Сопловой аппарат газовой реактивной турбины



Сопловой аппарат газовой реактивной турбины
Сопловой аппарат газовой реактивной турбины
Сопловой аппарат газовой реактивной турбины
Сопловой аппарат газовой реактивной турбины

 


Владельцы патента RU 2539221:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ) (RU)

Изобретение относится к области конструкции авиационных двигателей, используемых на летательных аппаратах и наземных энергетических установках. Сопловой аппарат газовой турбины содержит наружный и внутренний корпусы, между которыми размещены статорные лопатки. Лопатки соплового аппарата электрически изолированы друг от друга и снабжены электроконтактами. Электроконтакты лопаток подключены через электрокабели к разноименным полюсам источника постоянного тока таким образом, что лопатки, подключенные к разноименным полюсам источника постоянного тока, чередуются между собой равномерно по всей окружности. Изобретение позволяет использовать элементы конструкции газовой турбины для измерения температуры. 4 ил.

 

Изобретение относится к области конструкции газотурбинных двигателей, используемых как в летательных аппаратах, так и наземных энергетических установках.

Известны различные конструкции соплового аппарата (например, под ред. Д.В. Хронина «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». - М.: Машиностроение, 1989, стр. 177-179), предназначенные для поворота газового потока с целью обеспечения наибольшей эффективности работы газовой турбины. При этом газовый поток, выходящий из камеры сгорания, имеет высокую температуру, которую необходимо измерять из требований обеспечения надежности работы и ресурса газовой турбины. Проблема измерения температуры газового потока перед газовой турбиной воздушно-реактивных двигателей до сих пор не решена. Имеется опыт использования термопар (при измерении относительно невысокого уровня температуры газа, например, в двигателе ТВ2-117, «Техническое описание», Самара, Электронный ресурс, 2007, стр. 32) с использованием оптоэлектронной техники (при измерении температуры элементов конструкции турбины, например, в двигателе ПС-90А, «Конструкция основных узлов двигателя ПС-90А», Уч. пос. / М.А. Нахимкин, М.М. Зальцман, ПГТУ, Пермь, 1997 г.), а также косвенным способом (по измерению температуры газа за турбиной в существующих отечественных и зарубежных конструкциях). Имеются предложения по использованию средств пневмоники для непосредственного измерения температуры газа перед турбиной.

Однако все известные способы не находят применения в связи с высоким современным уровнем измеряемых температур (1500°-2000°K), требованиями к динамике процесса измерения температуры газа, а также необходимостью обеспечения эксплуатационной надежности системы измерения в течение всего ресурса работы турбины.

Цель изобретения заключается в том, чтобы используя известный эффект ионизации газа под воздействием высокой температуры газа, применить его к задачам измерения температуры газа перед турбиной.

Техническим результатом является измерение температуры газового потока перед газовой турбиной с использованием элементов конструкции самой турбины без введения дополнительных элементов конструкции в газовый тракт, что может вызывать дополнительные потери мощности.

Заявленный технический результат достигается тем, что в сопловом аппарате газовой турбины, состоящем из наружного и внутреннего корпусов, между которыми размещены статорные лопатки, согласно заявлемому изобретению лопатки соплового аппарата электрически изолированы друг от друга и снабжены электроконтактами, подключенными через электрокабели к разноименным полюсам источника постоянного тока таким образом, что лопатки, подключенные к разноименным полюсам источника постоянного тока чередуются между собой равномерно по всей окружности.

При этом предполагается, что корпуса соплового аппарата выполнены из электроизолирующего жаропрочного материала. Кроме того, возможен вариант, когда каждая пара изолированных лопаток, подключенная к разноименным полюсам источника постоянного тока, соединена с соответствующим оборудованием, что позволяет определять окружную неравномерность температурного поля.

На фиг.1 изображена схема предлагаемой конструкции.

На фиг.2 - меридиональное сечение статора.

На фиг.3 - соединение лопаток в пазах корпуса.

На фиг.4 - соединение лопаток в корпусах.

