Статор турбины газотурбинного двигателя

Авторы патента:

F01D9/02 - сопла; впускные патрубки; направляющие лопатки; направляющие каналы

Владельцы патента RU 2560654:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (МИНПРОМТОРГ РОССИИ) (RU)

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.

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

Известен статор турбины, в котором обтекатели стоек межтурбинной опоры расположены на входе в ротор турбины низкого давления (патент US №6883303 B1, F02C 7/20, опубл. 26.04.2005 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкий коэффициент полезного действия из-за отсутствия лопаток соплового аппарата на входе в ротор турбины низкого давления.

Наиболее близким к заявленному является статор турбины газотурбинного двигателя, включающий внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями, и расположенные по потоку газа охлаждаемые сопловые лопатки с нижними полками (патент US №7905083 B2, F02K 3/02, опубл. 15.03.2011 г.). При этом сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении с помощью болтового соединения относительно стоек опоры.

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенных нагрузок на стойки опоры от газовых сил, действующих на сопловые лопатки.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины газотурбинного двигателя за счет уменьшения нагрузки на стойки опоры турбины и изоляции замкнутой кольцевой воздушной полости внутреннего кольца от внешней газовой и внутренней воздушных полостей.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в статоре турбины газотурбинного двигателя, включающем внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями, и расположенные по потоку газа охлаждаемые сопловые лопатки с нижними полками, согласно изобретению внутреннее радиальное ребро каждого обтекателя расположено в U-образном уплотнительном кольце, установленном на кольцевом цилиндрическом фланце опоры, при этом U-образное уплотнительное кольцо выполнено с внешним и внутренним С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток и образующими соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом, установленным в радиальном направлении на нижних полках сопловых лопаток.

При этом в обечайке внутреннего кольца выполнены каналы для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость пониженного давления.

Размещение на внутреннем радиальном ребре обтекателя стойки U-образного в поперечном сечении уплотнительного кольца, установленного на кольцевом цилиндрическом фланце опоры, позволяет отделить воздушную полость опоры от газовой полости статора вне зависимости от осевых и радиальных температурных деформаций обтекателей и фланца опоры.

Выполнение уплотнительного кольца с внешним и внутренним С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток и образующими соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом, установленным в радиальном направлении на нижних полках сопловых лопаток, обеспечивает герметичность замкнутой полости внутреннего кольца вне зависимости от осевых перемещений внутреннего кольца относительно уплотнительного кольца и радиальных перемещений нижних полок сопловых лопаток относительно внутреннего кольца, что исключает передачу осевых усилий от сопловых лопаток через внутреннее и уплотнительное кольца на обтекатели стоек, а также исключает попадание газа из газовой полости статора в воздушную полость внутреннего кольца.

На фиг. 1 изображен продольный разрез статора турбины газотурбинного двигателя.

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

Статор 1 турбины газотурбинного двигателя включает внешний корпус 2, на котором установлены стойки 3 опоры 4, защищенные от контакта с газовым потоком 5 в газовой полости 6 статора 1 обтекателями 7.

На внутреннем радиальном ребре 8 каждого обтекателя 7 телескопически в радиальном направлении установлено U-образное (в поперечном сечении) уплотнительное кольцо 9, установленное (внутренней поверхностью 10) на кольцевом цилиндрическом фланце 11 опоры 4. Уплотнительное кольцо 9 выполнено с внешним 12 и внутренним 13 С-образными в поперечном сечении выступами.

В статоре 1 турбины газотурбинного двигателя по потоку 5 газа расположены охлаждаемые сопловые лопатки 14 с нижними полками 15. Внешний 12 и внутренний 13 С-образные в поперечном сечении выступы уплотнительного кольца 9 направлены в сторону размещенных по потоку 5 газа сопловых лопаток 14 и образуют с внутренним кольцом 16 (установленным в радиальном направлении на нижних полках 15 лопаток 14) телескопические в осевом направлении соединения типа «щип-паз» (соответственно, внешнее 17 и внутреннее 18 соединения), отделяющие замкнутую кольцевую воздушную полость 19 внутреннего кольца 16 от внешней газовой полости 6 статора и внутренней воздушной полости 20 пониженного давления.

Для дозированной подачи охлаждающего воздуха 21 в полость пониженного давления 20 в обечайке (внутренней) 22 кольца 16 выполнено множество каналов 23.

При работе статора 1 газотурбинного двигателя на сопловую лопатку 14 действует переменная по величине газовая сила P (см. фиг. 1), которая могла бы привести к повышению вибронапряжений в лопатке 14 и к ее поломке. Однако этого не происходит, так как силы трения в телескопических в осевом направлении верхнем 17 и внутреннем 18 соединениях типа «щип-паз» демпфируют колебания сопловой лопатки 14.

1. Статор турбины газотурбинного двигателя, включающий внешний корпус, на котором установлены стойки опоры с обтекателями, и расположенные по потоку газа охлаждаемые сопловые лопатки с нижними полками, отличающийся тем, что внутреннее радиальное ребро каждого обтекателя расположено в U-образном уплотнительном кольце, установленном на кольцевом цилиндрическом фланце опоры, при этом U-образное уплотнительное кольцо выполнено с внешним и внутренним С-образными в поперечном сечении выступами, направленными в сторону сопловых лопаток и образующими соединения типа «щип-паз» с внутренним кольцом, установленным в радиальном направлении на нижних полках сопловых лопаток.

2. Статор турбины газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в обечайке внутреннего кольца выполнены каналы для дозированной подачи охлаждающего воздуха в полость пониженного давления.

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.

Высокотемпературная газовая турбина // 2549397

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.

Лопатка с аэродинамическим профилем и осевая турбомашина // 2549387

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.

Корпус турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, содержащий такие корпуса // 2544107

Корпус турбореактивного двигателя выполнен с возможностью установки в нем множества лопаток и содержит средства крепления конца каждой лопатки, расположенные на стороне корпуса, противоположной лопаткам.

Лопатка турбореактивного двигателя, в частности лопатка спрямляющего аппарата, и турбореактивный двигатель, содержащий такие лопатки // 2544102

Лопатка спрямляющего аппарата для турбореактивного двигателя содержит удлиненные моноблочные передний и задний участки, а также внешний слой, соединенные посредством горячего прессования.

Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турбины // 2540350

Газовая турбина, соединенная со вторичной камерой сгорания, включает ряд направляющих лопаток турбины низкого давления, расположенный ниже по потоку относительно указанной камеры сгорания.

Сопловой аппарат газовой реактивной турбины // 2539221

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.

Переходный канал газотурбинного двигателя и способ его изготовления, а также газотурбинный двигатель // 2531094

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.

Выходное устройство турбины // 2525375

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 для ремонта фланца картера авиационного двигателя, модуль авиационного двигателя, авиационный двигатель и способ ремонта фланца картера авиационного двигателя // 2520807

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

Газотурбинный двигатель, имеющий статорную ступень лопаток с изменяемым углом установки с независимым управлением // 2562895

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, трубчатая камера сгорания, газотурбинный двигатель и способы его модернизации и бороскопической инспекции // 2566867

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, способ его производства и турбомашина, содержащая указанный статор // 2568353

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.

Последняя ступень влажнопаровой турбины // 2569789

Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании паровых турбин средней и большой мощности, а именно - при разработке конструкции последних ступеней влажнопаровых турбин, имеющих элементы влагоудаления. Последняя ступень влажнопаровой турбины содержит диафрагму, выполненную из верхней и нижней части, каждая из которых содержит тело, обод, сопловую решетку, образованную полыми направляющими лопатками и внутренними и наружными бандажными лентами. На ободе диафрагмы со стороны паровхода и паровыхода, а также в периферийной зоне тела диафрагмы со стороны паровхода установлены влагоотводящие элементы. Технический результат: повышение эффективности влагоудаления при работе влажнопаровой турбины в условиях повышенной влажности перед направляющими лопатками последних ступеней, что обеспечивает повышение КПД. Повышение эффективности влагоудаления также обеспечивает снижение опасности повышенной влажнопаровой эрозии элементов проточной части, и в первую очередь - рабочих лопаток. В предлагаемой конструкции также предусмотрен ряд дополнительных мероприятий, позволяющих повысить эффективность влагоудаления. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ изготовления металлического компонента посредством аддитивного лазерного изготовления // 2574536

Изобретение относится к технологии изготовления трехмерной металлической детали(11), представляющей собой деталь газовой турбины в виде лопатки, лопасти или теплового экрана, которая может быть использована в компрессоре, камере сгорания или турбинной секции газовой турбины. Деталь (11) последовательно выращивают из металлического базового материала (12) с помощью процесса аддитивного изготовления путем сканирования энергетическим лучом (14). Создают контролируемую ориентацию зерен по первичному и вторичному направлению детали (11). Вторичная ориентация зерен достигается применением конкретной картины сканирования энергетическим лучом (14) в последовательных слоях попеременно параллельно и перпендикулярно направлению, соответствующему наименьшему значению модуля Юнга. 2 н. и 10 з.п. ф-лы,7 ил.

Диффузор отходящего газа для газовой турбины, газовая турбина с таким диффузором и способ работы такой газовой турбины // 2575212

Диффузор отходящего газа газовой турбины содержит кольцеобразную наружную стенку для направления потока и кольцеобразный направляющий элемент, расположенный концентрично наружной стенке. Направленная радиально внутрь поверхность направляющего элемента имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента. Направляющий элемент установлен с возможностью сдвига в осевом направлении между двумя положениями. В первом положении направляющий элемент обеспечивает возможность прохождения потока между направляющим элементом и наружной стенкой, а во втором положении предотвращает прохождение потока между направляющим элементом и наружной стенкой. Другое изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанный выше диффузор. Во время работы газовой турбины при увеличении массового потока направляющий элемент сдвигают в направлении второго положения, а при уменьшении массового потока направляющий элемент сдвигают в направлении первого положения. Группа изобретений позволяет снизить аэродинамические потери в диффузоре на разных режимах работы. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Направляющий аппарат для турбомашины, турбомашина и способ сборки направляющего аппарата // 2582382

Направляющий аппарат турбомашины включает внутреннюю и наружную обечайки, две лопатки и перекрывающую площадку. Одна из внутренней и наружной обечаек содержит первые отверстия. Каждая лопатка направляющего аппарата содержит на одном и том же первом конце крепежную площадку со вторыми отверстиями, расположенными напротив первых отверстий. Лопатки соединены с одной из внутренней или наружной обечаек при помощи средства крепления, заходящего в первые и вторые отверстия. Перекрывающая площадка перекрывает средство крепления и содержит верхнюю и нижнюю поверхности. Верхняя поверхность площадки образует плоскость перекрывания, на уровне которой циркулирует воздух, при этом плоскость перекрывания имеет форму, выполненную с возможностью повторять профиль тракта. Нижняя поверхность площадки образует плоскость крепления, имеющую вырез, выполненный с возможностью взаимодействия со средством крепления для обеспечения удержания перекрывающей площадки. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанный выше направляющий аппарат. При сборке направляющего аппарата вторые отверстия крепежных площадок лопаток располагают напротив первых отверстий. Крепежные площадки удерживают на одной из обечаек при помощи средства крепления. Шип перекрывающей площадки вставляют в паз кольца и при помощи средства крепления жестко соединяют обечайку и перекрывающую площадку. Группа изобретений позволяет снизить вес турбомашины и упростить сборку ее направляющего аппарата. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Газотурбинный двигатель, внутренняя оболочка камеры сгорания для газотурбинного двигателя и роторный кожух для газотурбинного двигателя // 2597350

Газотурбинный двигатель включает компрессор, кольцеобразную камеру сгорания и турбину. Камера сгорания в переходной зоне своей оболочкой примыкает к входу в турбину с возможностью обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания и входом в турбину. Оболочка камеры сгорания своими распределенными по периметру опорными элементами упирается вследствие возникающего в рабочем режиме теплового расширения в конический контур на роторном кожухе, расположенном между выходом компрессора и входной зоной турбины, а также между ротором и внутренней оболочкой камеры сгорания, и опирается на него. Конический контур образует с осью газотурбинного двигателя угол, обеспечивающий скольжение оболочки камеры сгорания опорными элементами по коническому контуру. Другое изобретение группы относится к внутренней оболочке камеры сгорания, которая на выходном конце на обращенной от горячих газов стороне имеет распределенные по периметру опорные элементы со скосом. Скос опорных элементов в собранном состоянии проходит параллельно коническому контуру роторного кожуха и образует с осью газотурбинного двигателя угол, обеспечивающий скольжение опорных элементов внутренней оболочки камеры сгорания по коническому контуру роторного кожуха. Еще одно изобретение группы относится к роторному кожуху, который на нижнем по потоку конце с наружной стороны имеет конический контур, образующий с осью газотурбинного двигателя угол, обеспечивающий скольжение внутренней оболочки камеры сгорания опорными элементами по коническому контуру. Группа изобретений позволяет повысить срок службы газотурбинного двигателя за счет исключения износа между камерой сгорания и входом в турбину. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Узел, образованный направляющим сопловым аппаратом турбины или спрямляющим аппаратом компрессора из ккм для турбомашины и кольцом - подложкой для истираемого материала, и турбина или компрессор, содержащие такой узел // 2601052

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям. Сопловой аппарат турбины или направляющий аппарат компрессора содержат секторы (12) из материала композиционного материала с керамической матрицей (ККМ), каждый из которых содержит внутреннюю площадку (14), наружную площадку (16) и перья (18) лопаток. Кольцо-подложка (50) для истираемого материала состоит из секторов, каждый из которых содержит расположенную выше по потоку (55а) и расположенную ниже по потоку (55b) крепежные лапки. Внутренние площадки (14) содержат, каждая, с внутренней стороны расположенный выше по потоку (15a) и расположенный ниже по потоку (15b) крючки, и кольцо-подложка для истираемого материала установлено на сопловом аппарате или на направляющем аппарате посредством взаимного зацепления без жесткого соединения между концевыми частями расположенных выше по потоку крепежных лапок и расположенных выше по потоку крючков и между концевыми частями расположенных ниже по потоку крепежных лапок и расположенных ниже по потоку крючков. Изобретение обеспечивает крепление истираемого материала секторов соплового аппарата турбины и компрессора. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 12 ил.

Сопловая лопатка турбины (варианты) и турбина, содержащая сопловые лопатки // 2606736

Предложена сопловая лопатка (180) турбины, содержащая аэродинамическую часть, имеющую аэродинамическую форму. Аэродинамическая часть имеет оптимальный профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в Таблице 1. Указанные значения X, Y и Z являются безразмерными величинами со значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния в дюймах (сантиметрах) путем умножения этих значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части лопатки в дюймах (сантиметрах). Х и Y представляют собой расстояния в дюймах (сантиметрах), которые, будучи соединены гладкими непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z. Сечения профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием законченной аэродинамической формы. Достигаются оптимальные условия и технические характеристики аэродинамической эффективности и нормированных аэродинамических и механических нагрузок лопатки. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.