренний корпус содержит кольцевые сегменты, расположенные торцом к торцу. Полоса проходит вдоль длины окружности вдоль внутренней поверхности корпуса и сопряжена со средствами сцепления на внутренних концах лопаток для их фиксации. Полоса проходит непрерывно вдоль по меньшей мере двух соседних кольцевых сегментов и расположена на расстоянии от внутренней поверхности корпуса. Внутренняя поверхность корпуса покрыта слоем истираемого материала, заключающего в себе указанную полосу. Другое изобретение группы относится к компрессору низкого давления осевой турбомашины, содержащему указанный выше статор, оснащенный лопатками. Группа изобретений позволяет повысить жесткость конструкции статора компрессора осевой турбомашины и предотвратить его низкочастотные вибрации. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

При изготовлении композитного спрямляющего аппарата турбомашины, имеющего обод, снабженный рядом статорных лопаток, наматывают на оправку первые слои армирующей детали. Оправка служит формой и имеет выступающие части, а указанные первые слои армирующей детали имеют удлиненные прорези, расположенные напротив выступающих частей. Затем на каждую из выступающих частей помещают заранее изготовленную пластинку, а поверх пластинок наматывают последние слои армирующей детали с формированием при этом предварительной заготовки. В закрытую форму, содержащую предварительную заготовку, впрыскивают смолу и полимеризуют пропитанную смолой предварительную заготовку. После чего извлекают из формы полимеризованную предварительную заготовку и с помощью сварки закрепляют на каждой из пластинок основание пера или полку лопатки, если таковая у нее имеется. Другое изобретение группы относится к спрямляющему аппарату турбомашины, полученному указанным выше способом. Группа изобретений позволяет повысить механическую прочность спрямляющего аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель включает сегмент кольцеобразного блока входного направляющего аппарата и опорное и охлаждающее устройство, поддерживающее сегмент направляющего аппарата и направляющее охлаждающую среду для его охлаждения. Сегмент включает площадку, расположенную на одной стороне сегмента, причем площадка имеет участок задней кромки, включающий направляющую, проходящую радиально внутри или снаружи от участка задней кромки. Опорное и охлаждающее устройство расположено радиально внутри или снаружи площадки и включает в себя фланцевую часть, проходящую радиально снаружи или внутри от опорного и охлаждающего устройства. Опорное и охлаждающее устройство дополнительно включает лепестковое уплотнение и удерживающий штифт. Удерживающий штифт проходит через лепестковое уплотнение, направляющую и фланцевую часть, чтобы прикрепить сегмент к опорному и охлаждающему устройству для определения радиального положения сегмента и удержать лепестковое уплотнение на месте для уплотнения контактной поверхности между направляющей и фланцевой частью от входа охлаждающей текучей среды. Изобретение позволяет упростить конструкцию газотурбинного двигателя. 15 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх