Статор турбины

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 турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен статор турбины, в котором обтекатели стоек подшипниковой опоры зафиксированы фланцами, установленными в стыке фланцев наружных корпусов турбины (патент US №7815417, 19.10.2010 г., МПК F01D 25/16).

Недостатком известной конструкции является неполная (недостаточная) герметичность корпуса турбины из-за возможных паразитных утечек газа через стык корпусов турбины.

Наиболее близким к заявленному является статор турбины, включающий наружный корпус и обтекатели стоек подшипниковой опоры, зафиксированные болтовыми соединениями в наружном корпусе (патент RU №2331783, 20.08.2008 г., МПК F02K 3/072).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность, так как радиальные отверстия в стенке корпуса турбины являются концентраторами напряжений.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины за счет фиксации в осевом направлении обтекателей стоек подшипниковой опоры стопорным кольцом.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре турбины, включающем 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 которого установлено в кольцевой канавке наружного корпуса, а заднее радиальное кольцевое ребро установлено с радиальным зазором h относительно внешнего осевого кольцевого ребра наружного корпуса и выполнено с выемками, причем H/h=10-100 и H/L=0,5-2,

где H - максимальная высота U-образного стопорного кольца в поперечном сечении;

h - радиальный зазор между задним кольцевым ребром U-образного стопорного кольца и осевым кольцевым ребром наружного корпуса;

L - осевая ширина U-образного стопорного кольца.

Фиксация внешних радиальных ребер обтекателей стоек в осевом направлении относительно наружного корпуса U-образным в поперечном сечении стопорным кольцом, переднее по потоку газа радиальное ребро которого установлено в кольцевую канавку наружного корпуса, а заднее кольцевое ребро установлено с радиальным зазором относительно кольцевого ребра наружного корпуса, позволяет парировать упором заднего ребра в кольцевое ребро корпуса опрокидывающий момент МИЗГ., действующий на стопорное кольцо, так как при работе статора под действием газовых сил обтекатель с усилием P оказывает давление на переднее ребро U-образного стопорного кольца, и под действием изгибающего момента МИЗГ. от усилия P заднее ребро U-образного стопорного кольца, выбирая зазор h, касается внешнего осевого кольцевого ребра наружного корпуса, существенно снижая осевую упругую деформацию переднего ребра, что позволяет повысить надежность статора турбины за счет снижения напряжений в переднем ребре U-образного стопорного кольца.

Выполнение заднего кольцевого ребра U-образного стопорного кольца с выемками снижает вес конструкции и повышает технологичность ремонта статора, так как улучшаются условия для демонтажа стопорного кольца.

При H/h<10 - излишне увеличивается упругая деформация переднего ребра U-образного стопорного кольца.

При H/h>100 - ухудшается установка U-образного стопорного кольца в осевую канавку наружного корпуса статора.

При H/L<0,5 - увеличиваются габариты и вес конструкции.

При H/L>2 - излишне увеличиваются напряжения в переднем кольцевом ребре U-образного стопорного кольца.

Заявленное изобретение поясняется следующими чертежами:

на фиг.1 изображен продольный разрез статора турбины;

на фиг.2 показан элемент I на фиг 1 в увеличенном виде;

на фиг.3 показан вид А на фиг.2.

Статор 1 турбины состоит из наружного корпуса 2, в котором болтовым соединением 3 зафиксированы радиальные стойки 4 подшипниковой опоры (на чертежах не показана). Радиальные стойки 4 подшипниковой опоры от контакта с высокотемпературным газовым потоком 5 предохраняют обтекатели 6. Внешние радиальные ребра 7 обтекателей 6 зафиксированы в осевом направлении относительно наружного корпуса 2 U-образным в поперечном сечении стопорным кольцом 8. Переднее (по течению газового потока 5) радиальное ребро 9 U-образного стопорного кольца 8 установлено в кольцевой канавке 10 наружного корпуса 2, а заднее радиальное кольцевое ребро 11 выполнено с выемками 12 и установлено с радиальным зазором h относительно внешнего осевого кольцевого ребра 13 наружного корпуса 2. Стопорное U-образное кольцо 8 зафиксировано в радиальном направлении со стороны проточной части 14 статора 1 осевыми выступами 15, расположенными ниже обтекателя 6 по потоку 5 сопловых лопаток 16.

При работе статора 1 турбины под действием осевой силы P U-образное стопорное кольцо 8 испытывает минимальную упругую деформацию, так как опирающееся на внешнее осевое кольцевое ребро 13 наружного корпуса 2 заднее радиальное кольцевое ребро 11 парирует опрокидывающий момент МИЗГ., действующий на U-образное стопорное кольцо 8. Осевые выступы 15 расположенных ниже по потоку 5 сопловых лопаток 16 экранируют U-образное стопорное кольцо 8 от контакта с высокотемпературным газовым потоком 5, что повышает надежность U-образного стопорного кольца 8 и наружного корпуса 2 статора 1.

Статор турбины, включающий наружный корпус и обтекатели стоек подшипниковой опоры, зафиксированные болтовыми соединениями в наружном корпусе, отличающийся тем, что 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 которого установлено в кольцевой канавке наружного корпуса, а заднее радиальное кольцевое ребро установлено с радиальным зазором h относительно внешнего осевого кольцевого ребра наружного корпуса и выполнено с выемками, причем H/h=10-100 и H/L=0,5-2,
где Н - максимальная высота U-образного стопорного кольца в поперечном сечении;
h - радиальный зазор между задним кольцевым ребром U-образного стопорного кольца и осевым кольцевым ребром наружного корпуса;
L - осевая ширина U-образного стопорного кольца.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления включает наружный корпус и разрезное кольцо.

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 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.

При ремонте фланца картера турбомашины, содержащего отверстие для болта крепления оборудования и выполненного из материала, не поддающегося сварке, выполняют зенкованное углубление во фланце вокруг отверстия для прохождения болта. Затем анодируют дно зенкованного углубления, размещают шайбу в зенкованном углублении и закрепляют шайбу на фланце при помощи клея. Другое изобретение группы относится к картеру турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, выполненному из алюминия, стали или композитного материала и содержащему кольцевой фланец с отверстием для болта. Кольцевой фланец отремонтирован по указанному выше способу, а отверстие для прохождения болта выходит в зенкованное углубление, в котором приклеена шайба. Группа изобретений позволяет упростить ремонт фланца турбомашины, выполненного из материала, не поддающегося сварке. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

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.

Наверх