Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя



Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя
Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя

 


Владельцы патента RU 2558731:

ОПРА ТЕКНОЛОДЖИЗ БИ.ВИ. (NL)

Устройство передачи газообразных продуктов сгорания к турбине содержит несколько направляющих лопаток сопла, пару боковых стенок кольцеобразной формы, между которыми расположены направляющие лопатки сопла, пару разнесенных между собой опор, а также средство фиксации боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток сопла между опорами. Средство фиксации содержит несколько болтовых узлов в сборе, проходящих в аксиальном направлении через кольцевые опоры, отверстия в боковых стенках и прорези в направляющих лопатках сопла. Каждое отверстие и прорезь имеют внутренний размер в радиальном направлении больший, чем внешний размер болтового узла в сборе, причем внутренний размер имеет такую величину, которая соответствует перемещению боковых стенок и направляющих лопаток относительно опор в радиальном направлении при тепловом расширении и сжатии. Сборочный узел направляющих лопаток сопла содержит несколько направляющих лопаток сопла, пару боковых стенок сопла кольцеобразной формы, между которыми установлены направляющие лопатки, несколько полых вкладышей, а также несколько шпилек. Полые вкладыши жестко соединяют противолежащие аксиальные концы каждой направляющей лопатки к смежной боковой стенке. Шпильки соединяют один из аксиальных концов каждой направляющей лопатки к смежной боковой стенке. Через обе боковые стенки и направляющие лопатки в аксиальном направлении проходит несколько сквозных отверстий, образованных внутри вкладышей. Сквозные отверстия сконфигурированы для монтажа на двигателе сборочного узла направляющих лопаток сопла с возможностью замены, используя несколько болтовых узлов в сборе и обеспечения перемещения в радиальном направлении сборочного узла направляющих лопаток сопла, относительно болтовых узлов в сборе, при тепловом расширении и сжатии. При конфигурировании срединной секции газотурбинного двигателя жестко присоединяют один кольцевой опорный элемент к стационарному конструкционному элементу двигателя. Присоединяют с возможностью регулировки кожух турбины к другому опорному элементу, чтобы тем самым крепить его. Располагают и закрепляют кольцевой сборочный узел направляющих лопаток сопла между разнесенными на определенном расстоянии между собой опорными элементами. Группа изобретений позволяет снизить тепловую деформацию газотурбинного двигателя. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область изобретения

Настоящее изобретение относятся к газотурбинным двигателям для создания реактивной и/или механической работы. Более конкретно, настоящее изобретение относится к конструкции монтажа направляющих лопаток впускного сопла для направления горячих газообразных продуктов сгорания на турбину с радиальным притоком.

Предпосылки к созданию изобретения

Двигатели с радиальной турбиной, и, в частности, двигатели с радиальной турбиной, которые имеют турбину с радиальным притоком, выдвигают различные проблемы, по сравнению с двигателями с аксиальной турбиной. Радиальная приточная турбина имеет относительно большой диаметр по сравнению с сопоставимыми двигателями с аксиальной турбиной, но требует дополнительной конструкции с еще большим диаметром статических компонентов.

В число этих статических компонентов входят направляющие лопатки сопла для направления горячих продуктов сгорания во входной канал турбины и механическая конструкция, которая фиксирует положение относительно центра и зазор между связанными компонентами компрессора и турбины.

В двигателях с турбинами меньшего размера, с меньшей протяженностью в радиальном направлении и, несомненно, более низкими температурами на входном канале турбины обычно используются более простые конструкции. Но в более габаритных, улучшенных радиальных турбинах с температурами входного канала турбины 1000 градусов С и выше требуются специальные решения, описанные в этом раскрытии предмета изобретения, с тем чтобы устранить или смягчить искажения и чрезмерные смещения, возникающие из-за разности теплового радиального расширения и/или сжатия, и, как следствие, утечку и потерю эксплуатационного качества двигателя.

Краткое изложение изобретения

В соответствии с настоящим изобретением, как осуществлено и в общих чертах описано здесь, раскрыто устройство для передачи по каналу газообразных продуктов сгорания к радиальной турбине в газотурбинном двигателе, при этом двигатель имеет компрессор для образования сжатого воздуха, камеру сгорания для сжигания топлива со сжатым воздухом и образования газообразных продуктов сгорания, и входной канал турбины, сконфигурированный для получения газообразных продуктов сгорания, где турбина может вращаться вокруг оси, расширяя газообразные продукты сгорания для производства работы. Это устройство содержит тракт потока газообразных продуктов сгорания между камерой сгорания и входным каналом турбины, при этом тракт потока имеет радиальную составляющую. Устройство содержит также несколько направляющих лопаток сопла и средство для монтажа направляющих лопаток в составляющей тракта потока, при этом направляющие лопатки распределены под углом, относительно оси турбины и концентрически с ней непосредственно у радиального входного канала турбины. Средство монтажа обеспечивает возможность радиального перемещения направляющих лопаток относительно оси турбины при тепловом расширении и/или сжатии во время работы двигателя.

Также, в соответствии с изобретением, как осуществлено и в общих чертах описано здесь, раскрыто устройство для передачи по каналу газообразных продуктов сгорания на турбину в газотурбинном двигателе. Двигатель имеет компрессор для образования сжатого воздуха, камеру сгорания для сжигания топлива вместе со сжатым воздухом для образования газообразных продуктов сгорания, и турбину с радиальным притоком, имеющую входной канал, сконфигурированный для получения газообразных продуктов сгорания. Турбина может вращаться относительно оси, расширяя газообразные продукты сгорания для производства работы. Устройство содержит несколько направляющих лопаток сопла, каждая из которых имеет противолежащие в аксиальном направлении концы и аксиально направленную прорезь. Устройство содержит также пару кольцеобразных, разнесенных между собой на определенное расстояние боковых стенок, а направляющие лопатки присоединены между этими боковыми стенками под углом, разнесенным между собой положении относительно оси турбины и ориентированы для получения газообразных продуктов сгорания от камеры сгорания и направления газов во входной канал турбины. Устройство содержит также пару разнесенных между собой на определенное расстояние опор, сконфигурированных в определенном положении относительно боковых стенок, и присоединенные направляющие лопатки, концентрические с осью и смежные с входным каналом турбины, при этом по меньшей мере одна из опор также сконфигурирована так, чтобы крепиться к двигателю. Далее, устройство содержит средство для фиксации боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток между кольцевыми опорами, что обеспечивает возможность радиального перемещения боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток относительно опор при тепловом расширении и/или сжатии во время работы двигателя. Средства фиксации содержат несколько первых болтовых узлов в сборе (узлов, собранных болтами), каждый из которых имеет тело болта, проходящее в осевом направлении через опоры, через отверстия в боковых стенках и через прорези в направляющих лопатках. Каждое отверстие и каждая прорезь имеют внутренний размер в радиальном направлении такой величины, которая обеспечивает скользящее радиальное перемещение относительно тела болта.

