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

Авторы патента:

БУХАЛЬ Тобиас (DE)

БРЕКЕР Марк (DE)

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

Владельцы патента RU 2575212:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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.

Изобретение относится к диффузору отходящего газа для газовой турбины, содержащему кольцеобразную наружную стенку для направления потока диффузора, в которой предусмотрен расположенный концентрично наружной стенке кольцеобразный направляющий элемент для оказания влияния на поток диффузора. Кроме того, изобретение относится к способу работы газовой турбины с диффузором указанного вида.

Газовые турбины и применяемые для них диффузоры отходящего газа давно известны из уровня техники. Например, из DE 19805115 А1 известен диффузор отходящего газа со сравнительно большим углом раскрыва 10° и больше. Такой большой угол раскрыва достигается тем, что в центре канала диффузора предусмотрено проходящее в осевом направлении направляющее тело для удлинения обычно короткой ступицы газовой турбины. За счет применения направляющего тела образуется диффузор отходящего газа в виде кольцевого диффузора. За счет этого предотвращаются большие области зон обратного потока позади ступицы газовой турбины, что предпочтительно сказывается на коэффициенте полезного действия диффузора отходящего газа. Однако недостатком является то, что направляющее тело является сравнительно длинным и поэтому на основании своей длины должно иметь опору с помощью дополнительных распорок. Кроме того, не учитываются аэродинамические влияния опорных распорок.

Известные короткие ступицы газовой турбины заканчиваются в

большинстве случаев непосредственно после расположенного на стороне турбины подшипника ротора газовой турбины. Однако они имеют особенно большие зоны обратного потока. При этом короткие ступицы газовой турбины являются особенно дешевыми.

Кроме того, из ЕР 1970539 А1 известен диффузор отходящего газа, который имеет внутри концентричный наружной стенке кольцеобразный направляющий элемент. При этом направляющий элемент выполнен так, что между наружной стенкой и направляющим элементом образуется сопловой канал, с помощью которого ускоряется поток вблизи стенки. За счет этого можно предотвращать отрыв потока после направляющего элемента. Однако с помощью направляющего элемента невозможно оказывать влияние на поток в центре диффузора отходящего газа, где могут возникать обратные потоки.

Кроме того, в US 5209634 А1 раскрыт диагональный диффузор паровой турбины с регулируемой геометрией ступицы для установки поперечного сечения диффузора, через которое проходит поток.

Кроме того, существует потребность по возможности предотвращения расположенных позади ступицы газовой турбины зон обратного потока, соответственно, минимизации их размера, для того чтобы также в режиме частичной нагрузки газовой турбины достигать высокой эффективности диффузора отходящего газа и обеспечивать высокую надежность работы. При проходящих слишком далеко вниз по потоку зонах обратного потока существует опасность, что они могут достигать расположенный после диффузора отходящего газа котел, что значительно ухудшает рабочие характеристики. Также в случае установленных там форсажных камер это может приводить к обратному удару пламени, за счет чего сильно ограничивается комбинированная работа газовых турбин и форсажных камер.

В основу изобретения положена задача создания компактного диффузора отходящего газа, который при достижении возможно более высокого коэффициента полезного действия газовой турбины предотвращает отрыв потока и образование зон обратного потока для каждого рабочего состояния газовой турбины и обеспечивает надежную работу расположенных после газовой турбины котлов и форсажных камер для каждого рабочего состояния газовой турбины. Другой задачей изобретения является создание газовой турбины с диффузором отходящего газа.

Направленная на диффузор отходящего газа задача решена с помощью диффузора отходящего газа с признаками п. 1 формулы изобретения.

Направленная на способ задача решена с помощью способа с признаками п. 8 формулы изобретения.

Диффузор отходящего газа, согласно изобретению, для газовой турбины имеет кольцеобразную наружную стенку для направления потока диффузора, в которой предусмотрен расположенный концентрично наружной стенке кольцеобразный направляющий элемент для оказания влияния на поток диффузора, при этом направленная радиально внутрь поверхность направляющего элемента имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента, и направляющий элемент установлен с возможностью сдвига между двумя положениями так, что направляющий элемент в первом положении обеспечивает возможность прохождения потока между направляющим элементом и наружной стенкой, а во втором положении предотвращает прохождение потока между направляющим элементом и наружной стенкой.

Способ, согласно изобретению, работы газовой турбины, содержащей диффузор отходящего газа, предусматривает, что при увеличении проходящего через газовую турбину массового потока направляющий элемент сдвигают в направлении второго положения или во второе положение и/или при уменьшении массового потока направляющий элемент сдвигают в направлении первого положения или во второе положение.

В основе изобретения лежит понимание того, что при небольших массовых потоках, которые имеются в газовой турбине в жаркие дни или в режиме частичной нагрузки, основная часть массового потока в диффузоре отходящего газа газовой турбины смещается наружу, т.е. к наружной стенке, так что образуется очень ярко выраженная и длинная зона обратного потока позади ступицы. При больших массовых потоках, которые имеются, например, в холодные дни или в режиме полной нагрузки, основная часть массового потока смещается внутрь, т.е. к ступице, соответственно, к центру. За счет этого уменьшается доля потока, которая проходит вблизи стенки, что может приводить к отрыву потока от наружной стенки. Таким образом, в целом желательно обеспечивать равномерное распределение массового потока внутри диффузора отходящего газа.

Однако для выравнивания распределения необходимо в зависимости от рабочего состояния газовой турбины смещать массовый поток либо больше к наружной стенке, либо к центру диффузора отходящего газа. Для достижения этого в изобретении комбинируются две не очевидные меры. Для сдвига массового потока наружу направляющий элемент выполнен с возможностью сдвига в осевом направлении, за счет чего можно устанавливать расстояние между направляющим элементом и наружной стенкой. С увеличением расстояния большая доля потока может быть отклонена к наружной стенке, что уменьшает вероятность отрыва потока вблизи стенки. Дополнительно к этому, направляющий элемент на своей обращенной внутрь поверхности имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента. За счет этого внутренний контур кольцеобразного направляющего элемента принимает форму сопла Лаваля. Это приводит к тому, что захватываемый направляющим элементом поток отклоняется больше к ступице, соответственно, к центру диффузора. Это происходит тем больше, чем больше относительная доля площади круглого отверстия направляющего элемента относительно зависящей от положения пропускной площади поперечного сечения диффузора отходящего газа. При расположенном во втором положении направляющем элементе, когда направляющий элемент прилегает к наружной стенке, площадь поперечного сечения диффузора отходящего газа соответствует площади поперечного сечения направляющего элемента. Таким образом, соотношение равно 1. За счет осевого сдвига направляющего элемента в направлении потока отходящего газа, пропускное поперечное сечение диффузора отходящего газа в том осевом положении, в котором находится также входная поверхность поперечного сечения направляющего элемента, увеличивается, в то время как входная поверхность поперечного сечения направляющего элемента остается неизменной. За счет этого уменьшается относительная доля поверхности поперечного сечения, соотношение падает ниже 1, так что действие сужения уменьшается при увеличении расстояния между направляющим элементом и наружной стенкой, что является желательным, поскольку в этом случае доля потока смещается скорее к наружной стенке, чем к центру диффузора отходящего газа.

Таким образом, в основе изобретения лежит неожиданное понимание того, что, несмотря на применение направленного внутрь сужения, возможно усиление потока вблизи стенки. В соответствии с этим, можно с помощью решения согласно изобретению улучшать коэффициент полезного действия независимо от величины массового потока, поскольку можно максимально предотвращать аэродинамические потери, которые обусловлены относительно большими зонами обратного потока или отрывами потока вблизи стенки.

Предпочтительные варианты выполнения указаны в зависимых пунктах формулы изобретения.

Согласно первому предпочтительному варианту выполнения, когда направляющий элемент расположен во втором положении, вытеснительный элемент расположен в том осевом участке диффузора отходящего газа, в котором заканчивается в осевом направлении расположенное в центре диффузора отходящего газа тело ступицы. На основании конца, расположенного в центре тела ступицы, в его аэродинамической тени возникают зоны обратного течения, которые могут быть укорочены с помощью расположенного в направляющем элементе сужения. Однако для этого требуется, чтобы сужение в осевом направлении находилось непосредственно по потоку за концом тела ступицы. Слишком большое расстояние между концом тела ступицы и осевым положением сужения необходимо предотвращать, для того чтобы сужение обеспечивало желаемые аэродинамические эффекты, а именно вытеснение доли потока к центру, т.е. к середине потока диффузора отходящего газа.

Предпочтительно, направленная радиально наружу поверхность направляющего элемента выполнена с возможностью плоского прилегания к участку наружной стенки. За счет плоского прилегания направляющего элемента к наружной стенке эффективно предотвращается минимальный щелевой поток вблизи стенки, поскольку направляющий элемент особенно плотно прилегает к наружной стенке. Таким образом, эффективно предотвращаются небольшие по величине и тем самым неэффективные пристеночные потоки.

Согласно другому предпочтительному варианту выполнения, направляющий элемент опирается с помощью распределенных по окружности наружной стенки ребер. Это расположение обеспечивает простую конструкцию опоры направляющего элемента. Согласно первому примеру выполнения указанного выше варианта выполнения, ребра неподвижно закреплены на наружной стенке, при этом на внутреннем конце каждого ребра предусмотрен привод для осевого сдвига направляющего элемента. Целесообразно для этого предусмотрены нагружаемые с обеих сторон гидравлические поршни, с помощью которых направляющий элемент можно сдвигать в осевом направлении относительно ребер и тем самым также относительно наружной стенки. Этот первый пример выполнения имеет то преимущество, что как ребра, так и направляющий элемент можно выполнять неизменными по их размерам. То есть ни диаметр направляющего элемента, ни длина ребер не должны быть изменяемыми для обеспечения возможности сдвига направляющего элемента.

Согласно другому примеру выполнения, ребра шарнирно соединены с наружной стенкой и с направляющим элементом, при этом поворотные оси шарниров проходят в тангенциальном направлении диффузора отходящего газа. Это выполнение обеспечивает то преимущество, что привод для осевого сдвига направляющего элемента смещается из проточного канала диффузора отходящего газа в немного более холодную зону газовой турбины, что понижает требования к приводу относительно температурной устойчивости. Однако поскольку применение неизменного в диаметре направляющего элемента является предпочтительным, то в этом случае должна обеспечиваться возможность изменения радиальной длины ребер. Целесообразно в этом случае ребра выполнены с возможностью телескопического перемещения, с целью согласования их длины во время сдвигания направляющего элемента.

Предпочтительно, стационарная газовая турбина снабжена диффузором отходящего газа, согласно указанным выше вариантам выполнения.

Ниже приведено подробное пояснение изобретения на основании примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых схематично изображено:

фиг. 1 - частичный продольный разрез стационарной газовой турбины;

фиг. 2 - продольный разрез диффузора отходящего газа стационарной газовой турбины с прилегающим к наружной стенке диффузора отходящего газа направляющим элементом;

фиг. 3 - диффузор отходящего газа, согласно фиг. 2, с расположенным на расстоянии от наружной стенки направляющим элементом; и

фиг. 4 - направляющий элемент с приводом для осевого сдвига направляющего элемента.

На фиг. 1 показана в частичном продольном разрезе газовая турбина 1. Она имеет внутри установленный с возможностью вращения вокруг машинной оси 2 ротор 3, который называется также турбинным ротором. Вдоль ротора 3 следуют друг за другом корпус 4 всасывания, компрессор 5, торообразная кольцевая камера 6 сгорания с несколькими расположенными с вращательной симметрией относительно друг друга горелками 7, турбинный блок 8 и корпус 9 отходящего газа. Кольцевая камера 6 сгорания окружает пространство 17 сгорания, которое соединено с кольцеобразным каналом 16 горячего газа. Так, установленные друг за другом четыре лопаточные ступени 10 образуют турбинный блок 8. Каждая лопаточная ступень 10 образована из двух лопаточных колец. При рассматривании в направлении потока образованного в кольцевой камере 6 сгорания горячего газа 11 в канале 16 горячего газа за рядом 13 направляющих лопаток следует образованный из рабочих лопаток ряд 14. Направляющие лопатки 12 закреплены на статоре, в то время как рабочие лопатки 15 каждого ряда 14 установлены с помощью диска 19 на роторе 3. С ротором 3 соединен генератор или рабочая машина (не изображена).