Сопловой аппарат реактивной турбины, предназначенный для изменения направления газового потока на рабочие лопатки осевой турбины, состоит из внешнего 1 и внутреннего 2 корпусов, выполненных из жаропрочного металла (сплава), между которыми установлены сопловые лопатки 3. В зависимости от конструктивных особенностей соплового аппарата изоляция может быть достигнута как за счет цельного изготовления корпусов из изоляционного материала (фиг.4), так и за счет установки изолирующих проставок 4, если сопловые лопатки собираются в пазах корпуса (фиг.3) или есть необходимость изоляции полок лопаток (фиг.2). Каждая лопатка имеет (сверху) втулку 5, к которой жестко крепится электрический контакт, соединенный с кабелем 6 или 7. Эти кабели соединены с разноименными полюсами источника постоянного тока 8 (аккумулятором или генератором). Кабели подсоединены к лопаткам, образуя две группы лопаток. При наличии тока в электрической цепи возникает напряжение, фиксируемое амперметром 9 или через клеммы 10, передаваемое в систему автоматики. Лопатки каждой группы установлены так, чтобы обеспечить наибольшую эффективность работы устройства, т.е. чередованием по окружности лопаток с положительным и отрицательным потенциалом заряда.

Схема работает следующим образом. При низком уровне температуры газа (например, на режиме «Малый газ») показаний на амперметре 9 не будет. При достаточно высоком уровне температуры газа (в проведенных экспериментах при 1500°K) возникает диссоциация молекул газа между лопатками. Если создать направленное движение тока путем подключения источника питания 8 к лопаткам 3 соплового аппарата, то при возникновении диссоциации молекул газа цепь замыкается и амперметр 9 показывает уровень тока, соответствующий температуре газа в сопловом аппарате (при температуре газа 1500°K было получено 5 мВ). Наибольший ток ионизации получается при расположении лопаток 3, соединенных кабелями 6 или 7 попеременно (через одну), т.е. при наибольшем числе линий тока между лопатками. В качестве источника питания 8 используется стандартная бортовая электрическая сеть (Ur=27 B) на базе генератора постоянного напряжения.

Таким образом, наличие высокой температуры газа приводит к повышению электрического сигнала, пропорционального уровню температуры. Причем чем выше уровень температуры газа, тем энергичнее растет электрический сигнал (параболическая зависимость) и тем точнее будет измерение температуры газа в сопловом аппарате.

Сопловой аппарат газовой турбины, состоящий из наружного и внутреннего корпусов, между которыми размещены статорные лопатки, отличающийся тем, что лопатки соплового аппарата электрически изолированы друг от друга и снабжены электроконтактами, подключенными через электрокабели к разноименным полюсам источника постоянного тока таким образом, что лопатки, подключенные к разноименным полюсам источника постоянного тока, чередуются между собой равномерно по всей окружности.



 

Похожие патенты:

Переходный канал для соединения камеры сгорания и турбинной части газотурбинного двигателя содержит оболочку, включающую первую и вторую поверхности. Первая и вторая поверхности оболочки соединены пробиванием, а оболочка переходного канала выполнена по меньшей мере из одного листа, отштампованного в форму, образующую переходный канал с двойной оболочкой.

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура.

Устройство ремонта фланца, содержащего несколько выступов, равномерно расположенных по окружности, включает усилительную гнутую деталь, имеющую форму фланца, и восстановительную деталь фланца.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбинный узел агрегата включает корпус подвода рабочего тела - пара, сопловый аппарат с наклонными соплами, турбину, имеющую вал с рабочим колесом, и расположенный за турбиной по потоку пара корпус отвода отработанного пара.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбонасосный агрегат содержит турбинный узел c корпусами подвода и отвода рабочего тела, сопловым аппаратом, одноступенчатой турбиной.

Лопатка с изменяемым углом установки для секции статора модуля турбомашины включает активную часть лопатки, на сторонах которой расположены радиально внутренняя и внешняя полки.

Направляющий сопловый аппарат турбины газотурбинного двигателя содержит внутреннюю и внешнюю кольцевые платформы, соединенные радиальными лопатками. Внутренняя платформа содержит кольцевые элементы из истираемого материала, размещенные на образующих кольцо листовых секторах с сечением L, S или С-образной формы, установленных внутри внутренней платформы.

Турбомашина содержит ступень, включающую лопатки с изменяемым углом установки, размещенные по окружности в корпусе. Каждая лопатка содержит управляющий стержень, радиально выступающий снаружи корпуса и связанный рычагом с общим кольцом управления, соосным упомянутому корпусу и установленным с возможностью вращения снаружи корпуса.

