Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт

Изобретение относится к энергетике. Устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала и находящегося в контакте с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата. Устройство содержит опору с опорным отверстием, осевую стопорную часть, причём конструкция устройства обеспечивает возможность вращения стопорной части вокруг оси между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца и между положением для извлечения этого кольца через проход для извлечения. Также представлены модуль турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата, содержащие устройство для стопорения. Изобретение позволяет обеспечить выполнение невыпадающего устройства стопорения уплотнительного кольца первой ступени модуля турбомашины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение относится к устройству для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала, которое будет входить в контакт с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата.

Изобретение относится, более конкретно, к устройству стопорения в осевом направлении для уплотнительного кольца первой ступени модуля турбомашины, предпочтительно турбины низкого давления.

Изобретение применяется ко всем типам турбомашин летательного аппарата, в частности турбореактивным двигателям и турбовинтовым двигателям.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В модуле турбомашины летательного аппарата, в частности в турбине низкого давления, роторы чередуются с неподвижными рабочими колесами с лопастями, называемыми направляющими лопатками. Уплотнительное кольцо, выполненное из истираемого материала, размещается вокруг каждого ротора, который осуществляет контакт с этим кольцом через посредство периферийных элементов "манжетного уплотнения" для ограничения утечек в основном тракте турбомашины.

На существующих турбомашинах должно быть возможным демонтировать некоторые элементы для того, чтобы они могли испытываться и/или заменяться. Это имеет место, в частности, для некоторых уплотнительных колец, особенно уплотнительного кольца, связанного с первым ротором турбины низкого давления. В этом случае сегментное кольцо должно извлекаться сектор за сектором, предпочтительно, без необходимости удаления ротора. Извлечение затем происходит между кожухом и ротором, когда возможно, в зависимости от пространства между этими двумя элементами.

В традиционных решениях в соответствии с предшествующим уровнем техники уплотнительное кольцо первого ротора турбины низкого давления связано с осевым упорным устройством типа разъемного кольца с С-образным сечением. Удерживающий язычок кругового кольца и удерживающий язычок кругового кожуха - оба вставляются в полую часть С-образного элемента, который сам находится в осевом опирании на часть соседней турбины высокого давления.

Таким образом, чтобы извлечь секторы кругового кольца, модуль турбины низкого давления должен быть снят и затем разъемное кольцо должно отделяться посредством его перемещения вперед. Секторы затем могут скользить через ограниченное пространство заключенного между периферией ротора и кожухом.

Тем не менее, это решение может быть усовершенствовано тем, что ограниченное пространство, заключенное между ротором и кожухом, иногда является слишком тесным для предусматривания извлечения/вставки угловых секторов уплотнительного кольца. Более того, помимо риска потери блокирующего разъемного кольца, следует отметить, что демонтаж и повторный монтаж кольца оказывают пагубный эффект на время технического обслуживания, связанное с этими операциями.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Следовательно, цель изобретения заключается в, по меньшей мере, частичном преодолении недостатков, упомянутых выше, с вариантами осуществления в соответствии с предшествующим уровнем техники.

Для достижения этого объектом изобретения является устройство стопорения в осевом направлении для уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала, которое будет входить в контакт с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата, при этом указанное устройство имеет базовую центральную ось, называемую первой осью.

В соответствии с изобретением устройство содержит:

- опору с опорным отверстием, задающим кольцевой путь с центром на второй оси, параллельной относительно указанной первой оси и на расстоянии от нее; и

- осевую стопорную часть, имеющую проход для извлечения с центром на третьей оси, параллельной относительно указанной второй оси и на расстоянии от нее, при этом стопорная часть задает дополнительный кольцевой путь вокруг ее периферии, взаимодействующий с указанным кольцевым опорным путем, для обеспечения возможности вращения указанной стопорной части относительно этой опоры вдоль указанной второй оси между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца и положением для извлечения этого кольца через указанный проход для извлечения, при этом расстояние между первой и третьей осями больше в указанном положении извлечения, чем в указанном осевом стопорном положении.

Двойная эксцентричность устройства в соответствии с изобретением прежде всего делает возможным оптимизировать центрирование прохода для извлечения на первой оси, которая, предпочтительно, соответствует продольной оси турбомашины, в осевом стопорном положении, при этом это центрирование позволяет осевой стопорной части быть обращенной и находиться в контакте с уплотнительным кольцом, предпочтительно, вокруг ее всей периферии. Во-вторых, в положении извлечения проход для извлечения может быть существенно эксцентричным относительно первой оси, например, посредством увеличения до максимума двух эксцентричностей устройства. Это может освободить осевое опирание, по меньшей мере, одного углового сектора уплотнительного кольца, который в таком случае обращен к части прохода для извлечения, через который секторы могут извлекаться и затем повторно вставляться.

Изобретение обеспечивает простое легкое для осуществления решение без требующегося извлечения устройства стопорения в осевом направлении из связанного модуля турбомашины, таким образом, это устройство стопорения может быть выполнено невыпадающим.

Предпочтительно, расстояние между указанными первой и второй осями является идентичным расстоянию между указанными второй и третьей осями. Очевидно, не является необходимым, чтобы это оставалось в пределах объема изобретения.

Предпочтительно, указанный проход для извлечения имеет в основном круглую форму с центром на указанной третьей оси. В связи с этим проход может иметь повторяемость форм на одинаковом расстоянии вокруг его окружного направления, при этом формы в таком случае работают в качестве ограничителей для уплотнительного кольца.

Предпочтительно, указанное опорное отверстие имеет осевой опорный край для указанной осевой стопорной части, при этом указанный край проходит вдоль указанного кольцевого пути и выступает радиально внутрь от него и, предпочтительно, имеет выемку для извлечения указанного уплотнительного кольца.

Предпочтительно, указанная опора имеет периферию в виде фестонов с центром на указанной первой оси, предназначенную для прикрепления опоры на кожух модуля турбомашины. Эта периферия в виде фестонов одновременно может пересекаться средствами крепления кожуха на кожухе соседнего модуля или даже может непосредственно включать в себя эти крепежные средства.

Другим объектом изобретения является модуль турбомашины летательного аппарата, содержащий кожух, ротор, уплотнительное кольцо, выполненное из истираемого материала в контакте с периферией ротора, и устройство стопорения в осевом направлении, как описано выше, взаимодействующее с указанным уплотнительным кольцом.

Предпочтительно, указанная первая ось устройства стопорения в осевом направлении является совпадающей с продольной осью модуля турбомашины.

Предпочтительно, когда в указанном осевом стопорном положении указанное уплотнительное кольцо находится в осевом опирании на 360° на указанную осевую стопорную часть и когда в указанном положении извлечения кольца по меньшей мере один угловой сектор кольца не имеет какого-либо осевого контакта с указанной осевой стопорной частью, этот угловой сектор имеет радиальный внутренний конец, который обращен в осевом направлении к указанному проходу для извлечения.

Предпочтительно, указанная осевая стопорная часть сжимается в осевом направлении между фланцем кожуха и указанным осевым опорным краем.

В заключение, другим предметом изобретения является турбомашина летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один модуль, подобный описанному выше, при этом указанная турбомашина, предпочтительно, содержит средство прикрепления указанного модуля на другой соседний модуль, при этом указанное крепежное средство также используется для прикрепления опоры на кожух модуля.

Другие преимущества и характеристики изобретения станут ясными из подробного неограничивающего описания, данного ниже.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Настоящее описание будет дано со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

- на фиг. 1 показан перспективный вид части турбины низкого давления турбомашины летательного аппарата в соответствии с одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения;

- на фиг. 2 показан вид в разрезе устройства осевого стопорения уплотнительного кольца турбины, показанной на предыдущей фигуре, при этом устройство осевого стопорения находится в положении извлечения кольца, при этом эта фиг. 2 также соответствует разрезу, взятому по линии II-II на фиг. 2А;

- фиг. 2A, 2B и 2C представляют собой виды в разрезе по линиям A-A, B-B и C-C на фиг. 2 соответственно;

- фиг. 3 представляет собой вид, аналогичный виду на фиг. 2, с устройством осевого стопорения в положении осевого стопорения;

- на фиг. 4 показан другой частичный перспективный вид турбины низкого давления, показанной на фиг. 1, причем некоторые элементы вырезаны с целью ясности;

- на фиг. 5 показан вид спереди вида, показанного на фиг. 4;

- на фиг. 6 показан вид, аналогичный виду на фиг. 1, с устройством осевого стопорения в положении извлечения уплотнительного кольца;

- на фиг. 7 показан вид, аналогичный виду на фиг. 4, с устройством осевого стопорения в положении для извлечения уплотнительного кольца; и

- на фиг. 8 показан вид, аналогичный виду на фиг. 5, с устройством осевого стопорения в положении для извлечения уплотнительного кольца.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

На фиг. 1 показана турбина низкого давления турбомашины летательного аппарата, предпочтительно турбореактивного двигателя. Турбина 1 содержит внешний кожух 2 в форме тела вращения с центром на продольной оси 4 турбины. Турбина оснащена роторами и неподвижными направляющими лопатками поочередно вдоль осевого направления. Только первый ротор, ротор со стороны впуска, показан на фиг. 1.