По потоку после турбинного блока 8 к каналу 16 горячего газа примыкает корпус 9 отходящего газа. Корпус 9 отходящего газа является расположенной на стороне входа частью диффузора 20 отходящего газа газовой турбины 1. Таким образом, канал 16 горячего газа переходит в проточный канал 22 диффузора 20 отходящего газа. Расположенные в корпусе 9 отходящего газа ребра 24 обеспечивают опору расположенного на стороне турбины конца ротора 3, при этом конец ротора заключен в тело 26 ступицы. Тело 26 ступицы заканчивается в осевом направлении в проточном канале 22 и расположено в центре диффузора 20 отходящего газа.

Наружное ограничение диффузора 20 отходящего газа образовано наружной стенкой 28, которая выполнена круглой и расположена концентрично машинной оси 2. Наружная стенка 28 проходит с расхождением в направлении потока 30 диффузора, который перед расширением в турбинном блоке 8 назывался горячим газом 11.

На фиг. 2 показан в продольном разрезе расположенный на стороне входа потока участок диффузора 20 отходящего газа. На осевом участке, в котором заканчивается в осевом направлении тело 26 ступицы, расположен сдвигаемый в осевом направлении направляющий элемент 32. При этом направленная наружу поверхность направляющего элемента 32 имеет ту же конусность, что и наружная стенка 28, так что направляющий элемент 32 плоско прилегает к наружной стенке 28. Направленная внутрь поверхность 34 направляющего элемента 32 имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента. При этом контур выполнен так, что окруженное кольцеобразным направляющим элементом 32 проточное поперечное сечение выполнено в виде сопла Лаваля. Другими словами, расположенное на стороне входа потока проточное поперечное сечение направляющего элемента 32 больше минимального проточного поперечного сечения направляющего элемента 32, при этом расположенное на стороне выхода проточное поперечное сечение больше расположенного на стороне входа проточного поперечного сечения. Минимальное проточное поперечное сечение расположено в осевом направлении между входным проточным поперечным сечением и выходным поперечным сечением. Каждое проточное поперечное сечение лежит всегда перпендикулярно машинной оси 2.

На фиг. 3 показан тот же участок диффузора 20 отходящего газа, что и на фиг. 2, лишь направляющий элемент 32 сдвинут в осевом направлении относительно показанного на фиг. 2 положения. Как показано на фиг. 3, направляющий элемент 32 находится по потоку ниже показанного на фиг. 2 положения. Показанное на фиг. 3 положение направляющего элемента 32 называется первым положением направляющего элемента 32, а показанное на фиг. 2 положение направляющего элемента 32 называется вторым положением.

За счет сдвига направляющего элемента 32 в направлении ниже по потоку, между внутренней поверхностью наружной стенки 28 и обращенной наружу поверхностью направляющего элемента 32 возникает кольцеобразный проточный проход 36, через который может проходить часть потока 30 диффузора.

При работе снабженной диффузором 20 отходящего газа указанного вида газовой турбины 1 могут возникать следующие состояния: при изменяющихся окружающих условиях и в режиме частичной нагрузки через газовую турбину 1 проходят меньшие массовые потоки горячего газа 11, соответственно, отходящего газа 30. На основании меньшего массового потока основная часть потока отходящего газа смещается наружу, так что до настоящего времени образовывалась очень ярко выраженная и длинная зона обратного потока. Согласно изобретению предусмотрено, что направляющий элемент 32 перемещается во второе положение. За счет этого сужение находится сравнительно близко к телу 26 ступицы. Это приводит к тому, что отходящий газ 30 усиленно отклоняется (30') в направлении средней оси 2, что значительно уменьшает зону обратного потока на осевом участке позади тела 26 ступицы. Это снижает аэродинамические потери, повышает восстановление давления и делает более равномерным профиль скоростей и течений в диффузоре 20 отходящего газа.