Далее, в соответствии с настоящим изобретением, как осуществлено и в общих чертах описано здесь, раскрыт сборочный узел направляющих лопаток сопла для двигателя, имеющего газовую турбину с радиальным притоком. Турбина имеет ось и радиально направленный входной канал. Устройство содержит несколько направляющих лопаток сопла, каждая из которых содержит противолежащие в аксиальном направлении концы, и пару кольцеобразных боковых стенок сопла, сконфигурированных так, чтобы крепить направляющие лопатки между ними, в положении разнесенным под углом между собой относительно оси турбины. Сборочный узел содержит также несколько полых вкладышей, жестко присоединяющих противолежащие в аксиальном направлении концы каждой направляющей лопатки к соответствующей смежной боковой стенке, для образования разнесенного под углом между собой на определенное расстояние распределения, и несколько шпилек, подсоединяющих аксиальный конец каждой направляющей лопатки к соответствующей смежной боковой стенке. Шпильки расположены под углом на определенном расстоянии от вкладышей и устанавливают шаг соответствующей лопатки. Сборочный узел содержит также несколько сквозных отверстий, образованных внутри вкладышей, и проходящих в аксиальном направлении через обе боковые стенки и направляющие лопатки. Сквозные отверстия сконфигурированы для установки сборочного узла впускного сопла на двигателе с возможностью замены, используя узлы, собранные болтами, и для обеспечения возможности радиального перемещения сборочного узла впускного сопла относительно узлов, собранных болтами, при тепловом расширении и/или сжатии. Кроме того, некоторая часть каждого из сквозных отверстий выполнена в эллиптической форме, имеющей длинный и короткий внутренний размер, и при этом длинный внутренний размер ориентирован в радиальном направлении относительно оси турбины, когда сборочный узел устанавливается на двигателе, чтобы обеспечивать относительное скользящее перемещение относительно узлов, собранных

болтами.

Кроме того, в соответствии с настоящим изобретением, как осуществлено и в общих чертах описано здесь, раскрыт способ конфигурирования срединной секции газотурбинного двигателя, имеющего турбину с радиальным входным каналом с осью вращения. Двигатель имеет также компрессор и диффузор для образования сжатого воздуха, камеру сгорания для сжигания топлива со сжатым воздухом и генерации газообразных продуктов сгорания, и кожух турбины для передачи по каналу газообразных продуктов сгорания во время работы, создавая расширение по турбине. Способ включает наличие пары кольцеобразных опорных элементов, окружающих ось турбины на входном канале турбины, при этом опорные элементы жестко закреплены и разнесены между собой на определенное расстояние в аксиальном направлении, жестко присоединяя один из упомянутых опорных элементов к диффузору компрессора, чтобы тем самым крепить его, и присоединяя кожух турбины к другому упомянутому опорному элементу с возможностью регулирования, чтобы тем самым крепить его. Способ предоставляет также установку кольцеобразного сборочного узла направляющих лопаток сопла в аксиальном направлении между разнесенных между собой на определенное расстояние опорных элементов и фиксацию сборочного узла направляющих лопаток сопла входного канала опорными элементами. При фиксации обеспечивается концентричность сборочного узла направляющих лопаток сопла относительно оси турбины и предоставляется возможность относительного перемещения между сборочным узлом направляющих лопаток сопла и смежными в аксиальном направлении опорными элементами в радиальном направлении при термически созданном расширении и/или сжатии во время работы двигателя.

Дополнительные аспекты изобретения будут изложены частично в последующем описании, а частично будут очевидны из описания, или могут быть изучены при практическом применении изобретения. Одно или более преимуществ изобретения будут реализованы и достигнуты посредством элементов и комбинаций, частично указанных в прилагаемой формуле изобретения.

Следует понимать, что как предыдущее общее описание, так и последующее детальное описание являются только примерами и объяснениями, и не являются ограничением заявленного изобретения.

Прилагаемые фигуры чертежей, которые введены в это описание и являются его частью, иллюстрируют примеры осуществления изобретения и вместе с описанием служат для объяснения принципов изобретения.

Описание фигур чертежей

Фиг. 1А - схематичное изображение частичного поперечного сечения газотурбинного двигателя с турбиной с радиальным притоком, имеющего срединную конструкцию двигателя, сконфигурированную в соответствии с настоящим изобретением;

Фиг. 1В - деталь традиционной срединной конструкции двигателя того типа, который показан на Фиг. 1А;

Фиг. 1С - деталь направляющей лопатки сопла срединной конструкции двигателя на Фиг. 1В;

Фиг. 2 - изображение поперечного сечения в боковой плоскости срединной конструкции, сконфигурированной в соответствии с настоящим изобретением для монтажа направляющих лопаток сопла двигателя, показанного на Фиг. 1А;

Фиг. 3 - изображение аксиального конца одной из направляющих лопаток сопла по Фиг. 2;

Фиг. 4А и Фиг. 4В - соответственно изображение поперечного сечения в аксиальном направлении и изображение вида сверху в радиальном направлении направляющей лопатки, показанной на Фиг. 3;

Фиг. 5 - изображение поперечного сечения одного варианта срединной конструкции двигателя по Фиг. 1А; и

Фиг. 6А и Фиг. 6В - соответственно детальное перспективное изображение и вид сбоку частей боковой стенки, показанной на Фиг. 5.

Описание раскрытых примеров осуществления

Сначала со ссылкой на Фиг. 1А (с новой срединной конструкцией) показан газотурбинный двигатель, обозначенный цифрой 1 и имеющий срединную конструкцию 10, в соответствии с настоящим изобретением. Двигатель 1 содержит центробежный компрессор 2 и диффузор 3, обеспечивающие получение сжатого воздуха, сжигаемого вместе с топливом. На Фиг. 1 показывается также одна из четырех камер сгорания 4 для сжигания смеси топливо/воздух, которая подается в коллектор 5, а затем в турбину с радиальным притоком 6 для расширения горячих газообразных продуктов сгорания и производства работы. Компрессор 2 и турбина 6 соединены валом в сборе 7 и вращаются вокруг оси 11 внутри кожуха двигателя 14. На Фиг. 1А показывается также траектория потока "F" (обозначена двусторонней стрелкой) горячих газообразных продуктов сгорания, выходящих из камеры сгорания 4 через коллектор 5 и поступающих на турбину с радиальным притоком 6 через входной канал турбины 8.

На Фиг. 1В показывается традиционная срединная конструкция двигателя 10′, в которой направляющие лопатки 9 сопла используются для придания предпочтительного направления падения горячих газообразных продуктов сгорания на лопасти турбины 6. В конструкции на Фиг. 1В направляющие лопатки 9 сопла крепятся узлами 15, собранными болтами, между опорной конструкцией 27с на одной аксиальной стороне направляющей лопатки 9 и опорной конструкцией 16 на другой стороне направляющей лопатки 9. Каждая направляющая лопатка 9 сопла жестко зафиксирована соответствующим узлом 15, собранным болтами, который содержит болт 15а, втулку 24 и гайку 25, и который охлаждается воздухом (см. стрелки f на Фиг. 1В). Втулки 24 и шпильки 18 присоединяют направляющие лопатки 9 к опорной конструкции 16. Угловые положения направляющих лопаток 9 относительно оси 11 определяются втулками 24, а углы направляющих лопаток 9 относительно оси 11 устанавливаются шпильками 18. Смотри также деталь традиционной направляющей лопатки 9 сопла на Фиг. 1С. Кроме того, в традиционной конструкции на Фиг. 1В направляющая лопатка впускного сопла в сборе устанавливается на конструкции диффузора компрессора 3 несколькими штыковыми соединителями 31, которые известны в этой области техники.

Существенной проблемой для конструкции на Фиг. 1В является то, что опоры 16 и 27с подвергаются неодинаковому нагреву и/или охлаждению во время работы двигателя, так что опорная конструкция 27с расширяется в радиальном направлении относительно опорной конструкции 16 из-за своей близости к коллектору 5 и/или трудности адекватного охлаждения опоры 27с. В попытке устранения различия расширения между опорными конструкциями 16 и 27с в радиальном направлении, созданного различием по температуре и/или различием охлаждения, опорная конструкция 27с была оснащена радиальными прорезями, что обеспечивает скольжение между направляющей лопаткой 9, втулкой 24 и опорной конструкций 27с. Однако из опыта работы не было замечено следов скольжения, и таким образом лопатки 9 и втулка 24 не двигались относительно опорной конструкции 27с. Неодинаковое расширение и/или сжатие в радиальном направлении может привести к тому, что узел 15, собранный болтами, "вздернется", то есть, наклонится относительно оси 11, создавая тем самым пути утечки потока мимо направляющих лопаток 9 и ухудшая характеристики двигателя. Радиальное различие между опорными конструкциями 16 и 27с может также создавать большие напряжения в узлах 15, собранных болтами.

Более того, поскольку опорная конструкция направляющих лопаток 27с в конструкции на Фиг. 1В, которая является частью кожуха турбины 27 и поджата направляющей лопаткой 9 и коллектором 5 к опоре 16 узлом 15, собранным болтами, вся целиком конструкция усложняется, и эти части могут иметь различные температуры при данном уровне нагрева двигателя, то все это может привести к непредсказуемым, а иногда и перманентным, деформациям под действием тепловой нагрузки. В конструкции на Фиг. 1В кожух турбины 27 охлаждается комбинацией отверстий принудительного охлаждения 22 в нижней секции кожуха 27b и конвекционного охлаждения в верхней секции кожуха/опоре направляющих лопаток 27с с использованием воздуха от канала воздуха с пониженным давлением 5а коллектора 5. Для сравнения, опора направляющих лопаток 16 в конструкции на Фиг. 1В охлаждается принудительным охлаждением через отверстия 23 вдоль всего радиального расширения конструкции, используя сжатый воздух в приточной вентиляции 50 в кожухе двигателя 14.

Хотя настоящее изобретение не ограничено газотурбинными двигателями общего типа, показанного на Фиг. 1А, изобретение, которое далее будет описываться более детально, особенно полезно для газотурбинных двигателей общего типа, показанного на Фиг. 1А, а именно, для газотурбинных двигателей, имеющих центробежный компрессор и непосредственно подсоединенную турбину с радиальным притоком. Следовательно, изобретение, которое будет обсуждаться здесь со ссылками на Фиг. 2 - Фиг. 4С, содержит улучшенную срединную конструкцию газотурбинного двигателя типа центробежный компрессор/радиальный приток. Для удобства и легкости понимания, идентичные или структурно подобные части на фигурах чертежей будут обозначены одинаковыми ссылочными цифрами, но с учетом того, что эти части могут существенно отличаться по своей конфигурации и/или характеристикам от своих традиционных прототипов на Фиг. 1В - Фиг. 1С, как это будет понятно из последующего обсуждения и самих чертежей. Предполагается, что изобретение в его самой широкой области действия будет ограничено только формулой изобретения и ее эквивалентами.

В соответствии с настоящим изобретением, как раскрыто здесь, на Фиг. 2 показывается в целом срединная конструкция двигателя 10, содержащая кольцеобразную переднюю и заднюю опоры направляющих лопаток сопла 16а, 16b, разнесенные между собой на определенное расстояние в аксиальном направлении и охватывающие ось 11. Верхняя часть передней опоры 16а присоединена к диффузору компрессора 3 несколькими болтами 3а, разнесенными под углом на определенном расстоянии между собой. Это соединение центрирует всю срединную конструкцию двигателя относительно оси турбины 11. Чем монтировать направляющие лопатки 9 непосредственно напротив опор 16а, 16b, как в традиционном случае, предпочтительнее направляющие лопатки 9 сопла крепить между боковыми стенками 12, 13, как в примере осуществления на Фиг. 2. В частности, передняя боковая стенка 12 и задняя боковая стенка 13 зажимают между собой направляющие лопатки 9 сопла, а получаемый в результате сборочный узел сопла 40 является, в свою очередь, "схваченным" опорами 16а, 16b, используя узлы 15, собранные болтами, которые содержат тело болта 15а, как сейчас будут обсуждаться.

Важно, что обе боковые стенки 12, 13 имеют отверстия 26 "эллипсовидной" формы, а направляющие лопатки 9 имеют прорези эллипсовидной формы 42, что позволяет горячей конструкции сопла 40 скользить в радиальном направлении относительно опор 16а, 16b. "Эллипсовидная" форма имеет, в общем случае, параллельно расположенные стороны и, в общем случае, кольцеобразные концы. Эллипсовидные прорези направляющих лопаток 42 являются несколько большими, чем эллипсовидные отверстия боковых стенок 26, что позволяет регулировать направляющие лопатки 9 сопла. Узлы 15, собранные болтами, каждый из которых содержит болт 15а, разделяющую втулку 24 и гайку 25, сконфигурированы так, что разнесены между собой в аксиальном направлении от передней опоры 16а и задней опоры 16b на заранее заданное расстояние, что обеспечивает скользящее перемещение сборочного узла направляющих лопаток сопла 40 в радиальном направлении.

Как изображено на Фиг. 3, вкладыши 17 и шпильки 18 фиксируют направляющие лопатки 9 в боковых стенках 12, 13. Угловые положения направляющих лопаток 9 относительно оси 11 определяются вкладышами 17, а шаг отдельных направляющих лопаток 9 устанавливается соответствующими шпильками 18 в боковой стенке 12, зацепляясь с удлиненными прорезями 18а в направляющих лопатках 9 (см. Фиг. 4А и Фиг. 4В). Хотя для каждой направляющей лопатки показаны два вкладыша 17, в некоторых выполнениях может быть использован единственный вкладыш, проходящий между боковыми стенками через направляющую лопатку.

Обратившись снова к Фиг. 2, видно, что охлаждающий воздух поступает в периферийные входные каналы 30а, 30b в основаниях опор 16а 16b и протекает по трактам 32а, 32b позади соответствующих экранов теплового излучения 19. Для устранения потерь охлаждающего воздуха в охлаждающих трактах 32а, 32b между опорами 16а, 16b и боковыми стенками 12, 13 между радиальными внутренними частями боковых стенок 12, 13 и соответствующими опорами 16а, 16b установлены уплотнения 20, которые допускают относительное перемещение. Входные каналы охлаждения 30а, 30b в опорах 16а, 16b могут быть сконфигурированы так, чтобы допускать осмотр уплотнений 20. После похода через тракты 32а, 32b, охлаждающий воздух выходит в область выпускного коллектора компрессора 21 на выходах 34а, 34b.

Как было упомянуто до этого, опоры 16а, 16b удерживаются в надлежащих, разнесенных между собой в аксиальном направлении, положениях втулкой 24 и разделительной гайкой 25 узла 15, собранного болтами, чтобы защищать от зажима конструкцию сборочного узла 40 болтами 15а и от создания помехи для скользящего теплового расширения и/или сжатия сборочного узла 40 в радиальном направлении относительно узлов 15, собранных болтами, и опор 16а, 16b. Также, каждый узел 15, собранный болтами, может быть охлажден посредством прохода охлаждающего воздуха 36 между втулкой 24 и болтом 15а. Охлаждающий воздух узла, собранного болтами входит в проход 36 через входные каналы 36а, а затем выходит через выходные каналы 36b к кольцевому охлаждающему проходу коллектора 5а.

В частности, кольцевые опоры направляющих лопаток сопла 16а, 16b в примере осуществления на Фиг. 2 сконфигурированы аналогично и имеют, по существу, ту же самую конфигурацию охлаждения, а именно, имеют соответствующие каналы конвекционного охлаждения 32а, 32b, каждый из которых - с элементами внутреннего экрана теплового излучения 19, и на которые поступает охлаждающий воздух через отверстия 30а, 30b от того же самого общего источника, а именно, сжатого воздуха в приточной вентиляции 50 кожуха двигателя 14, а не охлаждающего воздуха, используемого ранее для охлаждения кожуха турбины, как это обычно делается. Такая "симметричная" конструкция опор и охлаждения будет уменьшать любые тенденции к перекосу в узлах 15, собранных болтами, создаваемого разницей расширений и/или сжатий в радиальном направлении между опорами направляющих лопаток сопла 16а, 16b из-за различных тепловых нагрузок или различных скоростей охлаждения.

Как лучше всего видно на Фиг. 2, фланец 27а кожуха турбины 27 прикреплен болтовым соединением и пришпилен к фланцу 16с задней опоры 16b болтами 38, чтобы уменьшить тепловую деформацию кожуха турбины и/или опорной конструкции направляющих лопаток сопла. Верхняя часть 27b кожуха 27 охлаждается через отверстия принудительного охлаждения 22, используя охлаждающий воздух, подаваемый отдельно от сжатого воздуха в приточной вентиляции 50 кожуха двигателя 14, протекает вдоль пространства охлаждения 22а между верхним фланцем кожуха 27а и нижней частью фланца 16с опоры 16b, а затем выходит в область впускного канала турбины 23 мимо нижнего конца боковой стенки 13. Отдельно смонтированный кожух турбины также обеспечивает независимую регулировку в аксиальном направлении рабочего зазора между кожухом 27 и лопастями турбины 6 с использованием регулировочных прокладок. Гибко смонтированный кожух турбины также уменьшает тепловую деформацию кожуха, которая могла бы быть создана конструкцией направляющих лопаток сопла, и обратно. Соединение фланца кожуха 27а и фланца опоры 16с обеспечивает гибкость. Для облегчения понимания на Фиг. 2 двойными стрелками показывается основной поток горячих газообразных продуктов сгорания, а единичными стрелками показываются потоки охлаждающего воздуха.

На Фиг. 3 показывается сборочный узел боковая стенка-сопло с направляющими лопатками 40, а также показывается, как смонтированной системой управляется перемещение, используя отверстия эллиптической формы 26 в боковых стенках и прорези эллиптической формы 42 в направляющих лопатках, совместно с узлами 15, собранными болтами.

На Фиг. 4А и Фиг. 4В показывается направляющая лопатка 9 с вырезанной двухрядной прорезью, а именно, круглая прорезь 44 для вкладышей 17 и прорезь эллиптической формы 42, которая позволяет перемещаться относительно узла 15, собранного болтами, во время повышения температуры. Боковые стенки 12 и 13 имеют также двухрядное отверстие, а именно, отверстие эллиптической формы 26b и круглое отверстие 26а, в которые вставляются вкладыши 17, см. Фиг. 3.

На Фиг. 5, Фиг. 6А и Фиг. 6В представлен пример осуществления, который включает особенности, подобные примеру осуществления на Фиг. 1А и Фиг. 2 - Фиг. 4В, но который полезен для конструкции, монтажа и/или характеристик малых двигателей, как правило, с мощностью ≤1МВт. Для удобства, будут использоваться те же самые ссылочные цифры, как и в предыдущем примере осуществления, но с апострофом там, где элементы существенно отличаются по конфигурации и/или характеристикам.

В частности, на Фиг. 5 изображен сборочный узел сопла 40′ с боковыми стенками 12′ и 13′, каждая из которых имеет группу пьедесталов 60, образованных на внешних лицевых поверхностях, то есть, поверхностях 62 и 64, которые обращены к опорам 16а и 16b соответственно. В частности, смотри Фиг. 6А, где показывается секция боковой стенки 13′, и Фиг. 6В, где показывается деталь секции на Фиг. 6А. Пьедесталы 60 разнесены между собой на определенное расстояние в радиальном направлении и в тангенциальном направлении, а также расположены в шахматном порядке в тангенциальном направлении, что позволяет образовывать искривленные проходы потока 32а′ и 32b′ в радиальном направлении (показаны стрелками на Фиг. 6В). Пьедесталы 60 создают область повышенной теплопередачи и более однородный радиальный поток по всей периферийной поверхности боковых стенок. Таким образом, может быть устранена возможная необходимость разделительных экранов теплового излучения между боковыми стенками и опорами, таких как экраны теплового излучения 19 на Фиг. 2А примера осуществления. Как видно из Фиг. 5, пьедесталы 60 могут примыкать к соответствующим обращенным к ним опорам 16а, 16b, и могут обеспечивать положительное расстояние в аксиальном направлении между боковыми стенками и соответствующими опорами.

Кроме того, в примере осуществления на Фиг. 5 используется несколько узлов 70, собранных болтами, для присоединения теплового экрана турбины 72 к диффузору компрессора 3, что предпочтительнее, чем такие традиционные штыковые узлы в сборе, которые обозначены как 31 на Фиг. 1В. Также имеется уплотнительное кольцо в сборе 74, установленное между опорой 16а и тепловым экраном 72, для герметического отделения нагретого воздуха 76, при наличии охлажденного теплового экрана 72, от воздуха приточной вентиляции двигателя 50, которая будет использоваться для охлаждения срединной структуры, как это обсуждалось ранее. Комбинация узлов 70, собранных болтами, и уплотнительного кольца в сборе 74 может обеспечивать более легкий монтаж, особенно малых двигателей с ограниченным доступом.

Из проведенного выше обсуждения будет по достоинству оценено, что статическая конструкция, окружающая турбину 6, разделяется на три секции. А именно, (1) сборочный узел из направляющих лопаток сопла/боковых стенок 40 или 40′, (2) разнесенные между собой на определенное расстояние опоры 16а, 16b, и (3) кожух турбины 27, что позволяет упростить расчет, конструирование и конечную сборку каждой секции. Важно, что сборочный узел из направляющих лопаток сопла/боковых стенок 40 или 40′ функционально отделен от опорной конструкции, тем самым исключая или существенно уменьшая утечки и потери производительности. В частности, отверстия эллиптической формы в боковых стенках и прорези в направляющих лопатках предоставляют возможность сборочному узлу 40 или 40′ независимо реагировать на тепловое расширение и/или сжатие, то есть, без воздействия на целостность опорной конструкции, а именно, опоры 16а, 16b, или на компоненты, структурно зависимые от опорной конструкции, такие как кожух турбины 27. Также эта конструкция, содержащая фланцевое соединение между кожухом турбины 27 и "горячей" опоры направляющих лопаток 16b предоставляет более предсказуемые тепловые характеристики и легкость управления рабочим зазором с турбиной 6.

Раскрытия срединной конструкции двигателя, представленные выше, отражают решения как для более мощных радиальных турбин (около 2 МВт), так и менее мощных модулей (1 МВт или ниже). Причины различий могут быть найдены в различных радиальных зазорах, в различной стоимости компонентов и в доступности соответствующих компонентов. Оба решения обеспечат время запуска менее 60 секунд от "холодного железа" до полной нагрузки без образования перманентных искажений и позволяют выдерживать температуру горения 1050°C во время всего срока службы двигателя. Компоненты должны быть изготовлены из материалов, выбранных так, чтобы противостоять коррозии при воздействии всех традиционных типах топлива, а также соленых атмосфер. Любой специалист в этой области техники сможет сделать такой выбор.

Другие примеры осуществления изобретения будут очевидны специалистам в данной области техники из рассмотрения описания и практического применения раскрытого здесь изобретения. Например, один или более аспектов настоящего изобретения могут быть использованы в гибридных турбинах, где применяются аксиальные компрессоры с турбинами с радиальным притоком. Кроме того, увеличенные внутренние габариты прорезей направляющих лопаток и отверстий боковых стенок в радиальном направлении могут иметь форму, отличную от "эллиптической", и все же допускать возможность скользящего расширения и/или сжатия в радиальном направлении относительно опор. Таким образом, предполагается, что примеры описаний изобретения рассматриваются только в качестве примеров, при этом истинный объем и сущность изобретения определяются следующими пунктами формулы изобретения.

1. Устройство для передачи по каналу газообразных продуктов сгорания к турбине в газотурбинном двигателе, где двигатель имеет компрессор для образования сжатого воздуха, камеру сгорания для сжигания топлива со сжатым воздухом для образования газообразных продуктов сгорания, и турбину с радиальным притоком, имеющую входной канал, сконфигурированный для получения газообразных продуктов сгорания, где турбина может вращаться вокруг оси, расширяя газообразные продукты сгорания для образования работы, при этом устройство содержит:
несколько направляющих лопаток сопла, каждая из которых имеет противолежащие в аксиальном направлении концы и аксиально направленную прорезь;
пару разнесенных между собой на определенное расстояние боковых стенок кольцеобразной формы, имеющих несколько направляющих лопаток сопла, присоединенных между ними, в разнесенном между собой под углом положении с радиальным расположением относительно оси турбины и ориентированных для получения газообразных продуктов сгорания от камеры сгорания, и направляющих газы во входной канал турбины внутрь в радиальном направлении, при этом боковые стенки содержат аксиально направленные отверстия, расположенные по одной линии с прорезями соответствующих, разнесенных между собой под углом направляющих лопаток сопла;
пару разнесенных между собой на определенное расстояние опор, сконфигурированных в определенном положении относительно боковых стенок, и присоединенные между ними направляющие лопатки сопла, концентрические с осью турбины и смежные с входным каналом турбины, при этом по меньшей мере одна опора также сконфигурирована так, что прикреплена к двигателю; и
средство фиксации боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток сопла между опорами для возможности, по меньшей мере, одного перемещения в радиальном направлении боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток относительно опор при тепловом расширении и сжатии во время работы двигателя, при этом средство фиксации содержит несколько первых болтовых узлов в сборе, проходящих в аксиальном направлении через кольцевые опоры, отверстия в боковых стенках и прорези в направляющих лопатках сопла,
при этом каждое отверстие и каждая прорезь имеют внутренний размер в радиальном направлении больший, чем внешний размер соответствующего первого болтового узла в сборе, где внутренний размер имеет такую величину, которая соответствует упомянутому относительному скользящему перемещению в радиальном направлении при тепловом расширении и/или сжатии.

2. Устройство в соответствии с п. 1, отличающееся тем, что каждое отверстие имеет эллиптическую форму с длинной осью, ориентированной в радиальном направлении, и с размером, который обеспечивает относительное перемещение в радиальном направлении, а размер короткой оси обеспечивает скольжение.

3. Устройство в соответствии с п. 2, отличающееся тем, что каждая из прорезей в соответствующих направляющих лопатках также выполнена в эллиптической форме, и имеет длинную ось, ориентированную в радиальном направлении, и имеет такой размер, который обеспечивает относительное радиальное перемещение, а размер короткой оси обеспечивает скольжение.

4. Устройство в соответствии с п. 1, отличающееся тем, что каждый первый болтовой узел в сборе содержит втулку, а болт сконфигурирован так, что расположен на заранее заданном расстоянии от опор для фиксации боковых стенок и присоединенных между ними направляющих лопаток.

5. Устройство в соответствии с п. 1, отличающееся тем, что первые болтовые узлы в сборе, опоры и боковые стенки сконфигурированы так, что образуют проходы охлаждающего воздуха между каждой опорой и смежной боковой стенкой для конвекционного охлаждения.

6. Устройство в соответствии с п. 5, отличающееся тем, что в каналах конвекционного охлаждения установлены экраны теплового излучения.

7. Устройство в соответствии с п. 5, отличающееся тем, что между внутренними частями каждой опоры в радиальном направлении и смежной боковой стенкой имеются уплотнения, и при этом в соответствующих опорах имеются входные каналы для прохода охлаждающего воздуха, сконфигурированные так, что допускают осмотр упомянутых уплотнений.

8. Устройство в соответствии с п. 3, отличающееся тем, что каждая направляющая лопатка прикреплена к боковым стенкам
одним или более полыми вкладышами, проходящими в аксиальном направлении между соответствующей направляющей лопаткой и боковыми стенами, при этом вкладыши сконфигурированы так, что охватывают соответствующее отверстие эллиптической формы в боковых стенках и прорезь в направляющей лопатке, и шпилькой, проходящей между одним из упомянутых аксиальных концов соответствующей направляющей лопатки и смежной с одной из боковых стенок, при этом шпилька находится на определенном расстоянии от соответствующего отверстия боковой стенки и от прорези направляющей лопатки.

9. Устройство в соответствии с п. 1, отличающееся тем, что двигатель содержит также стационарную конструкцию диффузора компрессора, и при этом одна из упомянутых опор сконфигурирована так, что крепит конструкцию диффузора относительно положения опор, а боковые стенки и присоединенные направляющие лопатки концентричны с осью турбины.

10. Устройство в соответствии с п. 1, отличающееся тем, что двигатель содержит кожух турбины, при этом кожух турбины гибко и с возможностью регулировки установлен на одной из опор, и кожух сконфигурирован так, чтобы охлаждаться принудительным охлаждением, а опоры сконфигурированы так, чтобы охлаждаться конвекционным охлаждением.

11. Устройство в соответствии с п. 5, отличающееся тем, что каждая из поверхностей соответствующих смежных боковых стенок, которые обращены к соответствующим опорам, скомпонованы с группой пьедесталов для обеспечения конвекционного охлаждения боковых стенок.

12. Устройство в соответствии с п. 9, отличающееся тем, что тепловой экран турбины подсоединен к конструкции диффузора несколькими болтами, и при этом между одной из опор и тепловым экраном турбины имеется уплотнение.

13. Сборочный узел направляющих лопаток сопла для двигателя, имеющего газовую турбину с радиальным притоком, при этом турбина имеет ось и входной канал в радиальном направлении, а сборочный узел направляющих лопаток сопла содержит:
несколько направляющих лопаток сопла, каждая из которых имеет противолежащие в аксиальном направлении концы, при этом направляющие лопатки сконфигурированы и установлены так, чтобы направлять газообразные продукты сгорания внутрь в радиальном направлении к входному каналу турбины;
пару боковых стенок сопла кольцеобразной формы, сконфигурированных так, что между ними установлены направляющие лопатки, разнесенные между собой под углом на заданном расстоянии с радиальным расположением по оси турбины;
несколько полых вкладышей, жестко присоединяющих противолежащие аксиальные концы каждой направляющей лопатки к соответствующей смежной боковой стенке, для образования разнесенного между собой под углом на заданном расстоянии распределения;
несколько шпилек, подсоединяющих один из аксиальных концов каждой направляющей лопатки к соответствующей смежной боковой стенке, при этом шпильки расположены под углом на заданном расстоянии от вкладышей и устанавливают шаг соответствующей лопатки; и
несколько сквозных отверстий, образованных внутри вкладышей и проходящих в аксиальном направлении через обе боковые стенки и направляющие лопатки, при этом сквозные отверстия сконфигурированы для монтажа на двигателе сборочного узла направляющих лопаток сопла с возможностью замены, используя несколько первых болтовых узлов в сборе, и для обеспечения, по меньшей мере, одного перемещения в радиальном направлении сборочного узла направляющих лопаток сопла относительно первых болтовых узлов в сборе при тепловом расширении и сжатии.

14. Сборочный узел направляющих лопаток сопла в соответствии с п. 13, отличающийся тем, что по меньшей мере некоторая часть каждого из сквозных отверстий выполнена в эллиптической форме, имеющей длинный и короткий внутренний размер, и при этом длинный внутренний размер ориентирован в радиальном направлении относительно оси турбины, когда сборочный узел устанавливается на двигателе, чтобы обеспечивать относительное скользящее перемещение относительно первых болтовых узлов в сборе.

15. Способ конфигурирования срединной секции газотурбинного двигателя, имеющего турбину с радиальным входным каналом с осью вращения, при этом двигатель также имеет компрессор для образования сжатого воздуха, камеру сгорания для сжигания топлива со сжатым воздухом для генерации газообразных продуктов сгорания, и кожух турбины для передачи по каналу газообразных продуктов сгорания во время работы, создающий расширение по турбине, и способ содержит:
жесткое присоединение одного из пары кольцевых опорных элементов, окружающих ось турбины на входном канале турбины, к стационарному конструкционному элементу двигателя, чтобы тем самым крепить его, при этом опорные элементы жестко закреплены и разнесены на определенное расстояние друг от друга в аксиальном направлении;
присоединение с возможностью регулировки кожуха турбины к другому из упомянутой пары кольцевых опорных элементов, чтобы тем самым крепить его;
расположение кольцевого сборочного узла направляющих лопаток сопла между разнесенными на определенном расстоянии между собой опорными элементами в аксиальном направлении, при этом кольцеобразный сборочный узел из направляющих лопаток имеет несколько направляющих лопаток, сконфигурированных и расположенных так, чтобы направлять газообразные продукты сгорания внутрь в радиальном направлении к входному каналу турбины; и
крепление сборочного узла направляющих лопаток сопла опорными элементами, при этом крепление обеспечивает концентричность сборочного узла направляющих лопаток сопла относительно оси турбины и допускает, по меньшей мере, одно относительное перемещение между сборочным узлом направляющих лопаток сопла входного канала и смежными в аксиальном направлении опорными элементами при термически созданном расширении и сжатии во время работы двигателя.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель включает устройство блокировки вращения сегмента направляющего соплового аппарата, установленного внутри кольцевого картера газотурбинного двигателя, и теплозащитный лист, установленный между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента направляющего аппарата.

Газовая турбина осевого типа 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 в держателе направляющих лопаток.

Сопловой элемент турбины из композиционного материала, содержащего волокнистое армирование, уплотненное керамической матрицей, включает участки внутреннего и внешнего оснований и, по меньшей мере, одну лопатку, присоединенную к ним обоим.

Направляющий аппарат турбины газотурбинного двигателя разделен на сектора, включающие внутреннюю и наружную платформы, связанные между собой радиальными лопатками.

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.

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).

Статор компрессора осевой турбомашины содержит кольцевую группу лопаток, проходящих в радиальном направлении, внутренний корпус, сквозь который проходят внутренние концы лопаток, и по меньшей мере одну полосу. Внутренний корпус содержит кольцевые сегменты, расположенные торцом к торцу. Полоса проходит вдоль длины окружности вдоль внутренней поверхности корпуса и сопряжена со средствами сцепления на внутренних концах лопаток для их фиксации. Полоса проходит непрерывно вдоль по меньшей мере двух соседних кольцевых сегментов и расположена на расстоянии от внутренней поверхности корпуса. Внутренняя поверхность корпуса покрыта слоем истираемого материала, заключающего в себе указанную полосу. Другое изобретение группы относится к компрессору низкого давления осевой турбомашины, содержащему указанный выше статор, оснащенный лопатками. Группа изобретений позволяет повысить жесткость конструкции статора компрессора осевой турбомашины и предотвратить его низкочастотные вибрации. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

При изготовлении композитного спрямляющего аппарата турбомашины, имеющего обод, снабженный рядом статорных лопаток, наматывают на оправку первые слои армирующей детали. Оправка служит формой и имеет выступающие части, а указанные первые слои армирующей детали имеют удлиненные прорези, расположенные напротив выступающих частей. Затем на каждую из выступающих частей помещают заранее изготовленную пластинку, а поверх пластинок наматывают последние слои армирующей детали с формированием при этом предварительной заготовки. В закрытую форму, содержащую предварительную заготовку, впрыскивают смолу и полимеризуют пропитанную смолой предварительную заготовку. После чего извлекают из формы полимеризованную предварительную заготовку и с помощью сварки закрепляют на каждой из пластинок основание пера или полку лопатки, если таковая у нее имеется. Другое изобретение группы относится к спрямляющему аппарату турбомашины, полученному указанным выше способом. Группа изобретений позволяет повысить механическую прочность спрямляющего аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Газотурбинный двигатель включает сегмент кольцеобразного блока входного направляющего аппарата и опорное и охлаждающее устройство, поддерживающее сегмент направляющего аппарата и направляющее охлаждающую среду для его охлаждения. Сегмент включает площадку, расположенную на одной стороне сегмента, причем площадка имеет участок задней кромки, включающий направляющую, проходящую радиально внутри или снаружи от участка задней кромки. Опорное и охлаждающее устройство расположено радиально внутри или снаружи площадки и включает в себя фланцевую часть, проходящую радиально снаружи или внутри от опорного и охлаждающего устройства. Опорное и охлаждающее устройство дополнительно включает лепестковое уплотнение и удерживающий штифт. Удерживающий штифт проходит через лепестковое уплотнение, направляющую и фланцевую часть, чтобы прикрепить сегмент к опорному и охлаждающему устройству для определения радиального положения сегмента и удержать лепестковое уплотнение на месте для уплотнения контактной поверхности между направляющей и фланцевой частью от входа охлаждающей текучей среды. Изобретение позволяет упростить конструкцию газотурбинного двигателя. 15 з.п. ф-лы, 1 ил.

Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, содержит: поверхность канала для прохода газа, находящуюся в контакте с потоком газа, выходящего из камеры сгорания; поверхность охлаждения, расположенную напротив поверхности канала для прохода газа и имеющую тепловую связь с ней; стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока; и дополнительную стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока. Расстояние в направлении вдоль окружности между стенкой и дополнительной стенкой уменьшается вдоль направления потока. Поверхность давления сопловой лопатки и сегмент платформы образуют первый край вдоль первой кривой линии, где поверхность давления и сегмент платформы соединяются, при этом первая кривая линия имеет сходство с частью аэродинамического профиля направляющей лопатки. Поверхность всасывания сопловой лопатки и сегмент платформы образуют второй край вдоль второй кривой линии, где поверхность всасывания и сегмент платформы соединяются, при этом вторая линия имеет сходство с другой частью аэродинамического профиля направляющей лопатки. Стенка и дополнительная стенка простираются приблизительно параллельно первому краю и второму краю. Ширина канала, ограниченного стенкой и дополнительной стенкой, уменьшается от расположенного выше по потоку участка поверхности охлаждения к расположенному ниже по потоку участку поверхности охлаждения. Изобретение направлено на увеличение долговечности сегмента платформы. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Неподвижная сопловая лопатка паровой турбины содержит аэродинамическую часть, а также внутреннюю и наружную боковые стенки, каждая из которых выполнена за одно целое с одной из сторон аэродинамической части. Каждая боковая стенка, внутренняя и наружная, имеет сторону нагнетания с дугообразной вогнутой поверхностью, проходящей по всей длине боковой стенки, и сторону всасывания с дугообразной выпуклой поверхностью, проходящей по всей длине боковой стенки. Дугообразная вогнутая поверхность внутренней боковой стенки и дугообразная вогнутая поверхность наружной боковой стенки дополняют соответственно дугообразную выпуклую поверхность внутренней боковой стенки и дугообразную выпуклую поверхность наружной боковой стенки. Другое изобретение группы относится к диафрагме паровой турбины, содержащей наружное кольцо, внутреннее кольцо, и кольцеобразную конструкцию из неподвижных сопловых лопаток, расположенную между внутренним и наружным кольцами, а также множество пар удаляемых соединений. Каждая из лопаток выполнена, как указано выше, причем по меньшей мере одна из указанных лопаток прикреплена с возможностью демонтажа к второй из указанных лопаток. Каждое из удаляемых соединений прикрепляет с возможностью извлечения одну из лопаток к одному из колец диафрагмы. Группа изобретений позволяет упростить демонтаж лопатки из диафрагмы паровой турбины. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Узел платформы для поддержки сопловой лопатки для газовой турбины содержит поверхность прохождения газа, расположенную так, чтобы контактировать с потоковым рабочим газом, по меньшей мере, один охлаждающий канал. Охлаждающий канал имеет форму для направления охлаждающей текучей среды в охлаждающем канале и образован внутри узла платформы. Охлаждающий участок внутренней поверхности охлаждающего канала находится в тепловом контакте с поверхностью прохождения газа. Узел платформы представляет собой интегрально образованный узел, представляющий сегмент в круговом направлении газовой турбины. Охлаждающий канал содержит первый участок охлаждающего канала и второй участок охлаждающего канала, размещенный после первого участка охлаждающего канала в отношении потокового направления рабочего газа. Первый участок охлаждающего канала и второй участок охлаждающего канала взаимосвязаны таким образом, что охлаждающая текучая среда направляется в первый участок охлаждающего канала, а затем направляется во второй участок охлаждающего канала. Первый участок охлаждающего канала и второй участок охлаждающего канала оба главным образом проходят вдоль кругового направлении и приспособлены таким образом, что первая часть охлаждающей текучей среды течет в первом направлении в первом сегменте первого участка охлаждающего канала, а вторая часть охлаждающей текучей среды течет во втором направлении во втором сегменте первого участка охлаждающего канала. первая часть охлаждающей текучей среды течет в первом сегменте второго участка охлаждающего канала, а вторая часть охлаждающей текучей среды течет во втором сегменте второго участка охлаждающего канала. Первая часть охлаждающей текучей среды и вторая часть охлаждающей текучей среды текут по направлению друг к другу и соединяются друг с другом во втором участке охлаждающего канала. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения и увеличить срок службы сопловой лопатки турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы. 3 ил.

Устройство направляющих лопаток содержит внутреннюю платформу, полый аэродинамический профиль и направляющую. Внутренняя платформа выполнена со сквозным отверстием, образующим проточный канал для охлаждающей текучей среды. Полый аэродинамический профиль выполнен в виде единого целого с первой поверхностью внутренней платформы и имеет охлаждающее отверстие для обмена охлаждающей текучей среды, проходящей через сквозное отверстие в или из полого аэродинамического профиля. Направляющая выполнена в виде единого целого со второй поверхностью внутренней платформы и содержит выемку с проходом для охлаждающей текучей среды, образующим проход для охлаждающей текучей среды к сквозному отверстию. Направляющая проходит вдоль второй поверхности в окружном направлении. Проход для охлаждающей текучей среды имеет в окружном направлении размер сквозного отверстия. При изготовлении указанного выше устройства направляющих лопаток создают внутреннюю платформу, при этом полый аэродинамический профиль выполняют в виде единого целого с первой поверхностью внутренней платформы, а направляющую выполняют в виде единого целого с ее второй поверхностью. Группа изобретений позволяет повысить срок службы устройства направляющих лопаток за счет уменьшения разности температур направляющей и внутренней платформы. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбинная система содержит первую платформу, вторую платформу, несколько аэродинамических профилей, пластину соударения. Каждый из нескольких аэродинамических профилей проходит между первой платформой и второй платформой. Первая и вторая платформа образуют секцию основного пути прохождения текучей среды. Вторая платформа имеет поверхность, противоположную основному пути прохождения текучей среды, с несколькими выемками. Выемки окружены поднятой кромкой. Кромка обеспечивает опору для устанавливаемой пластины соударения и образована в виде первой замкнутой петли, окружающей первую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей первое отверстие первого аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей и в виде второй замкнутой петли, окружающей вторую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей второе отверстие второго аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей, так что часть кромки задает непрерывный барьер между первой выемкой и второй выемкой для блокирования охлаждающей текучей среды. Барьер образует сопрягающую поверхность для центральной зоны пластины соударения. Первое отверстие имеет поднятый первый край. Первый край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки, и/или второе отверстие имеет поднятый второй край, при этом второй край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения аэродинамических профилей и платформ, упрощение сборки турбинной системы. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах. Полукольца внутренних колец в плоскости осевого разъема соединены между собой замковым соединением типа «ласточкин хвост», причем средние части z-образных выступов по длине замковых соединений удалены. Длина любой из не удаленных частей замковых соединений не превышает величины допустимой при сборке двигателя осевой сдвижки наружного корпуса и не менее чем на 1…2 мм меньше длины удаленных частей z-образных выступов замковых соединений. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс статора компрессора, за счет исключения раскрытия и смещения стыков полуколец внутренних колец поворотных направляющих лопаток. 10 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении диафрагмы (1) внутреннего корпуса модуля низкого или среднего давления паровой турбины. Упомянутая диафрагма содержит внутренний обод (2) и наружный обод (3), а также лопатки (4), привариваемые своими концами к упомянутым ободам (2, 3). При этом перед сваркой осуществляют операцию автоматической механической обработки концов (6, 7) каждой лопатки (4) для выполнения периферийной выемки (12) вокруг каждой из упомянутых лопаток (6, 7). Размеры указанной выемки задают в зависимости от уровня рабочей нагрузки на диафрагму (1) в турбине и в зависимости от условий процесса сварки концов лопаток с ободами, причем соотношение ширины Р выемки к ее глубине Н устанавливают между 0,5 и 2. Использование изобретения позволяет повысить качество и надежность изготовления лопаток и диафрагмы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх