Статор турбины низкого давления

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления включает наружный корпус и разрезное кольцо. Разрезное кольцо состоит из секторов, расположенных между передней и задней сопловыми лопатками, и установлено на кольцевых ребрах наружного корпуса. Каждый сектор выполнен из слоев листового материала. Передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной. Слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями. В переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора. Первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков. Третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины, а также его технологичность за счет выполнения секторов разрезного кольца из листового материала. 5 ил.

 

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен статор турбины низкого давления с наружным корпусом турбины, внутренняя поверхность которого непосредственно контактирует с газовым потоком, протекающим по проточной части турбины низкого давления. (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», М., «Машиностроение», 1981 г., стр.205, рис.4.52).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры корпуса турбины.

Наиболее близким к заявляемому является статор турбины низкого давления, включающий наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса (патент US №7407368, 05.08.2008 г., F01D 11/08).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры наружного корпуса турбины и секторов разрезного кольца при высокой температуре газа на входе в турбину, возникающей в связи с отсутствием охлаждения корпуса и секторов разрезного кольца, а также увеличенная масса конструкции и пониженная технологичность из-за необходимости выполнения канавок для размещения пластинок, уплотняющих стыки между секторами.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины за счет обеспечения механической прочности секторов разрезного кольца, фиксации их в окружном направлении и организации эффективного охлаждения секторов разрезного кольца и наружного корпуса турбины, а также в повышении технологичности статора за счет выполнения секторов разрезного кольца из листового материала.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре турбины низкого давления, включающем наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса, каждый сектор выполнен из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной, при этом слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями, а в переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора, причем первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков, а третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины.

Выполнение секторов разрезного кольца из слоев листового материала позволяет уменьшить объем механической обработки при изготовлении сектора за счет максимального использования штамповки, что повышает технологичность такого сектора.

Выполнение передней по потоку газа части сектора разрезного кольца однослойной позволяет организовать конвективно-пленочное охлаждение секторов воздухом по зазорам в стыке между соседними секторами, т.е. по наиболее повреждаемым поверхностям секторов, что повышает надежность конструкции статора.

Выполнение центральной части сектора и задней части сектора частично двухслойной позволяет повысить механическую прочность сектора с внешней стороны от рабочей лопатки, т.е. обеспечить непробиваемость сектора и наружного корпуса турбины в случае обрыва рабочей лопатки турбины.

Выполнение сектора разрезного кольца с одинаковой толщиной слоев, расположенных радиально относительно друг друга и соединенных между собой неразъемными соединениями, позволяет повысить технологичность конструкции и обеспечить необходимую для надежной работы прочность.

Выполнение в переднем кольцевом ребре корпуса турбины каналов, соединяющих воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней частью сектора, которая распространяется до задней сопловой лопатки и является первым со стороны проточной части слоем, позволяет организовать эффективное охлаждение секторов и наружного корпуса турбины и уменьшить влияние высокотемпературного газового потока на неразъемные соединения слоев сектора.

Смещение первого и второго слоев сектора в окружном направлении относительно друг друга с образованием уплотнительных козырьков позволяет исключить контакт поверхностей наружного корпуса турбины с высокотемпературным газовым потоком за счет перекрытия козырьками зазора между боковыми стенками соседних секторов, с продувкой холодного воздуха в образовавшиеся щелевые полости, что повышает надежность турбины.

Выполнение задней части сектора частично трехслойной, с укороченным в окружном направлении третьим слоем, который расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра корпуса турбины, позволяет обеспечить фиксацию сектора в окружном направлении в случае касания при работе турбины рабочей лопатки об уплотнительный сотовый блок разрезного кольца.

На фиг.1 изображен продольный разрез статора турбины низкого давления.

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

На фиг.3 - элемент II на фиг.1 в увеличенном виде.

На фиг.4 - сечение А-А на фиг.2.

На фиг.5 - сечение Б-Б на фиг.3.

Статор 1 турбины низкого давления состоит из наружного корпуса 2, на котором на переднем и заднем по потоку газа 3 в проточной части 4 статора 1 турбины кольцевых ребрах 5 и 6 установлены секторы 7 разрезного кольца 8, размещенные между передней и задней сопловыми лопатками 9 и 10. Каждый сектор 7 разрезного кольца 8 выполнен в виде слоев листового материала, причем передняя по потоку газа 3 часть сектора 7 выполнена из одного слоя 11, который распространяется до задней сопловой лопатки 10 и является первым со стороны проточной части 4 слоем. Все слои сектора 7 имеют одинаковую радиальную толщину и соединены между собой неразъемными соединениями 12 (например, пайкой). Центральная часть сектора 7 выполнена двухслойной, причем второй от проточной части 4 слой 13 смещен относительно первого слоя 11 в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков 14 и 15, отделяющих воздушную полость 16 между наружным корпусом 2 и разрезным кольцом 8 от проточной части 4. Задняя часть 17 сектора 7 выполнена частично трехслойной с укороченным в окружном направлении слоем 18, который расположен в осевом пазу 19 заднего ребра 6 наружного корпуса 2. Воздушная полость 20 передней сопловой лопатки 9 каналами 21 в переднем кольцевом ребре 5 наружного корпуса 2 соединена с передней воздушной кольцевой полостью 22, расположенной между наружным корпусом 2 и передней частью сектора 7, из которой поток 23 охлаждающего воздуха по щелевым каналам 24 поступает в воздушную полость 16 и далее - в осевой паз 19, а также охлаждает боковую 25 и рабочую 26 поверхности переднего уплотнительного сотового блока 27, снижая при этом температуру газового потока 3. Снижение температуры газового потока 3 способствует повышению долговечности заднего уплотнительного сотового блока 28, установленного на секторе 7 ниже по потоку 3.

При работе статора 1 турбины низкого давления выполненная двухслойной центральная часть секторов 7 разрезного кольца 8 имеет повышенную радиальную жесткость, что способствует стабильности геометрии секторов 7 по ресурсу.

Статор турбины низкого давления, включающий наружный корпус, разрезное кольцо, состоящее из расположенных между передней и задней сопловыми лопатками секторов и установленное на переднем и заднем по потоку газа в проточной части турбины кольцевых ребрах наружного корпуса, отличающийся тем, что каждый сектор выполнен из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной, при этом слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями, а в переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора, причем первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков, а третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к статорам газовых турбин авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины включает наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца.

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана.

Сборка обоймы турбины содержит опорную конструкцию обоймы и множество секторов обоймы, каждый из которых содержит единый элемент из композитного материала с керамической матрицей.

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.

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.

Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает наружный корпус и обтекатели стоек подшипниковой опоры, зафиксированные болтовыми соединениями в наружном корпусе. Внешние радиальные ребра обтекателей стоек подшипниковой опоры зафиксированы в осевом направлении относительно наружного корпуса U-образным в поперечном сечении стопорным кольцом. Переднее по потоку газа радиальное кольцевое ребро стопорного кольца установлено в кольцевой канавке наружного корпуса. Заднее радиальное кольцевое ребро стопорного кольца установлено с радиальным зазором относительно внешнего осевого кольцевого ребра наружного корпуса и выполнено с выемками. Отношение максимальной высоты стопорного кольца в поперечном сечении к величине радиального зазора между задним кольцевым ребром стопорного кольца и осевым кольцевым ребром наружного корпуса составляет 10-100. Отношение максимальной высоты стопорного кольца в поперечном сечении к осевой ширине стопорного кольца составляет 0,5-2. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины. 3 ил.

Изобретение относится к статорам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор высокотемпературной турбины включает размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью. На внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый патрубок, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленный в промежуточном корпусе. Внутренняя полость патрубка на входе соединена с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней полостью сектора разрезного кольца. Передний хвостовик сектора разрезного кольца установлен в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, а патрубок размещен по оси симметрии сектора разрезного кольца. Изобретение позволяет повысить надежность статора высокотемпературной турбины, за счет исключения паразитных утечек охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение секторов разрезного кольца. 5 ил.

Устройство крепления кольца газовой турбины, охватывающего подвижные лопатки, приводимые в движение газовым потоком, содержит входной и выходной зацепы. Входной зацеп обращен к входу турбины и размещен во входной канавке кольца, открытой к выходу. Выходной зацеп обращен к выходу и размещен в выходной канавке кольца, открытой к входу. Между входным и выходным зацепами сформирована полость повышенного давления, запитываемая охлаждающим газом. На входе входного зацепа расположены средства подачи охлаждающего газа для охлаждения входного зацепа, а на выходе выходного зацепа - средства подачи охлаждающего газа для охлаждения выходного зацепа. Средства подачи охлаждающего газа выполнены с возможностью подачи охлаждающего газа без прохождения через указанную полость повышенного давления. Еще одно изобретение группы относится к узлу, состоящему из указанного выше устройства и кольца турбины, содержащего входную канавку, открытую к выходу, и выходную канавку, открытую к входу. Входная и/или выходная канавки имеют контактную поверхность искривленной формы для контакта с соответствующим зацепом. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанное выше устройство крепления или упомянутый узел, а также к турбинному двигателю, содержащему такую турбину. Группа изобретений позволяет обеспечить постоянство формы зацепов независимо от режима работы турбины, а также повысить их надежность. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Кожух компрессора осевой турбомашины и способ изготовления кожуха. Кожух содержит опору (34) в целом цилиндрической формы, изготовленную из композиционного материала, металлическое кольцо (36), прилегающее при помощи сцепления к внутрилежащей поверхности опоры (34), и слой истираемого материала (22), прилегающий при помощи плазменного напыления к внутрилежащей поверхности металлического кольца (36). Металлическое кольцо (36) предпочтительно изготовлено из нержавеющей стали и предпочтительно перфорировано. Перфорация дает возможность лучшего сцепления адгезива и позволяет осуществлять его дегазацию. Наружная поверхность металлического кольца (36) предпочтительно подвергнута пескоструйной обработке до сцепления. Ее внутрилежащая поверхность также предпочтительно подвергнута пескоструйной обработке до плазменного напыления истираемого материала. Достигается простота и эффективность изготовления такого кожуха, предоставляющая возможность снижения массы компрессора. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 5 ил.

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.

Ступень турбины содержит колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, удерживаемого внешним корпусом. Каждый кольцевой сектор содержит задний край, имеющий кольцевую выемку, ограниченную передним кольцевым упором, задним кольцевым упором и донной стенкой. Внешний корпус содержит окружной выступающий край, размещенный в этой выемке, для крепления заднего края кольцевого сектора. Донная стенка кольцевой выемки кольцевого сектора выполнена смещенной в радиальном направлении относительно окружного выступающего края внешнего корпуса с возможностью формирования между ними изолирующего теплового пространства. Донная стенка кольцевой выемки содержит средства радиального размещения на окружном выступающем крае, образованные двумя контактными накладками, выступающими над донной стенкой кольцевой выемки. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанную выше ступень турбины. Группа изобретений позволяет повысить надежность ступени турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к радиальному детандеру. Радиальный детандер содержит по меньшей мере одну секцию радиального детандера, расположенную в едином корпусе. Секция радиального детандера содержит лопатки крыльчатки, а также множество диафрагм. Лопатки крыльчатки скомпонованы в две или более ступени между подшипниками на одном валу. Диафрагмы соединены в осевом направлении. Каждая диафрагма содержит крутоизогнутый отвод для соединения соседних ступеней. Каждый из крутоизогнутых отводов снабжен сопловой лопаткой и возвратной лопаткой. Каждая секция имеет газовый вход и газовый выход. Газовый вход сообщается со всасывающим отверстием единого корпуса. Газовый выход сообщается с выпускным отверстием единого корпуса. Изобретение направлено на повышение надежности детандера. 4 ил.

Опорная стойка (430) для диафрагмы паровой турбины содержит основную вертикальную часть (435) с утолщением (447), которое проходит от указанной части (435) по существу перпендикулярно ей. Утолщение содержит первое утолщение, проходящее от верхнего конца основной вертикальной части (435), и второе утолщение, проходящее от места вблизи нижнего конца основной вертикальной части (435). Первое утолщение отстоит на заданное расстояние от второго утолщения. Первое и второе утолщение предназначены для сопряжения с соответствующим пазом (450), выполненным в диафрагме турбины. В утолщениях имеется отверстие (455), которое проходит сквозь них вертикально и предназначено для размещения крепежного элемента (460), проходящего через первое и второе утолщения (447) с обеспечением вертикального прикрепления основной вертикальной части (435) и указанных утолщений (447) к диафрагме турбины. Достигается уменьшение продолжительности и стоимости цикла технического обслуживания, поскольку обеспечивается возможность доступа для извлечения нижней половины (410) диафрагмы для выполнения технического обслуживания без удаления ротора. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Паровая турбина (105) низкого давления имеет выхлопной патрубок (115). Внутренний корпус (125) опирается непосредственно на балочную стенку (131) фундамента (130) с помощью несущих кронштейнов (180). Благодаря этому исключено влияние перепадов давления в выхлопном патрубке (115), а влияние температурных изменений в выхлопном патрубке снижено по сравнению с расположением внутреннего корпуса и ротора внутри патрубка. Подшипники вала могут быть расположены снаружи выхлопного патрубка и установлены в цокольной опоре (140), выполненной непосредственно в фундаменте (130). Концевое вставное уплотнение ротора тоже может быть закреплено в опоре (140). Выхлопной патрубок (115) может иметь более простую конструкцию с меньшим количеством конструктивных опор, на изготовление которой требуется меньше времени. Упрощается техническое обслуживание, поскольку подшипники вала не скрыты под выхлопным патрубком (115) и концевые вставные уплотнения (166, 176) могут быть сняты без удаления крупногабаритной секции выхлопного патрубка. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ изготовления кожуха турбинной установки большой мощности для общественных электроэнергетических систем включает в себя этапы, на которых изготавливают кожух турбинной установки. Кожух содержит по меньшей мере одну переднюю секцию, одну среднюю секцию и одну концевую секцию. Осуществляют изменения литейной формы для изготовления кожуха, требуемые для обеспечения изменения скорости вращения, позволяющей адаптировать турбинную установку к другой частоте электроэнергетической системы, ограниченные изменениями литейной формы для изготовления средней секции кожуха. Усовершенствования согласно настоящему изобретению упрощают литье кожуха турбинной установки при переходе к другим стандартам электроэнергетической системы и с другими эксплуатационными параметрами, такими как скорость вращения. Поскольку изменения касаются только одной секции литейной формы, все остальные секции могут использоваться многократно, и, следовательно, новые способы изготовления и новая конструкция кожухов ускоряют создание литейной формы, что приводит к снижению затрат и к сокращению времени изготовления турбинных установок, приспособленных к разным стандартам электроэнергетических систем. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления включает наружный корпус и разрезное кольцо. Разрезное кольцо состоит из секторов, расположенных между передней и задней сопловыми лопатками, и установлено на кольцевых ребрах наружного корпуса. Каждый сектор выполнен из слоев листового материала. Передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двухслойной и задняя часть сектора - частично двухслойной и частично трехслойной. Слои листового материала каждого сектора имеют одинаковую толщину, расположены радиально относительно друг друга и соединены между собой неразъемными соединениями. В переднем кольцевом ребре наружного корпуса выполнены каналы, соединяющие воздушную полость передней сопловой лопатки с воздушной кольцевой полостью между наружным корпусом турбины и передней однослойной частью сектора. Первый и второй от проточной части слои листового материала смещены относительно друг друга в окружном направлении с образованием уплотнительных козырьков. Третий от проточной части слой выполнен укороченным в окружном направлении и расположен в осевом пазу заднего кольцевого ребра наружного корпуса турбины. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины, а также его технологичность за счет выполнения секторов разрезного кольца из листового материала. 5 ил.

Наверх