Во время другого, второго, состояния, которое возникает, например, в холодные дни и при полной нагрузке, через газовую турбину проходит сравнительно большой массовый поток. В этом случае направляющий элемент 32 сдвигается в осевом направлении в первое положение. За счет сдвига увеличивается относительное перекрытие проточного поперечного сечения диффузора 20 отходящего газа с помощью направляющего элемента 32. Кроме того, за счет этого возникает кольцеобразный проточный проход 36 между наружной стенкой 28 и наружной поверхностью направляющего элемента 32. Поток через проход 32 приводит к образованию позади направляющего элемента 32 пристенной струи, которая уменьшает повышенную для этого рабочего состояния опасность отрыва потока на наружной стенке 28.

Это также предотвращает аэродинамические потери в диффузоре 20 отходящего газа, что приводит к повышенному восстановлению давления. Следовательно, предусмотрено, что при увеличении массового потока направляющий элемент 32 сдвигается в направлении второго положения или во второе положение (до прилегания к наружной стенке 28), и/или при уменьшении массового потока направляющий элемент 32 сдвигается в направлении первого положения или во второе положение (направляющий элемент 32 находится на расстоянии от наружной стенки 28). Сдвиг направляющего элемента 32 происходит всегда параллельно машинной оси 2.

На основании того, что направляющий элемент 32 сдвигается лишь в осевом направлении, его можно выполнять в виде кольца с неизменным диаметром.

На фиг. 4 показан детально привод сдвигаемого в осевом направлении направляющего элемента 32. Направляющий элемент 32 удерживается с помощью нескольких распределенных по окружности диффузора 20 отходящего газа ребер 40. Каждое из ребер 40 закреплено неподвижно на наружной стенке 28, что, однако, не изображено на фиг. 4. Ребра 40 выступают лучами в проточный канал 22. В качестве перестановочного устройства предусмотрены на внутреннем конце 42 ребер 40 соответствующие гидравлические цилиндры 45, сдвигаемые в осевом направлении поршни 46 которых соединены с направляющим элементом 32. За счет подачи гидравлической жидкости можно перемещать поршни 46 в осевом направлении, что приводит к сдвигу направляющего элемента 32 в том же направлении. При необходимости, может быть целесообразным охлаждение перестановочного устройства и подводящих трубопроводов для гидравлической жидкости на основании сравнительно высокой температуры отходящего газа.

Согласно изобретению, предлагается диффузор 20 отходящего газа для газовой турбины 1, который имеет кольцеобразную наружную стенку 28 для направления потока 30 диффузора, в которой предусмотрен расположенный концентрично наружной стенке 28 кольцеобразный направляющий элемент 32 для оказания влияния на поток 30 диффузора. Для улучшения аэродинамического действия диффузора 20 отходящего газа и одновременно для его оптимальной установки для нескольких рабочих состояний газовой турбины предлагается, что направляющий элемент 32 имеет направленную радиально внутрь поверхность 34, которая имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента, и что направляющий элемент 32 установлен с возможностью сдвига в осевом направлении между двумя положениями так, что направляющий элемент 32 в первом положении обеспечивает возможность прохождения потока между направляющим элементом 32 и наружной стенкой 28, а во втором положении максимально предотвращает поток между направляющим элементом 32 и наружной стенкой 28. Кроме того, предлагается способ работы газовой турбины 1, в котором для уменьшения аэродинамических потерь и повышения восстановления давления при увеличении массового потока направляющий элемент 32 сдвигают в направлении второго положения или во второе положение и/или при уменьшении массового потока направляющий элемент 32 сдвигают в направлении первого положения или во второе положение.

1. Диффузор (20) отходящего газа для газовой турбины (1), содержащий кольцеобразную наружную стенку (28) для направления потока (30) диффузора, в которой предусмотрен расположенный концентрично наружной стенке (28) кольцеобразный направляющий элемент (32) для оказания влияния на поток (30) диффузора, при этом направляющий элемент (32) установлен с возможностью сдвига в осевом направлении между двумя положениями, отличающийся тем, что направленная радиально внутрь поверхность (34) направляющего элемента (32) имеет окружной, в продольном сечении выпуклый контур для образования вытеснительного элемента и что направляющий элемент (32) в первом положении обеспечивает возможность прохождения потока между направляющим элементом (32) и наружной стенкой (28), а во втором положении предотвращает прохождение потока между направляющим элементом (32) и наружной стенкой (28).

2. Диффузор (20) отходящего газа по п. 1, в котором, когда направляющий элемент (32) расположен во втором положении, вытеснительный элемент расположен в том осевом участке диффузора (20) отходящего газа, в котором заканчивается в осевом направлении расположенное в центре диффузора (20) отходящего газа тело (26) ступицы.

3. Диффузор (20) отходящего газа по п. 2, в котором направленная радиально наружу поверхность направляющего элемента (32) выполнена с возможностью плоского прилегания к участку наружной стенки (28).

4. Диффузор (20) отходящего газа по любому из пп. 1-3, в котором направляющий элемент (32) опирается с помощью распределенных по окружности наружной стенки (28) ребер (40).

5. Диффузор (20) отходящего газа по п. 4, в котором ребра (40) неподвижно закреплены на наружной стенке (28), при этом на внутреннем конце (42) по меньшей мере одного из ребер (40) предусмотрен привод для осевого сдвига направляющего элемента (32).

6. Диффузор (20) отходящего газа по п. 4, в котором ребра шарнирно соединены с наружной стенкой (28) и с направляющим элементом (32), при этом поворотные оси шарниров проходят в тангенциальном направлении диффузора (20) отходящего газа.

7. Газовая турбина (1), содержащая диффузор (20) отходящего газа по любому из пп. 1-6.

8. Способ работы газовой турбины (1) по п. 7, через которую проходит массовый поток изменяемой величины, характеризующийся тем, что при увеличении массового потока направляющий элемент (32) сдвигают в направлении второго положения или во второе положение и/или при уменьшении массового потока направляющий элемент (32) сдвигают в направлении первого положения или в первое положение.

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.

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.

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.

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.

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.

Статор турбины газотурбинного двигателя // 2560654

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).

Опорная стойка для диафрагмы турбины, опорная стоечная конструкция для диафрагмы турбины и паровая турбина // 2552628

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.

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.

Последняя ступень паровой турбины // 2614316

Последняя ступень паровой турбины содержит диафрагму с телом, ободом и сопловой решеткой, образованной направляющими лопатками. Лопатки выполнены с каналами отбора влаги и впуска пара, сообщающимися со сквозными прорезями отбора влаги и впуска пара. Лопатки разделены на две группы: одну группу лопаток, расположенных в нижней части диафрагмы и наиболее удаленных от разъема, входящую в сектор сопловой решетки с центральным углом 120-180°, и другую группу остальных лопаток. Кольцевая камера в ободе каждой части диафрагмы герметично разделена на камеру впуска пара и камеру отбора влаги. К камере впуска пара присоединены пароприемные коробки с трубами подвода пара, в которых установлены дроссельные регуляторы давления, а камера отбора влаги сообщается с отверстиями в ободе, в которых установлены дроссельные элементы. В теле диафрагмы выполнены влагоприемные пазы. Предлагаемая конструкция лопаток обеих групп и наличие различных элементов влагоудаления позволяют повысить эффективность влагоудаления, что обеспечивает повышение кпд ступени и в целом кпд паровой турбины, а также снижение опасности повышенной влажно-паровой эрозии рабочих лопаток. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты) // 2618805

В настоящей заявке описан держатель уплотнения, используемый вокруг ряда отверстий в платформе сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха. Держатель уплотнения может иметь внутреннюю поверхность, обращенную к платформе и имеющую выполненные на ней пазы, совмещенные с проточными отверстиями платформы, и противоположную внешнюю поверхность, вокруг которой расположено уплотнение. Пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы. Предложенный держатель уплотнения обеспечивает улучшенное охлаждение при простоте сборки. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины // 2619955

Устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания содержит турбинную сопловую лопатку, дефлектор для охлаждающей среды и инжекционную пластину. Турбинная сопловая лопатка имеет вставку, расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность. Дефлектор для охлаждающей среды имеет проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой, в первом контуре. Инжекционная пластина расположена над указанной наружной боковой поверхностью во втором контуре. Между инжекционной пластиной и наружной боковой поверхностью сопловой лопатки расположена камера послеударного давления. Дефлектор для охлаждающей среды дополнительно содержит первый уплотняющий слой, проходящий вокруг инжекционной пластины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства // 2624677

Лопатка газотурбинного двигателя, имеющая множество секций лопатки, упакованных вдоль радиальной оси (Z-Z). Каждая секция лопатки расположена вдоль продольной оси (Х-Х) между передней кромкой и задней кромкой и вдоль тангенциальной оси (Y-Y) между стороной корытца и стороной спинки. Секции лопатки распределены в соответствии с правилами продольного Xg и тангенциального Yg распределения, определяющими положение их соответствующих центров тяжести по отношению к упомянутым продольной (Х-Х) и тангенциальной (Y-Y) осям по высоте лопатки, проходящей от ножки лопатки до вершины лопатки. Каждое из упомянутых правил продольного Xg и тангенциального Yg распределения имеет изменение направления наклона между 90 и 100% высоты лопатки. Позволяет повысить КПД в верхней части лопатки, улучшить механические характеристики за счет уменьшения статических напряжений, не затрагивая при этом динамические характеристики. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ профилирования заменяющей лопатки в качестве заменяющей части для старой лопатки для турбомашины с осевым направлением потока // 2629110

Изобретение относится к способу изготовления заменяющей лопатки для турбомашины. Согласно указанному способу определяют геометрические характеристики контура ступицы и корпуса снабженного старой лопаткой проточного канала, а также осевое положение центра тяжести пера старой лопатки, которая с одной стороны зажата в ступице или в корпусе. Рассчитывают геометрические характеристики пера заменяющей лопатки, таким образом, что перо заменяющей лопатки на своей передней кромке наклоняется в направлении зажатия выше по потоку и обладает прямой стреловидностью. Задают близкую к зажатию область пера заменяющей лопатки, составляющую от 5% до 15% высоты заменяющей лопатки. Смещают участок пера заменяющей лопатки, расположенный за пределами указанной области, выше по потоку, пока осевое положение центра тяжести пера заменяющей лопатки не совпадет с осевым положением центра тяжести пера старой лопатки. В области от расположенной со стороны зажатия линии контура пера заменяющей лопатки до смещенного участка пера заменяющей лопатки переднюю кромку наклоняют в направлении зажатия ниже по потоку для образования в этой области переходной стреловидности. Затем осуществляют профилирование заменяющей лопатки. Другие изобретения группы относятся к лопатке ротора и лопатке статора для газовой турбины, изготовленным указанным выше способом, а также к соответствующей лопатке компрессора. Группа изобретений позволяет повысить аэродинамическую эффективность лопаток турбомашины без повышения нагрузки на элементы крепления указанных лопаток. 5 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Электрически проводящая структура для реактивного двигателя // 2630646

Электрически проводящая структура для пропускания и отвода электрического тока от основного тела выходной направляющей лопасти в наружную опорную структуру содержит обшивку из металла, покрывающую переднюю кромку основного тела лопасти, и электрически проводящую прокладку из металла, содержащую контактную часть, имеющую такой размер, чтобы перекрывать одним концом обшивку, и часть в виде шайбы, предназначенную для ввода болта для затягивания в опорную структуру, при этом одно или больше соединений, выбранных из группы, содержащей сварку, точечную сварку, пайку, соединение с помощью электрически проводящей пасты и зажим, создают соединение между концом обшивки и контактной частью. Предотвращаются повреждения матричной смолы основного тела лопасти за счет безопасного отвода электрического тока при ударе в самолет молнии, ток обходит основное тело лопасти. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.