Газотурбинный двигатель содержит кольцевую камеру сгорания, секторальный направляющий сопловый аппарат турбины, расположенный на выходе камеры, и герметизирующие средства, аксиально размещенные между камерой сгорания и направляющим сопловым аппаратом.

Переходный отсек газотурбинного двигателя содержит первый конец, второй конец и корпус, проходящий между ними. Корпус содержит внутреннюю поверхность, противоположную наружную поверхность и турбулизатор.

Газовая турбина, соединенная со вторичной камерой сгорания, включает ряд направляющих лопаток турбины низкого давления, расположенный ниже по потоку относительно указанной камеры сгорания. Радиально наружная граница вторичной камеры сгорания образована наружным стенным сегментом, закрепленным на опорном элементе, расположенном радиально снаружи. Поток горячих газов ограничен радиально снаружи, в области ряда направляющих лопаток, наружной полкой, закрепленной на опоре направляющей лопатки. Между стенным сегментом и наружной полкой расположена радиально продолжающаяся полость, имеющая ширину от 1 до 25 мм в осевом направлении во входной области. Во входной области полости расположен ступенчатый элемент, уменьшающий ширину полости на 10% на ступеньке, продолжающейся в полость перпендикулярно направлению потока горячего газа. Ширина полости радиально снаружи относительно ступенчатого элемента вновь увеличена до ширины во входной области посредством ступеньки, продолжающейся в полость перпендикулярно направлению потока горячего газа. Изобретение позволяет снизить поступление горячего газа в полость между стенным сегментом и наружной полкой направляющих лопаток. 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Лопатка спрямляющего аппарата для турбореактивного двигателя содержит удлиненные моноблочные передний и задний участки, а также внешний слой, соединенные посредством горячего прессования. Удлиненный моноблочный передний участок вырезан из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образует переднюю кромку лопатки. Удлиненный моноблочный задний участок вырезан из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образует заднюю кромку лопатки. Внешний слой выполнен на основе пропитанных смолой волокон и расположен между передней и задней кромками с образованием боковых сторон лопатки. Внешний слой перекрывает зоны передней кромки и задней кромки. Другое изобретение группы относится к турбореактивному двигателю, содержащему множество указанных выше лопаток, каждая из которых закреплена на корпусе. Группа изобретений позволяет упростить изготовление и установку лопатки турбореактивного двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Корпус турбореактивного двигателя выполнен с возможностью установки в нем множества лопаток и содержит средства крепления конца каждой лопатки, расположенные на стороне корпуса, противоположной лопаткам. Средства крепления содержат кольцевой элемент, проходящий вокруг корпуса, а корпус содержит отверстия, через которые проходят концы лопаток для их взаимодействия со средствами крепления. Корпус выполнен из длинных волокон, связанных термопластической смолой. Кольцевой элемент получен посредством пултрузии и пропитан термопластической смолой, свариваемой с термопластической смолой корпуса, причем весь узел соединен посредством горячего прессования. Другое изобретение группы относится к турбореактивному двигателю, содержащему указанный выше корпус и множество лопаток, каждая из которых имеет конец, соединенный с корпусом. Группа изобретений позволяет упростить изготовление и сборку корпуса турбореактивного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Лопатка с аэродинамическим профилем включает в радиальном направлении внутреннюю полочную область и внешнюю венечную область, а в осевом направлении - переднюю входную кромку и заднюю выходную кромку, между полочной областью и венечной областью. Лопатка снабжена корытцем, вогнутым в радиальном направлении между внутренней полочной областью и внешней венечной областью, а также спинкой, выпуклой в радиальном направлении между внутренней полочной областью и внешней венечной областью. Ширина лопатки в осевом направлении между входной кромкой и прямой выходной кромкой параболически изменяется от максимальной ширины в полочной и венечной областях до минимальной ширины на участке между полочной областью и венечной областью. Другое изобретение группы относится к осевой турбомашине, содержащей группу указанных выше лопаток с аэродинамическим профилем. Изобретение позволяет снизить профильные потери на лопатке. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к высокотемпературным газовым турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высокотемпературная газовая турбина включает в себя лабиринтное уплотнение по сотовому блоку на внутренней полке, выполненной с дефлектором и с внутренней воздушной полостью охлаждаемой сопловой лопатки. Воздушная полость на выходе из сопловой лопатки через дозирующее отверстие в дефлекторе и через расположенные во внутренней полке в окружном направлении раздаточный канал и систему осевых каналов соединена с перфорацией, выходящей во внутренние полости ячеек сотового блока. Осевые каналы дополнительно соединены перфорацией с наружной поверхностью внутренней полки сопловой лопатки. Изобретение повышает надежность и экономичность высокотемпературной газовой турбины посредством исключения перегрева и разрушения сотового блока лабиринтного уплотнения, а также уменьшения радиального зазора в уплотнении. 1 з.п. ф-лы, 3 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.

Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает в себя внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями (7), и расположенные по потоку (5) газа охлаждаемые сопловые лопатки (14) с нижними полками (15). Внутреннее радиальное ребро (8) каждого обтекателя (7) расположено в U-образном уплотнительном кольце (9), установленном на кольцевом цилиндрическом фланце (11) опоры. U-образное уплотнительное кольцо (9) выполнено с внешним (12) и внутренним (13) С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток (14). С-образные выступы (12) и (13) образуют соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом (16), установленным в радиальном направлении на нижних полках (15) сопловых лопаток (14). В обечайке (22) внутреннего кольца (16) выполнены каналы (23) для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость (20) пониженного давления. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газотурбинный двигатель содержит корпус со статорной ступенью, имеющей лопатки с изменяемым углом установки, управляемые приводным кольцом, соосно окружающим упомянутый корпус. Кольцо ограничено в перемещении поворотом только вокруг оси упомянутого корпуса и соединено коленчатыми рычагами с лопатками с изменяемым углом установки. Приводное кольцо соединено со смежным индивидуальным приводным блоком в виде силового привода, и содержащим два участка, образующие цилиндр и шток. Шток шарнирно соединен с кольцом, а цилиндр шарнирно соединен с упомянутым корпусом, причем шарнир между цилиндром и корпусом расположен вблизи конца цилиндра, из которого проходит шток. Изобретение позволяет снизить габариты и вес системы управления углом установки лопаток статора. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Переходная часть камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск, соединенный с камерой сгорания, и выпуск на нижнем по потоку конце, соединенный с первой ступенью турбины. Нижний по потоку конец содержит наружную и внутреннюю стенки, а также первую и вторую боковые стенки. Одна из боковых стенок имеет продолжение боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части. Продолжение боковой стенки содержит охлаждающий канал или продолжения боковых стенок двух переходных частей выполнены таким образом, что после установки рядом друг с другом образуют охлаждающий канал. Охлаждающий канал закрыт к наружной стенке и/или внутренней стенке посредством торцевой пластины. Другие изобретения группы относятся к трубчатой камере сгорания и газотурбинному двигателю, содержащим указанную выше переходную часть. При модернизации газотурбинного двигателя открывают его корпус, удаляют имеющуюся переходную часть, устанавливают указанную выше переходную часть и закрывают корпус. При бороскопической инспекции газотурбинного двигателя, содержащего указанную выше переходную часть, сначала каждую вторую переходную часть удаляют и затем инспектируют путь горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части, а также путь горячего газа соседней камеры сгорания, которая остается установленной в газотурбинном двигателе, через зазор, открытый посредством удаления продолжения боковой стенки вместе с удаленной переходной частью. Группа изобретений позволяет повысить срок службы камеры сгорания. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Статор осевой турбомашины содержит наружный кожух и ряд лопаток статора с полками. Наружный кожух имеет расположенные в ряд по окружности отверстия и внутреннюю кольцевую канавку для фиксирования кольцевого слоя истираемого материала. Полки лопаток статора расположены в отверстиях наружного кожуха и закреплены посредством наплавленных валиков между полками и гранями отверстий. Ряд отверстий и внутренняя канавка частично пересекаются, так что часть каждого наплавленного валика расположена в осевом направлении во внутренней канавке. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей компрессор и турбину, причем, по меньшей мере, один из статоров компрессора и/или турбины выполнен как указано выше. При производстве указного выше статора сначала изготавливают наружный кожух и лопатки, после чего размещают и приваривают полки лопаток в отверстиях наружного кожуха. Затем помещают слой истираемого материала во внутреннюю канавку. Группа изобретений позволяет уменьшить размер турбомашины, упростить ее конструкцию и производство. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх