Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора

Авторы патента:


Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора

 


Владельцы патента RU 2527809:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Настоящее изобретение в целом относится к турбинному двигателю летательного аппарата, предпочтительно, турбореактивному или турбовинтовому.

В частности, изобретение относится к части статора для модуля такого турбинного двигателя, причем эта часть содержит множество лопаток статора, а также два концентрических кольца, несущих лопатки и предназначенных для радиального разделения потока первичного воздуха, проходящего сквозь данный турбинный двигатель, соответственно, внутрь и наружу.

Изобретение также относится к этим кольцам разделения потока первичного воздуха.

Известно техническое решение, описанное в документе DE 102007050916.

Для удержания лопаток статора, которые проходят в радиальном направлении внутрь от внешнего кольца, последнее, как правило, содержит множество отверстий, а именно выполненных вглубь кольца, обычно металлического, которые расположены по окружности через определенное расстояние друг от друга.

В каждом отверстии размещается головка одной из лопаток статора; причем данная головка крепится к внешнему кольцу посредством паяного шва, выполняемого в соответствующем отверстии, который непрерывным образом расположен вокруг головки лопатки.

Аналогичным образом для удержания лопаток статора, которые проходят в радиальном направлении от внутреннего кольца наружу, последнее содержит, как правило, определенное множество отверстий, расположенных по окружности через определенное расстояние друг от друга. В каждом отверстии размещается ножка одной из лопаток статора; причем данная ножка крепится на внешнем кольце посредством выполняемого в соответствующем отверстии паяного шва, который непрерывно проходит вокруг головки лопатки.

Недостатком данного технического решения, которое, вместе с тем, широко распространено в данной области, является то, что часто можно обнаружить появление трещин на уровне задней кромки головки лопатки и/или задней кромки ножки лопатки.

Объяснение данного явления, негативно влияющего на срок эксплуатации лопаток статора, заключается в наличии очень больших статических нагрузок на уровне задней кромки головки лопатки и/или ножки лопатки, которые выражаются в очень небольшом динамическом запасе прочности, способствующем появлению трещин.

Для противодействия данному недостатку было предложено увеличить толщину колец для ограничения их деформации при эксплуатации и снижения, таким образом, нагрузок, оказываемых на задние кромки головок и ножек лопаток. Однако такое решение крайне негативно сказывается на стоимости и массе.

Было также предложено увеличить толщину лопаток, но это неизбежно приводит к нарушению проходящего через них воздушного потока и, как следствие, отрицательному воздействию непосредственно на общие эксплуатационные характеристики турбинного двигателя.

Таким образом, целью изобретения является устранение, по меньшей мере, частично вышеперечисленных проблем, связанных с практической реализацией решений предыдущего уровня техники.

С этой целью технической задачей изобретения является кольцо для статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата, снабженного множеством сквозных отверстий, каждое из которых предназначено для расположения в нем лопатки статора; причем каждое отверстие определяет среднюю линию, проходящую между первым краем, предназначенным для расположения задней кромки лопатки, и вторым краем, предназначенным для расположения передней кромки лопатки. Согласно изобретению, по меньшей мере, с одним из вышеупомянутых отверстий соотнесена прорезь снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края отверстия в направлении упомянутой средней линии.

Предложенное изобретение в целом позволяет уменьшить статические нагрузки на уровне участка задней кромки лопатки, который предназначен для взаимодействия с отверстием, снабженным одной такой прорезью снятия механической нагрузки, устранить динамический предел и, таким образом, существенно замедлить появление трещин. Таким образом, при деформации кольца при эксплуатации наиболее напряженная зона смещена на уровне краев прорези, а именно на расстоянии от задней кромки, внутри даже кольца, которое в полной мере способно выдерживать эти нагрузки.

Внесенное предложение оказывается очень удовлетворительным в том смысле, что оно не влечет за собой никаких проблем, связанных с массой, стоимостью или эксплуатационными характеристиками. Кроме того, результатом этого является увеличение срока эксплуатации лопаток, вследствие чего, предпочтительно, могут быть увеличены временные интервалы проведения осмотров/технического обслуживания.

Естественно, эта специфическая особенность может быть применена ко всем лопаткам статора или только к некоторым из них в зависимости от предъявляемых требований или имеющих место напряжений. В качестве оценочного примера в случае, когда кольцо, согласно изобретению, разделено на сектора, было признано разумным соотнести такую прорезь снятия механической нагрузки исключительно к двум лопаткам, расположенным по краям каждого сектора кольца. Однако может быть рассмотрено любое другое техническое решение, не выходя при этом за рамки изобретения.

Практическая реализация прорезей снятия механической нагрузки оказывает лишь очень незначительное негативное воздействие на способ изготовления кольца, принимая при этом во внимание, что они могут быть изготовлены в то же самое время, что и отверстия. При этом преимущество заключается в том, что представляется возможным выполнять такие прорези на уже имеющихся кольцах.

И, наконец, отмечено, что кольцо согласно изобретению представляет собой, предпочтительно, кольцо внешнего радиального ограничения первичного потока, т.е. то из двух колец статора, которое испытывает самую большую деформацию при эксплуатации в результате воздействия перемещений корпусов турбинного двигателя. В связи с этим отмечено, что его основная деформация, такая как деформация внутреннего кольца, происходящая в наименьшей мере, характеризуется диаметром, увеличивающимся в направлении задней части, которая приводит к изменению в целом его цилиндрической формы на форму усеченного конуса.

Предпочтительно, упомянутая прорезь проходит по кривой линии к отверстию, имея возможность быть расположенной вокруг части отверстия.

Предпочтительно, упомянутое отверстие содержит с одной и другой стороны средней линии часть корыта и часть спинки, которые соединяются на уровне упомянутых первого и второго краев отверстия, а упомянутая прорезь также проходит против и на удалении от участков частей корыта и спинки, которые соединяются на уровне упомянутого первого края отверстия. Прорезь может быть расположена вокруг задней части отверстия на удалении от нее, которое остается по существу постоянным.

Предпочтительно, упомянутая прорезь в целом имеет U-образную или V-образную форму, внутри которой расположен упомянутый первый край отверстия, для лучшего снятия нагрузки с задней кромки лопатки.

Предпочтительно, упомянутая прорезь заполнена материалом-наполнителем. Основным назначением, которого хотят достичь путем размещения этого материала, является герметизация воздушного потока, проходящего через лопатки статора, в то же время он также позволяет ограничить тепловые потери. Таким образом, или эта прорезь пустотелая, или она заполнена упомянутым материалом наполнителем, который оказывает нулевое или незначительное механическое удержание.

Например, речь может идти о материале-наполнителе истираемого типа, например об устойчивом к изменениям температуры соединении силиконового каучука, наполненном шариками.

Предпочтительно, кольцо образует непрерывную, по существу кольцеобразную конструкцию, предпочтительно, из одной детали. В качестве альтернативного варианта оно практически реализуется путем расположения встык угловых секторов кольца.

Технической задачей изобретения также является часть статора для модуля турбинного двигателя летательного аппарата, которая содержит, по меньшей мере, одно кольцо, которое было представлено выше, а также множество лопаток статора.

Предпочтительно, упомянутое кольцо представляет собой внешнее кольцо, а в каждом из сквозных отверстий размещается головка одной из упомянутых лопаток, прикрепленной к внешнему кольцу посредством паяного шва, расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом вокруг головки лопатки. Таким образом, данное решение позволяет добиться удовлетворительного удержания головки лопатки в отверстии, благодаря непрерывному паяному шву, и избежать слишком большой нагрузки задней кромки этой головки лопатки, размещая прорезь снятия механической нагрузки, характерной для настоящего изобретения, которая отодвинута от этой задней кромки.

Данная специфическая особенность одновременно или в соответствии с другим вариантом применима к внутреннему кольцу части статора. В действительности она, кроме того, содержит внутреннее кольцо с множеством сквозных отверстий, в каждом из которых располагается ножка одной из этих лопаток, прикрепленная к внутреннему кольцу посредством паяного шва, выполненного в его отверстии и проходящего непрерывным образом полностью вокруг ножки лопатки. Прорезь снятия механической нагрузки может быть, таким образом, соотнесена с одним или множеством этих отверстий внутреннего кольца.

Объектом изобретения также является модуль турбинного двигателя летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, часть статора, описание которой приведено выше; причем модуль является, предпочтительно, компрессором, преимущественно, высокого давления, но который, как вариант, может быть турбиной, не выходя при этом за рамки изобретения.

И, наконец, объектом изобретения является турбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, такой модуль, описание которого приведено выше, причем турбинный двигатель, предпочтительно, является турбореактивным двигателем.

Другие преимущества и характеристики изобретения будут видны из нижеследующего детального описания, которое не носит ограничительного характера.

Данное описание будет приведено со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:

- фиг.1 представляет собой схематичный частичный вид разреза половины компрессора высокого давления для турбинного двигателя согласно способу предпочтительной практической реализации настоящего изобретения;

- фиг.2 представляет собой вид спереди блока, образующего угловой участок части статора компрессора, изображенного на фиг.1;

- фиг.3 представляет собой частичный вид сверху блока, изображенного на фиг.2;

- фиг.3а и 3b изображают альтернативные варианты практической реализации для прорезей снятия механической нагрузки, выполненных на кольце блока, показанного на фиг.3;

- фиг.4а и 4b изображают примеры практической реализации прорезей снятия дополнительной механической нагрузки, выполненных на кольце блока, показанного на фиг.3.

Со ссылкой, в первую очередь, на фиг.1, можно увидеть часть компрессора высокого давления 1 для турбинного двигателя согласно способу предпочтительной практической реализации настоящего изобретения. Как известно, компрессор содержит чередующиеся в осевом направлении, параллельном оси 2 компрессора, лопатки 4 статора и лопатки 6 ротора. Лопатки 4 статора, распределенные по окружности вокруг оси 2, вмонтированы в часть статора 13, также являющуюся объектом изобретения, которая содержит, кроме того, внутренне кольцо 8 внутреннего радиального ограничения первичного кольцеобразного потока 10, проходящего через турбинный двигатель; причем на этом кольце 8 удерживаются ножки лопаток 4, которые проходят сквозь него. Она также содержит внешнее кольцо 16 внешнего радиального ограничения первичного кольцеобразного потока 10, на котором удерживаются головки лопаток 4, которые проходят сквозь него.

В связи с этим отмечено, что часть статора также содержит известные специалистам дополнительные элементы, установленные на кольце 8, такие как внутреннее радиальное истираемое покрытие 15, образующее кольцевую уплотнительную полоску, которая соприкасается с уплотняющим устройством 12, расположенным на ступени ротора 14, на котором установлены вращающиеся лопатки 6, и размещенным сзади рассматриваемой части статора. Как отмечалось ранее, вращающееся уплотняющее устройство 12 известно как уплотнение типа лабиринтового или с тонкими пластинами.

Согласно описанному предпочтительному способу практической реализации, часть статора 13 образует по существу кольцевую относительно оси 2 конструкцию, причем часть статора предпочтительно образована путем установки множества блоков 20, один из которых показан на фиг.2; причем каждый из них представляет собой угловой или циркулярный участок этой части статора. Как это видно на данной фигуре, каждый блок 20 содержит угловой сектор внутреннего кольца 8а, удерживающий множество лопаток 4 статора; причем внутреннее кольцо 8 является результатом расположения встык всех секторов 8а.

В изображенной сегментированной конструкции угловые сектора 8а (на фиг.2 показан только один сектор), вместе образующие кольцо 8, таким образом, предпочтительно, не содержат прямых жестких механических соединений, объединяющих их друг с другом; причем их соседние края в действительности просто размещены друг против друга, с зазором или без зазора.

Сегментирование, производимое с кольцом 8, также, аналогичным образом, допустимо и для истираемого внутреннего радиального покрытия 15, образующего кольцевую уплотнительную полоску; причем только угловой сектор 15а этого покрытия, таким образом, жестко удерживается сектором кольца 8а.

Аналогичным образом блок 20 содержит угловой сектор внешнего кольца 16а, удерживающего множество лопаток 4 статора, причем внешнее кольцо 16 является, таким образом, результатом расположения всех секторов 16а. Также в этом случае угловые сектора 16а (на фиг.2 виден только один), образующие вместе кольцо 16, таким образом, предпочтительно, не содержат прямых жестких механических соединений, объединяющих их друг с другом; причем их соседние края в действительности просто расположены друг против друга, с зазором или без зазора.

Часть статора 13, реализованная путем расположения встык множества этих угловых участков 20, принимает, таким образом, так называемое сегментированное техническое решение в противоположность также рассматриваемому так называемому непрерывному техническому решению, согласно которому каждое из колец 8 и 16 является единым и непрерывным по окружности в 360°. Альтернативный вариант мог бы заключаться также в том, чтобы предусмотреть, чтобы одно из двух колец 8 и 16 было единым и непрерывным по окружности в 360°, а другое кольцо было сегментированным.

Для сведения: отмечено, что количество блоков/секторов 20 для образования упомянутой части кольцевого статора 13 может составлять от 6 до 14 единиц, причем каждый блок 20, предпочтительно, содержит одинаковую угловую/окружную протяженность.

Со ссылкой в настоящий момент на фиг.3 можно увидеть, что угловой сектор внешнего кольца 16а содержит отверстия 22, выполненные вглубь этого сектора 16а, придавая им сквозной характер. Для упрощения понимания данного описания отверстие 22, которое видно в верхней части фиг.3, было изображено без сопряженной с ним лопатки, против отверстия 22, показанного в нижней части той же фигуры чертежа, в котором размещается головка сопряженной с ним лопатки 4. Она в нем жестко фиксируется посредством паяного шва 21, выполненного непрерывным образом полностью вокруг головки лопатки в пространстве 19, ограниченном боковой стенкой отверстия 22 и внешней поверхностью головки лопатки.

Каждое отверстие 22 содержит боковую стенку, содержащую часть корыта 23 и часть спинки 24, которые соединяются на уровне двух краев - переднего и заднего - отверстия. Первый 25 из этих двух краев предназначен для размещения задней кромки 26 головки лопатки, в то время как второй 27 предназначен для размещения передней кромки 28 головки лопатки.

Части корыта 23 и спинки 24 определяют среднюю линию 32, проходящую через два края 25, 27 и соответствующий известным образом срединной линии, проходящей между частями корыта 23 и спинки 24. Впрочем, как это показано на отверстии, изображенном в нижней части фиг.3, средняя линия 32 отверстия 22 совпадает со средней линией 33 головки лопатки, зафиксированной посредством паяного шва 21 в этом отверстии; причем контуры отверстия и головки лопатки в действительности пространственно центрированы и подобны.

Одна из особенностей настоящего изобретения заключается в практической реализации путем соотнесения, по меньшей мере, одного из отверстий 22 с прорезью 36 снятия механической нагрузки, выполненной сквозной на кольце, на удалении от рассматриваемого отверстия 22, к задней части. Если быть более точным, то прорезь 36 расположена против и на удалении от первого края 25 отверстия согласно направлению средней линии 32 и оказывается, таким образом, удаленной от задней кромки соответствующей лопатки. Согласно представленному способу практической реализации, прорезь 36 проходит к отверстию вдоль изогнутой линии 38, которая проходит вокруг задней части отверстия. В данном случае прорезь 36 и линия 38 принимают в целом U-образную или V-образную форму, подобную форме подковы, внутри которой расположена задняя часть отверстия с первым краем 25 против и на удалении от донной части U. В связи с этим отмечено, что расстояние «d», согласно направлению средней линии 32, между краем 25 отверстия и прорезью 36 составляет 0,02-0,1, а более предпочтительно 0,03-0,05 общей длины (не имеет цифровой ссылки) головки лопатки 4 вдоль этой средней линии.

В данной конфигурации два ответвления U также проходят соответственно против и на удалении от участков 23а, 24а частей корыта 23 и спинки 24, которые соединяются на уровне первого края 25. Расстояние, отделяющее ответвления U от их участков соответствующих отверстий 23а, 23b, может быть равно или почти равно расстоянию «d», предполагающему, что прорезь 36 проходит вокруг задней части отверстия 22 на удалении от него, которое остается по существу постоянным.

Указано, что ответвления U имеют по существу одинаковую длину, а задняя часть средней линии 32 образует по существу ось симметрии для прорези 36 в форме U.

Длина «l» отверстия 22, согласно направлению средней линии 32, которая углубляется в выемку U, составляет 0,03-0,4, а еще более предпочтительно 0,05-0,2 общей длины (не имеет цифровой ссылки) головки лопатки 4 вдоль этой средней линии.

Первая возможность заключается в том, чтобы оставить прорезь 36 снятия механической нагрузки пустотелой, как это показано на прорези в верхней части фиг.3. В качестве варианта она могла бы быть заполнена материалом-наполнителем 40, направленным в основном на обеспечение герметизации первичного потока, а именно на недопущение потерь через прорезь 36. Такой материал-наполнитель схематически обозначен цифровой ссылкой 40 на прорези в нижней части фиг.3. Речь может идти, например, о материале-наполнителе истираемого типа, например о соединении силиконового каучука, устойчивого к колебаниям температуры, наполненного шариками.

Даже если такая прорезь 36 снятия механической нагрузки лопатки, предпочтительно, предусмотрена только в сочетании с лопатками, расположенными, соответственно, на двух краях блока 20, все равно могло бы быть по-другому, не выходя при этом за рамки изобретения.

Кроме того, такие прорези 36 снятия механической нагрузки лопатки могли бы быть также предусмотрены в сочетании со сквозными отверстиями внутреннего кольца 8, в которых размещаются ножки лопаток. Таким образом, сборка будет идентичной или похожей на сборку, изображенную на фиг.3, для внешнего кольца.

На фиг.3а изображен первый альтернативный вариант практической реализации для прорези 36. Она имеет форму, в целом похожую на форму, описание которой приведено выше, только два ее края 36а расширены для снижения напряжений, испытываемых кольцом на этих краях прорези. Таким образом, вместо того чтобы иметь ширину, по существу одинаковую по всей своей длине, прорезь 36 сочетает в себе, таким образом, уширенные и закругленные края 36а, предпочтительно, ориентированные таким образом, чтобы удаляться от отверстия 22 для ориентирования напряжения в направлении, противоположном направлению лопатки.

На фиг.3b изображен другой вариант практической реализации, согласно которому прорезь 36 соответствует приблизительно половине прорези, изображенной на фиг.3а; причем через один из ее краев 36а проходит средняя линия 32 отверстия 22.

Если такие прорези 36 соотнесены с задней кромкой ввиду большой статической нагрузки этого участка лопатки, то аналогичные прорези снятия механической нагрузки также могли бы быть соотнесены с другимими частями лопатки 4, которые также могли бы быть очень статически напряженными. Речь идет, например, о передней кромке лопатки, независимо от того, находится ли это на уровне ножки или головки лопатки. В этом случае дополнительная прорезь 136 снятия механической нагрузки, изображенная на фиг.4а, может быть выполнена сквозной на кольце и расположенной против и на удалении от второго края 27 отверстия согласно направлению средней линии 32. Такая прорезь 136 способна, таким образом, принимать форму, аналогичную форме прорезей 36, описание которых приведено выше, ориентированных в направлении отверстия 22, и в которые углубляется передняя часть последнего.

Одновременно или в качестве альтернативного варианта речь может идти об одной или множестве прорезей 236 снятия механической нагрузки, следующих вдоль участка корыта 23 и/или участка спинки 24 отверстия на удалении от рассматриваемого участка 23, 24, как это показано на фиг.4b.

Безусловно, специалисты могут внести различные изменения в изобретение, описание которого только что было приведено исключительно в качестве примера, который не носит ограничительного характера.

1. Кольцо (16) для статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата, снабженного множеством сквозных отверстий (22), каждое из которых предназначено для расположения в нем лопатки статора (4); причем каждое отверстие определяет среднюю линию (32), проходящую между первым краем (25), предназначенным для расположения задней кромки (26) лопатки, и вторым краем (27), предназначенным для расположения передней кромки (28) лопатки, отличающееся тем, что, по меньшей мере, с одним из вышеупомянутых отверстий (22) соотнесена прорезь (36) снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края (25) отверстия в направлении упомянутой средней линии (32).

2. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) проходит по кривой линии (38) к отверстию.

3. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутое отверстие (22) содержит с одной и другой стороны средней линии (32) часть корыта (23) и часть спинки (24), которые соединяются на уровне упомянутых первого и второго краев (25, 27) отверстия, а также тем, что упомянутая прорезь (36) также проходит против и на удалении от участков (23а, 24а) частей корыта и спинки (23, 24), которые соединяются на уровне упомянутого первого края (25) отверстия (22).

4. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) в целом имеет U-образную или V-образную форму, внутри которой расположен упомянутый первый край (25) отверстия.

5. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) заполнена материалом-наполнителем (40).

6. Кольцо по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что оно образует непрерывную, по существу, кольцеобразную конструкцию.

7. Кольцо по любому из пп.1-5, отличающееся тем, что оно образует, по существу, кольцеобразную конструкцию, реализуемую путем расположения встык угловых секторов кольца (16а).

8. Часть статора (13) для модуля турбинного двигателя летательного аппарата, которая содержит, по меньшей мере, одно кольцо (16) по любому из предшествующих пунктов, а также множество лопаток статора (4).

9. Часть статора по п.8, отличающаяся тем, что упомянутое кольцо представляет собой внешнее кольцо (16), а также тем, что в каждом из сквозных отверстий (22) размещается головка одной из упомянутых лопаток (4), прикрепленная к внешнему кольцу посредством паяного шва (21), расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом вокруг головки лопатки (4).

10. Часть статора по п.9, отличающаяся тем, что она содержит, кроме того, внутреннее кольцо (8) с множеством сквозных отверстий, в каждом из которых располагается ножка одной из упомянутых лопаток (4), прикрепленная к внутреннему кольцу посредством паяного шва, расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом вокруг ножки лопатки.

11. Модуль (1) турбинного двигателя летательного аппарата содержащий, по меньшей мере, часть статора (13) по любому из пп.8-10.

12. Модуль по п.11, отличающийся тем, что он является компрессором, предпочтительно, высокого давления.

13. Турбинный двигатель для летательного аппарата содержащий, по меньшей мере, один модуль (1) по п.11 или 12.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7).

Компрессор для турбомашины содержит кожух (4), по меньшей мере, одну ступень компрессора и полости (5), выполненные в упомянутом кожухе по пути хода подвижных лопаток (1).

Система осевой турбинной машины содержит проточный канал, ограниченный наружной и внутренней стенками, и решетку направляющих лопаток. Ниже по потоку решетки направляющих лопаток расположен кольцевой диффузор, имеющий наружную и внутреннюю стенки.

Изобретение относится к компрессору газотурбинного двигателя, оборудованного системой отбора воздуха, а также к газотурбинному двигателю, такому как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, оборудованному компрессором этого типа.

Изобретение относится к кольцевому диффузору для осевой турбинной машины, содержащему круговую наружную стенку и коаксиальную ей круговую внутреннюю стенку, между которыми кольцеобразно проходит канал диффузора в осевом направлении от расположенного на стороне входа потока конца к расположенному на стороне выхода потока конца, при этом внутренняя стенка и наружная стенка содержат каждая ограничивающую канал диффузора поверхность стенки.

Изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей и предназначено для снижения шума, производимого двигателем, в частности шума, производимого компрессором.

Диффузор // 2469214
Изобретение относится к области энергетического машиностроения. .

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит узел направляющих лопаток, включающий ряд неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора.

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.

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.

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.
Наверх