В связи с этим отметим, что на протяжении всего описания термины "передний" и "задний" даны со ссылкой на основное направление циркуляции газа через турбину, при этом это направление показано стрелкой 6.

Ротор 8, обеспеченный множеством лопастей, имеет центр на оси 4. Вокруг его периферии он обеспечен манжетными уплотнениями 10, предназначенными для вхождения в контакт с уплотнительным кольцом 12, выполненным из истираемого материала, образом, известным специалистам в данной области техники. Кольцо также называется "истираемым кольцом".

Оно выполнено из множества угловых секторов 12а кольца, образованных непрерывно друг с другом вокруг окружного направления. Оно находится во внешнем радиальном контакте с расширением 14 кожуха 2 и аксиально стопорится в направлении ниже по потоку посредством язычка 16, образованного вокруг периферии кольца и находящегося в контакте с этой частью кожуха.

На расположенной выше по потоку стороне имеется устройство 20, стопорящее в осевом направлении кольцо, конкретное для настоящего изобретения. Это устройство стопорит в осевом направлении перемещение уплотнительного кольца 12 в направлении выше по потоку. Это устройство прикреплено съемным образом, например, посредством болтов 18 на фланце 22 кожуха 2, который выступает радиально внутрь. Это выполнено посредством обеспечения устройства с периферией 26 в виде фестонов с центром на оси 4, с болтом 18, проходящим через каждый выступ.

В показанном предпочтительном варианте осуществления, эти болты 18 используются для скрепления фланца 22 с фланцем 24 кожуха соседней турбины низкого давления.

Устройство 20 теперь будет подробно описано со ссылкой на фиг. 2-3.

Во-первых, устройство 20 имеет опору 30, оснащенную указанной периферией 26 в виде фестонов, с центром на центральной базовой оси устройства, соответствующей оси 4, когда устройство 20 установлено на турбину 1. Следовательно, эта ось будет отмечена позицией 4 и называться первой осью.

Опора 30 обеспечена опорным отверстием 32, задающим кольцевой путь 34 с центром на второй оси 36, параллельной относительно первой оси, и на расстоянии от нее, равном значению "Е1".

Более того, опорное кольцо 32 имеет край 40, проходящий вдоль кольцевого пути 34 и выступающий радиально внутрь от него. Край 40 имеет выемку 42 для извлечения уплотнительного кольца, как будет описано ниже.

Функция края 40 заключается в поддержке в осевом направлении другого элемента устройства 20, а именно осевой стопорной части для кольца, позиция 46.

Осевая стопорная часть 46 имеет проход 48 для извлечения с центром на третьей оси 50, параллельной относительно второй оси 36 и на расстоянии от нее, равном значению "Е2", предпочтительно идентичном Е1.

Более того, часть 46 задает дополнительный кольцевой путь 52 вокруг ее периферии, взаимодействующий с кольцевым путем 34 опоры 30, и следовательно, является центрированным на оси 36. Следовательно, два пути 34, 52 имеют практически одинаковые диаметры.

Двойная эксцентричность, обеспеченная в устройстве 20, делает возможным применять два отдельных положения посредством простого вращения стопорной части 46 вокруг ее оси 36 относительно опоры 30. Эти два положения обеспечивают возможность разблокировки и блокировки соответственно устройства 20 осевого стопорения.

Это определяет положение извлечения кольца через проход 48 для извлечения, как показано на фиг. 2, и осевое стопорное положение для уплотнительного кольца, как показано на фиг. 3.

В положении извлечения проход 48 смещен от оси 4 как можно дальше и значение эксцентричности равно сумме значений E1 и E2. Следовательно, толщина устройства 20 в радиальном направлении является очень непостоянной вокруг окружного направления. Значения радиальной толщины опоры и радиальной толщины части 46 являются максимальными на стороне, диаметрально противоположной выемке 42. Следовательно, сумма этих двух радиальных толщин является очень большой, как можно увидеть на фиг. 2А.

С другой стороны, значения радиальной толщины опоры 30 и радиальной толщины части 46 являются минимальными на стороне выемки 42. Сумма двух радиальных толщин, показанная на фигуре 2С, следовательно, является минимальной и гораздо меньшей, чем толщина на фиг. 2А. Для руководства, на фиг. 2В показана средняя радиальная толщина устройства, которая имеет место между двумя крайними участками, упомянутыми выше.

Как будет описано ниже, радиальное смещение прохода 48 для извлечения делает возможным извлечение угловых секторов 12а кольца через тот же проход на эксцентриковой части, наложенной с выемкой 42 опорного края.

В радиальном стопорном положении, показанном на фиг. 3, проход 48 имеет центр на оси 4 для компенсации эксцентричностей E1, E2. Следовательно, оси 4 и 50 являются совпадающими, подразумевая нулевой промежуток между ними.

Таким образом, толщина 54 устройства 20 остается практически одинаковой вдоль радиального направления вокруг всей окружности. Радиальная толщина опоры является максимальной на стороне, диаметрально противоположной выемке 42, при этом радиальная толщина части 46 является минимальной. Сумма двух радиальных толщин практически является такой же, как сумма на стороне выемки 42, так как радиальная толщина опоры 30 является минимальной, тогда как радиальная толщина части 46 является максимальной.

Как будет описано ниже, центрирование прохода 48 для извлечения означает, что часть 46 образует осевой стопор для кольца вокруг всей длины кольца.

Со ссылкой на фиг. 1, 4 и 5, устройство 20 можно видеть установленным на фланец 22 кожуха 2 в осевом стопорном положении, в котором уплотнительное кольцо 12 находится в контакте в осевом направлении с осевой стопорной частью 46 на 360°, на радиальном внутреннем конце части. Для достижения этого кольцо 12 обеспечено с опорным язычком 60, аксиально выступающим в направлении выше по потоку и в контакте с указанным радиально внутренним концом части 46, как можно видеть на фиг. 1 и на фиг. 4, на которой кольцо 12 показано только схематично.

Это представляет собой заблокированное положение, также называемое активным положением, в котором устройство 20 удерживает кольцо 12 в поступательном перемещении. В этом положении периферия 26 в виде фестонов опоры 30 жестко прикреплена в контакте с фланцем 22 кожуха 2 на расположенной ниже по потоку стороне, при этом часть 46 зажата в осевом направлении между этим фланцем 22 и краем 40 опоры 30. Это зажатие предотвращает смещение стопорной части 46 во время работы турбины и, в частности, предотвращает ее вращение на пути 34.

Со ссылкой на фиг. 6-8 устройство 20 можно видеть в положении извлечения, в котором турбина низкого давления была снята и в котором это устройство 20 осевого стопорения было отделено от фланца 22 посредством снятия или ослабления гаек 18. Тем не менее, опора 30 и часть 46 по-прежнему удерживаются в направлении выше по потоку посредством фланца 22 кожуха, который проходит внутрь в радиальном направлении в достаточной мере таким образом, что устройство 20 не может выходить из турбины. В результате оно является невыпадающим.

Следовательно, часть 46, которая больше не зажимается между фланцем 22 и краем 40, была легко перемещена из ее стопорного положения в ее положение извлечения просто посредством ее вращения вокруг ее оси 36. Как упомянуто выше, в этом положении проход 48 для извлечения смещен от центра и, в частности, освобождает часть выемки 42 края 40. Удерживающий язычок 60 кольца 12 больше не находится в контакте с частью 46 на этой выемке, как можно лучше видеть на фиг. 6 и на фиг. 7, на которых кольцо 12 было показано только схематично. Таким образом, кольцо 12 больше не находится в контакте в осевом направлении со стопорной частью 46 вокруг ее всей периферии. Другими словами, по меньшей мере один угловой сектор кольца 12, расположенный рядом с выемкой 42, не имеет какого-либо осевого контакта со стопорной частью 46, при этом этот угловой сектор имеет внутренний радиальный конец, обращенный в осевом направлении к проходу 48 для извлечения и этой выемке 42.

Следовательно, эти секторы кольца могут извлекаться друг за другом, при этом удерживая ротор 8 на месте посредством скольжения каждого сектора вперед через выемку 42 и эксцентриковую часть прохода 48.

Очевидно, операции, описанные выше, выполняются в обратном порядке, когда кольцо 12 подлежит повторному монтажу в пространство между кожухом 2 и ротором 8.

Очевидно, специалисты в данной области техники могут выполнять различные модификации относительно изобретения, как описано выше только в качестве неограничивающих примеров.

1. Устройство (20) для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца (12), выполненного из истираемого материала, которое будет входить в контакт с периферией ротора (8) модуля турбомашины летательного аппарата, при этом указанное устройство имеет базовую центральную ось (4), называемую первой осью,
отличающееся тем, что оно содержит:
- опору (30) с опорным отверстием (32), задающим кольцевой путь (34) с центром на второй оси (36), параллельной относительно указанной первой оси (4) и на расстоянии от нее; и
- осевую стопорную часть (46), имеющую проход (48) для извлечения с центром на третьей оси (50), параллельной относительно указанной второй оси (36) и на расстоянии от нее, при этом стопорная часть задает дополнительный кольцевой путь (52) вокруг ее периферии, взаимодействующий с указанным кольцевым путем (34) опоры (30), для обеспечения возможности вращения указанной стопорной части относительно этой опоры вдоль указанной второй оси (36) между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца (12) и положением для извлечения этого кольца через указанный проход (48) для извлечения, при этом расстояние между первой и третьей осями (4, 50) больше в указанном положении извлечения, чем в указанном осевом стопорном положении.

2. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что расстояние между указанными первой и второй осями (4, 36) является таким же, что и расстояние между указанными второй и третьей осями (36, 50).

3. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что указанный проход (48) для извлечения имеет в основном круглую форму с центром на указанной третьей оси (50).

4. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что указанное опорное отверстие (32) имеет осевой опорный край (40) для указанной осевой стопорной части (46), при этом указанный край проходит вдоль указанного кольцевого пути (34) и выступает радиально внутрь от него и, предпочтительно, имеет выемку (42) для извлечения указанного уплотнительного кольца (12).

5. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что указанная опора (30) имеет периферию (26) в виде фестонов с центром на указанной первой оси (4), предназначенную для прикрепления опоры на кожух (2) модуля турбомашины.

6. Модуль (1) турбомашины летательного аппарата, содержащий кожух (2), ротор (8), уплотнительное кольцо (12), выполненное из истираемого материала в контакте с периферией ротора (8), и устройство (20) стопорения в осевом направлении по п. 1, взаимодействующее с указанным уплотнительным кольцом (12).

7. Модуль турбомашины по п. 6, отличающийся тем, что указанная первая ось (4) устройства (20) стопорения в осевом направлении является совпадающей с продольной осью модуля турбомашины.

8. Модуль турбомашины по п. 6, отличающийся тем, что когда в указанном осевом стопорном положении указанное уплотнительное кольцо (12) находится в осевом опирании на 360° на указанную осевую стопорную часть (46) и когда в указанном положении извлечения кольца по меньшей мере один угловой сектор кольца не имеет какого-либо осевого контакта с указанной осевой стопорной частью, этот угловой сектор имеет радиальный внутренний конец, который обращен в осевом направлении к указанному проходу (48) для извлечения.

9. Модуль турбомашины по п. 6, отличающийся тем, что указанная осевая стопорная часть (46) устройства по п. 4 зажимается в осевом направлении между фланцем (22) кожуха (2) и указанным осевым опорным краем (40).

10. Турбомашина летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один модуль (1) по п. 6, при этом указанная турбомашина предпочтительно содержит средство прикрепления (18) указанного модуля (1) на другой соседний модуль (26), при этом указанное крепежное средство (18) также используется для прикрепления опоры (30) на кожух (2) модуля (1).



 

Похожие патенты:

Предложена присоединяющая лопатку конструкция в сочетании с лопаткой реактивного двигателя, предназначенная для присоединения лопатки к реактивному двигателю, причем лопатка выполнена из композиционного материала.

Соединительная конструкция, являющаяся частью реактивного двигателя и содержащая лопатку, выполненную из композитного материала из термореактивной смолы или термопластичной смолы и усилительного волокна, и соединительный поддерживающий элемент.

Двухконтурный турбореактивный двигатель для крепления сбоку фюзеляжа самолета при помощи разнесенных в продольном направлении передней и задней подвесок содержит наружную обечайку промежуточного корпуса, прикрепленную к передней подвеске, и тяговую основную конструкцию, прикрепленную к задней подвеске.

Изобретение относится к трубному элементу (1), который может служить удобным соединительным элементом в линии циркуляции текучей среды в любой области промышленного применения, в частности в реактивном двигателе.

Узел двухконтурного турбореактивного двигателя содержит внешнее кольцо выхлопного корпуса, структурное кольцо внешнего тракта канала вентилятора, концентричного относительно внешнего кольца выхлопного корпуса, а также первый и второй кронштейны или соединительные тяги.

Устройство для соединения корпусов двухконтурного газотурбинного двигателя содержит тяги, концы которых шарнирно прикреплены к корпусам, размещенные под углом к продольной оси двигателя.

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для использования в качестве опоры быстровращающегося ротора газовой турбины, выполненной в виде двух отдельных ребер, установленных в имеющийся корпус с крышкой и приваренных к нему монтажным швом перпендикулярно оси предварительно выполненной в ребрах расточки заподлицо с горизонтальным разъемом корпуса и соединенных по нему с верхним ребром; при этом верхнее ребро соединено с имеющейся крышкой посредством крепежа и подогнанной по месту дистанционной шайбы.

Группа изобретений относится к машиностроению. Устройство (10) создания предварительного напряжения содержит по меньшей мере три зоны (11) деформирования.

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7).

Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя, включает разборку его подшипникового отсека и осуществление доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке.

Изобретение относится к энергетике. Корпус турбины содержит несколько дугообразных сегментов, имеющих фланец на каждом боковом конце для соединения с фланцем соседнего дугообразного сегмента.

Предложено дистанционное регулировочное и измерительное устройство для соплового аппарата паровой турбины. Сегмент (22) кожуха паровой турбины содержит горизонтальную соединительную поверхность (24), проход (46), окно, крышку (48) и регулирующий элемент.

Сопловой аппарат для турбины содержит лопатку с выполненными за одно целое с ней внутренней и внешней боковыми стенками, а также внутреннее и внешнее кольца. Внутреннее кольцо присоединено к внутренней боковой стенке и внешнее кольцо присоединено к внешней боковой стенке с помощью крюкового сопряжения и сварного сопряжения.

Изобретение относится к цилиндрическому кожуху, который используется в качестве кожуха вентилятора для закрытия лопастей вентилятора реактивного двигателя воздушного судна, и к способу изготовления цилиндрического кожуха.

Устройство соединения передней рамы реверсора тяги с кожухом вентилятора содержит зубчатый фланец, кольцевую деталь для принятия указанного фланца и зубчатый обод.

При закреплении экранирующей обшивки удержания на корпусе турбины соединяют экранирующую обшивку с корпусом тангенциальной связью, простирающейся в окружном направлении между экранирующей обшивкой и корпусом.

Направляющий аппарат турбомашины включает внутреннюю и наружную обечайки, две лопатки и перекрывающую площадку. Одна из внутренней и наружной обечаек содержит первые отверстия.

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.

Турбина (1) электростанции, предпочтительно паровая турбина включает в себя статор (2), ротор (3) и по меньшей мере одно уплотнительное устройство (12). Статор (2) имеет корпус (4) и в корпусе по меньшей мере одну обойму (5, 6, 7) направляющих лопаток, снабженную направляющими лопатками (8).

Изобретение относится к вращающейся проточной машине, содержащей роторный узел, вращающийся вокруг оси (13) вращения, вокруг которого в по меньшей мере одной части осевой области на радиальном расстоянии предусмотрен неподвижный внутренний корпус (IH), выполненный с возможностью разделения вдоль оси (13) вращения на верхнюю и нижнюю половины (3, 4) внутреннего корпуса, которые примыкают друг к другу вдоль горизонтальной плоскости (12) разделения, причем указанный внутренний корпус (IH) окружен на по меньшей мере одной осевой секции внешним корпусом (OH), выполненным с возможностью разделения вдоль оси (13) вращения на одну верхнюю и одну нижнюю половины (1, 2) внешнего корпуса.

Ступень турбомашины, содержащая подвижное колесо, несущее множество лопаток, окруженных снаружи кожухом, снабженным на его внутренней поверхности слоем истираемого материала напротив свободных концов лопаток.

Изобретение относится к энергетике. Устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала и находящегося в контакте с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата. Устройство содержит опору с опорным отверстием, осевую стопорную часть, причём конструкция устройства обеспечивает возможность вращения стопорной части вокруг оси между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца и между положением для извлечения этого кольца через проход для извлечения. Также представлены модуль турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата, содержащие устройство для стопорения. Изобретение позволяет обеспечить выполнение невыпадающего устройства стопорения уплотнительного кольца первой ступени модуля турбомашины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх