Статор высокотемпературной турбины



Статор высокотемпературной турбины
Статор высокотемпературной турбины
Статор высокотемпературной турбины
Статор высокотемпературной турбины
Статор высокотемпературной турбины

 


Владельцы патента RU 2538985:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

 

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

Известен статор высокотемпературной турбины, сектора разрезного кольца в котором охлаждаются через отверстия в ленте, расположенной с внешней стороны от секторов (патент RU №2465466, F01D 25/24).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за пониженной эффективности охлаждения секторов разрезного кольца.

Наиболее близким к заявляемому является статор высокотемпературной турбины, сектора разрезного кольца в котором выполнены с внутренней воздушной полостью, на входе соединенной каналами с воздушной полостью между разрезным кольцом и корпусом турбины (патент US №6742783, F01D 11/02).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за паразитных утечек охлаждающего воздуха из воздушной полости между разрезным кольцом и корпусом турбины, что может привести к уменьшению расхода охлаждающего воздуха, протекающего в воздушной полости разрезного кольца и к его перегреву.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности статора высокотемпературной турбины путем исключения паразитных утечек охлаждающего воздуха, поступающего на охлаждение секторов разрезного кольца.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре высокотемпературной турбины, включающем размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью, согласно изобретению, на внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый патрубок, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленный в промежуточном корпусе, причем внутренняя полость патрубка на входе соединена с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней полостью сектора разрезного кольца, при этом передний хвостовик сектора разрезного кольца установлен в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, а патрубок размещен по оси симметрии сектора разрезного кольца.

Размещение на внешней стороне сектора разрезного кольца полого патрубка, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленного в промежуточном корпусе, позволяет зафиксировать сектора разрезного кольца как в радиальном, так и в окружном направлениях.

Соединение внутренней полости патрубка на входе с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней воздушной полостью сектора разрезного кольца, позволяет организовать эффективное охлаждение секторов при минимальных паразитных утечках охлаждающего воздуха.

Установка переднего хвостовика сектора разрезного кольца в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, позволяет исключить появление дополнительных напряжений из-за различных температурных деформаций в радиальном направлении сектора разрезного кольца, промежуточного корпуса и сопловой лопатки, а также исключает выпадение сектора разрезного кольца в проточную часть статора высокотемпературной турбины в случае поломки патрубка.

Размещение патрубка по оси симметрии сектора разрезного кольца позволяет организовать равномерное в окружном направлении охлаждение сектора разрезного кольца, что повышает надежность статора высокотемпературной турбины.

На фиг.1 изображен продольный разрез статора высокотемпературной турбины.

На фиг.2 - вид А на фиг.1.

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

На фиг.4 - вид Б на фиг.1.

На фиг.5 - вариант исполнения фиг.4.

Статор 1 высокотемпературной турбины состоит из наружного корпуса 2, в котором размещен промежуточный корпус 3 с установленными на нем сопловыми лопатками 4. Ниже лопаток 4 по потоку газа 5 в проточной части 6 статора 1 установлено разрезное кольцо 7, состоящее из множества секторов 8, каждый из которых выполнен с внутренней воздушной полостью 9. На внешней стороне 10 каждого из секторов 8 размещен полый патрубок 11, своим осевым цилиндрическим хвостовиком 12 установленный в промежуточном корпусе 3. Внутренняя полость 13 патрубка 11 на входе через каналы 14 соединена с воздушной полостью высокого давления 15 промежуточного корпуса 3, а на выходе - с внутренней воздушной полостью 9 сектора 8. Для обеспечения равномерного охлаждения сектора 8 в окружном направлении, патрубок 11 размещен по оси симметрии 16 сектора 8. Передним хвостовиком 17 сектор 8 соединением щип - паз 18 установлен в пазу 19 сопловой лопатки 4 с верхним 20 и нижним 21 радиальными зазорами. В воздушной полости 9 сектора 8, могут быть размещены различные интенсификаторы охлаждения, например, штырьки 22 или ребра 23.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе статора высокотемпературной турбины 1 паразитные утечки охлаждающего воздуха, поступающего из полости повышенного давления 15 в воздушную внутреннюю полость 9 сектора 8 минимальны, что способствует снижению температуры сектора 8 и повышению надежности статора высокотемпературной турбины.

Статор высокотемпературной турбины, включающий размещенную в промежуточном корпусе сопловую лопатку и установленные ниже по потоку газа сектора разрезного кольца, выполненные с внутренней воздушной полостью, отличающийся тем, что на внешней стороне каждого сектора разрезного кольца размещен полый патрубок, передним осевым цилиндрическим хвостовиком установленный в промежуточном корпусе, причем внутренняя полость патрубка на входе соединена с воздушной полостью промежуточного корпуса, а на выходе - с внутренней полостью сектора разрезного кольца, при этом передний хвостовик сектора разрезного кольца установлен в сопловой лопатке соединением щип - паз с радиальными зазорами, а патрубок размещен по оси симметрии сектора разрезного кольца.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму.

Изобретение относится к теплоэнергетическому машиностроению, в частности к конструкции турбины высокого давления газотурбинной установки. Турбина высокого давления содержит наружный кожух и торцевую стенку.

Изобретение относится к осевому компрессору для газовой турбины, содержащему кольцеобразный в сечении тракт течения для сжимаемой среды, причем тракт течения ограничен радиально снаружи наружной стенкой кольцеобразного сечения, корпус, который охватывает наружную стенку с образованием, по меньшей мере, одной промежуточной сборной камеры, по меньшей мере, одно отверстие отбора в наружной стенке для отвода в сборную камеру части протекающей по тракту течения среды и, по меньшей мере, одно отверстие в корпусе для удаления отведенной части среды из корпуса.

Изобретение относится к соединительной структуре корпуса турбины с корпусом подшипника работающего на отработавших газах турбокомпрессора согласно ограничительной части п.1 формулы изобретения и работающему на отработавших газах турбокомпрессору согласно ограничительной части п.11 формулы изобретения.

Изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. .

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно к паротурбинным установкам (ПТУ) судов и электростанций. .

Изобретение относится к применению теплоизолирующего слоя для корпуса паровой турбины, чтобы повысить равномерность деформационного поведения различных деталей вследствие различных нагревов деталей.

Изобретение относится к газотурбинным установкам для привода электрогенератора или для механического привода. .

Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано при создании цилиндров паровых турбин, в которых совмещены проточные части высокого и среднего давления.

Энергетическая установка с комбинированным циклом содержит компонент (66) с внутренним объемом (68), предназначенный для размещения конденсата пара или отработанного газа газовой турбины. Вокруг внешней поверхности компонента (66) энергетической установки с комбинированным циклом расположен материал (72) с фазовым переходом. Установка также содержит ограничительную конструкцию (70), расположенную вокруг компонента (66) с образованием наружного объема между компонентом (66) и указанной конструкцией (70). Материал (72) с фазовым переходом расположен в указанном наружном объеме и выполнен с возможностью поглощения тепла из внутреннего объема (68) при работе установки с комбинированным циклом и высвобождения тепла с обеспечением возможности поддержания повышенной температуры внутреннего объема (68) после отключения газовой турбины. Достигается снижение подвода тепла, необходимого для повторного запуска установки. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх