Уплотнение между неподвижными частицами турбины

Изобретение относится к уплотнению (1) между неподвижными деталями (2, 3) турбины, причем указанное уплотнение состоит из по меньшей мере одного промежуточного элемента (6), который содержит в своих противоположных концах концевые элементы (7, 8), причем указанные концевые элементы (7, 8) расположены в соответствующих пазах (4, 5) неподвижных деталей (2, 3) и примыкают к внутренним поверхностям пазов (4, 5), причем указанный промежуточный элемент (6) состоит из по меньшей мере двух частей (6', 6ʺ) и указанные части (6', 6ʺ) промежуточного элемента соединены с возможностью вращения друг с другом посредством шарнира (9). Шарнир (9) представляет собой круглое кольцо в поперечном сечении, образованное посредством по меньшей мере двух цилиндрических элементов, расположенных коаксиально и выполненных с возможностью перемещения относительно друг друга, причем внутренняя поверхность шарнира (9) обернута металлическим тканым материалом (10). Преимуществами изобретения являются более высокая гибкость за счет поворота, чтобы компенсировать более значительные относительные перемещения деталей турбины, и уменьшенный износ при старении и в то же время обеспечение высокого качества уплотнения. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Настоящее изобретение относится к уплотнению между неподвижными деталями турбины. В частности, оно относится к так называемому «уплотнению гантельного типа», которое состоит из промежуточного элемента, который содержит соответствующее утолщение на двух противоположных сторонах, причем указанные утолщения выполнены так, чтобы располагаться в плотной посадке в пазах в указанных неподвижных деталях.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Такие уплотнения хорошо известны, например, в области газовых турбин. Данные уплотнения используют для уплотнения между неподвижными деталями турбины соответственно в зонах сопряжения деталей турбины, например для уплотнения каналов охлаждающего воздуха в направляющих лопатках, для уплотнения между отдельными сегментами ряда направляющих лопаток или в качестве кольцевого уплотнения между корпусной частью турбины и рядом направляющих лопаток или для уплотнения зон сопряжения деталей между камерой сгорания и турбиной.

Уплотнение данного типа описано, например, в US 5743708 и показано в данном документе, в частности, на фиг. 17 и 18. Данное уплотнение здесь состоит только из одного плоского металлического элемента, который содержит соответствующее цельнолитое утолщение на двух противоположных сторонах. Как показано в поперечном сечении, указанное уплотнение содержит длинный узкий центральный элемент, который содержит круглое утолщение в каждом из своих концов. Исходя из формы своего поперечного сечения оно называется «уплотнением гантельного типа». Оно размещается здесь в первом ряду направляющих лопаток в каждом случае между смежными платформами направляющих лопаток и служит здесь для уплотнения каналов охлаждающего воздуха с целью охлаждения внешней и внутренней платформ направляющих лопаток.

Цельнолитые круглые утолщения каждое расположено в пазу смежных платформ направляющих лопаток, при этом они плотно прилегают к внутренним поверхностям паза. Уплотнения продолжаются в каждом случае по боковой длине платформы. Уплотнение осуществляется посредством разности давлений, причем уплотнение получается вдоль линий на боковых поверхностях паза, там где круглые утолщения контактируют с плоскими внутренними поверхностями в обоих пазах.

Такое обычное уплотнение гантельного типа является надежным, но, к сожалению, обладает лишь низкой гибкостью к относительным осевым/радиальным перемещениям деталей турбины. Кроме того, оно имеет дополнительные недостатки, а именно чрезмерный износ в некоторых случаях и снижение качества уплотнения при старении (повышенные утечки вследствие старения самого уплотнения).

Вариант данного уплотнения гантельного типа раскрыт в US 5868398. В данном случае оно служит также для уплотнения между смежными сегментами направляющих лопаток. Однако утолщение на сторонах уплотнения выполнено не как цельнолитое, а точнее, реализовано посредством загибания плоской металлической детали, при этом изогнутые части вставлены в паз.

Данное уплотнение имеет также недостаток в том, что в случае ненадлежащей разности давлений утолщения прилегают недостаточно плотно и в результате возникает утечка. Кроме того, уплотнение не вполне гарантировано, если одна или обе неподвижные детали турбины смещаются аксиально или радиально и пазы смещаются относительно друг друга, что означает, что уплотнение недостаточно гибкое.

Из US 6431825 В1 известно усовершенствованное уплотнение между двумя неподвижными деталями турбины. Данное уплотнение не зависит от уровня разности давлений. Оно содержит опору, представляющую собой плоский металлический элемент с промежуточным элементом и концевыми элементами, каждый из которых размещается в пазу в неподвижных частях турбины. Вторая часть, представляющая собой также плоский металлический элемент и содержащая промежуточный элемент и концевые элементы, которые также размещаются в пазах, прикреплена к промежуточному элементу опоры. Концевые элементы выполнены упругими, обеспечивая плотный контакт между концевыми элементами и внутренними поверхностями пазов даже в случае относительного смещения пазов.

Кроме того, известны гибкие уплотнения для уплотнения между неподвижными деталями турбины разных типов, например мембранные уплотнения или тканевые уплотнения, но такие уплотнения не очень надежные.

Документ ЕР 2530251 А2 описывает поворотное уплотнение для компенсирования разного термического расширения емкостей. Указанное поворотное уплотнение содержит промежуточную плоскую шарнирную часть, которая сгибается, искривляется и/или выпрямляется в случае появления относительного смещения между емкостями.

Документ US 2005/0179215 А1 описывает устройство «уплотнения гантельного типа», состоящее из множества уплотнительных полос, изготовленных из листового материала и соединенных посредством по меньшей мере одного соединительного прутка или соединительного стержня, который вставляют в сквозные отверстия в указанных полосах, перед тем как оба конца стержня приваривают к уплотнительным полосам. Данный соединительный стержень обеспечивает соединение слоев уплотнительных полос в обоих концах, чтобы образовать соединительный участок.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Целью настоящего изобретения является раскрытие надежного «уплотнения гантельного типа» для уплотнения между неподвижными деталями, в частности для турбин, которое обладает - по сравнению с известными уплотнениями гантельного типа - более высокой гибкостью в плане относительного перемещения деталей турбины и лучшего соответствия с конструкцией двигателя. Кроме того, оно должно уменьшить износ при старении и поддерживать высокую эффективность уплотнения во время работы.

Эта и другие цели достигаются посредством уплотнения по п. 1 формулы настоящего изобретения.

Описанное уплотнение между неподвижными частями/деталями турбины представляет собой «уплотнение гантельного типа». Указанное уплотнение состоит из по меньшей мере одного промежуточного элемента, который содержит в своих противоположных концах концевые элементы, причем указанные концевые элементы расположены в соответствующем пазу неподвижных частей/деталей и примыкают к внутренним поверхностям указанных пазов. Промежуточный элемент уплотнения состоит из по меньшей мере двух частей, которые поворотно соединены друг с другом посредством шарнира, в то время как обычное уплотнение гантельного типа состоит из промежуточного элемента, который представляет собой длинный плоский узкий металлический элемент в поперечном сечении. Изобретение отличается тем, что шарнир представляет собой круглое кольцо в поперечном сечении, образованное посредством по меньшей мере двух цилиндрических элементов, расположенных коаксиально и выполненных с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом внутренняя часть указанного шарнира обернута металлическим тканым материалом.

Преимущество раскрытого уплотнения с таким адаптивным исполнением уплотнения гантельного типа заключается в том, что оно обеспечивает более высокую гибкость в зонах сопряжения деталей турбины, чтобы компенсировать большие относительные перемещения между указанными деталями во время работы двигателя благодаря двум отдельным вращающимся частям промежуточного элемента. Кроме того, уменьшается износ при старении и обеспечивается высокая эффективность уплотнения. Металлическая ткань предотвращает любую утечку между самим уплотнением и деталью турбины.

В соответствии с первым вариантом осуществления указанные концевые элементы представляют собой цельнолитые круглые утолщения. Это очень надежная конструкция.

В соответствии со вторым вариантом осуществления уплотнения по меньшей мере один из указанных концевых элементов имеет форму круглого упругого крюка. Упругость указанных концевых элементов вынуждает последние располагаться в тугой посадке вплотную к поверхностям пазов, что приводит к уплотнению вдоль линии контакта между концевыми элементами и пазами. Тугой контакт и уплотнение по существу не зависят от разности давлений.

В соответствии с другим вариантом осуществления оба указанных концевых элемента уплотнения имеют форму круглого упругого крюка, причем указанные крюки загнуты в противоположных направлениях.

В качестве альтернативы указанное уплотнение содержит второй концевой элемент с прямолинейным неподвижным концом. В дополнительном варианте осуществления второй концевой элемент содержит прямолинейный подвижный конец, который позволяет поддерживать высокую эффективность уплотнения даже в случае значительного смещения одной из деталей.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Настоящее изобретения будет более подробно описано ниже посредством предпочтительных вариантов осуществления и со ссылкой на прилагаемые чертежи, из которых:

Фиг. 1 схематично показывает поперечное сечение обычного уплотнения гантельного типа, известного из уровня техники;

Фиг. 2 показывает поперечное сечение первого варианта осуществления изобретения;

Фиг. 3 показывает поперечное сечение второго варианта осуществления изобретения;

Фиг. 4 показывает поперечное сечение третьего варианта осуществления изобретения;

Фиг. 5 показывает поперечное сечение четвертого варианта осуществления изобретения;

Фиг. 6 показывает поперечное сечение пятого варианта осуществления изобретения.

На всех чертежах одинаковые технические элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к уплотнению между неподвижными деталями турбины. В частности, оно относится к так называемому «уплотнению гантельного типа», которое известно из уровня техники и для которого предлагается адаптивное исполнение.

Фиг. 1 схематично показывает поперечное сечение обычного исполнения уплотнения гантельного типа, известного из уровня техники в области турбин. Данное уплотнение 1 гантельного типа состоит из плоского металлического промежуточного элемента 6, который содержит соответствующее цельнолитое круглое утолщение в виде концевого элемента 7, 8 в своих двух противоположных концах. Данное уплотнение размещается между смежными неподвижными деталями 2, 3 турбины, например смежными платформами направляющих лопаток, и служит здесь для уплотнения каналов охлаждающего воздуха с целью охлаждения внешней и внутренней платформ направляющих лопаток.

Цельнолитые круглые утолщения 7, 8, каждое, расположены в пазах 4, 5 смежных платформ направляющих лопаток, при этом они плотно примыкают к внутренним поверхностям пазов 4, 5.

Такое обычное уплотнение гантельного типа надежное, но, к сожалению, обладает лишь низкой гибкостью к относительным осевым/радиальным перемещениям (которые показаны стрелками a, r на фиг. 1) деталей 2, 3 турбины. Кроме того, оно имеет дополнительные недостатки, а именно чрезмерный износ в некоторых случаях и ухудшение качества уплотнения при старении (повышенные утечки вследствие старения самого уплотнения).

Фиг. 2 показывает поперечное сечение первого варианта осуществления изобретения. В отличие от уплотнения в соответствии с фиг. 1 (уровнем техники) уплотнение 1, показанное на фиг. 2, состоит из другого промежуточного элемента 6. В соответствии с изобретением промежуточный элемент 6 уплотнения 1 состоит из по меньшей мере двух частей 6', 6ʺ, которые соединены посредством шарнира 9. Шарнир 9 представляет собой круглое кольцо, как показано в чертежах. Он образован из двух круглых цилиндров, которые выполнены в форме кольца. Внутренняя часть шарнира обернута металлическим тканым материалом.

Промежуточные элементы 6', 6ʺ в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения содержат также соответствующие цельнолитые утолщения 7, 8 на своих противоположных концах, причем утолщения 7, 8 расположены так, чтобы располагаться в плотной посадке в противоположных пазах 4, 5 в неподвижных деталях 2, 3. Это также надежная конструкция.

Благодаря указанному повороту можно компенсировать значительные относительные перемещения деталей турбины во время работы двигателя, так что уплотнение настоящего изобретения обладает более высокой гибкостью в зонах сопряжения деталей турбины. Например, зоны сопряжения между камерой сгорания и газовой турбиной, такой как турбина высокого давления или турбина низкого давления, представляют собой пригодные участки для применения уплотнения в соответствии с изобретением. Кроме того, уменьшается износ при старении и обеспечивается высокое качество уплотнения. Адаптивное уплотнение уменьшает утечки в каналах горячего газа и в то же время допускает относительное перемещение деталей турбины, и это приводит к повышению коэффициента полезного действия турбины.

На фиг. 3 показан второй вариант осуществления настоящего изобретения. Он отличается от первого варианта осуществления (показанного на фиг. 2) тем, что концевые элементы 7, 8 двух промежуточных элементов 6’, 6’’, которые, каждый, расположены в пазах 4, 5 деталей 2, 3, имеют форму круглого упругого крюка (круглого конца), и что форма шарнира 9 другая. Крюки (концевые элементы 7, 8) загнуты в противоположных направлениях. Шарнир 9 образует подвижную и поворотную конструкцию, образованную из двух круговых цилиндров, которые поддерживаются посредством тонких гибких консолей, соединенных с пазами смежных деталей. Упругость концевых элементов 7, 8 вынуждает последние располагаться в тугой посадке вплотную к поверхностям пазов 4, 5, что приводит к уплотнению вдоль линии контакта между концевыми элементами 7, 8 и пазами 4, 5. Указанный тугой контакт и уплотнение по существу не зависят от разности давлений.

Фиг. 4 показывает третий вариант осуществления изобретения. Он отличается от фиг. 3 тем, что уплотнение 1 в данном случае содержит второй концевой элемент 8 части 6' промежуточного элемента с прямолинейным подвижным концом. Такое техническое решение особенно полезно в том случае, если возникает очень большое радиальное перемещение одной из деталей 2, 3, поскольку просто может быть обеспечено качество уплотнения.

В дополнительном варианте осуществления (см. фиг. 6) второй концевой элемент 8 части 6ʺ промежуточного элемента содержит прямолинейный неподвижный конец.

Фиг. 5 и фиг. 6 показывают варианты осуществления, в которых металлическая ткань 10 обернута на концах уплотнения гантельного типа (внутренняя часть шарнира 9 обернута металлическим тканым материалом 10), чтобы предотвратить любую утечку между самим уплотнением 1 и пазами 4, 5 деталей турбины.

Уплотнение в соответствии с изобретением может быть использовано, например, в газовых турбинах для модернизации газовых турбин, находящихся в эксплуатации, и для усовершенствования будущих газовых турбин, а также в пазовых турбинах или других двигателях, там где требуется гибкое уплотнение.

Хотя изобретение описано подробно со ссылкой на примерные варианты его осуществления, для специалиста в данной области техники будет понятно, что могут быть осуществлены различные изменения и использованы эквиваленты без отхода от объема изобретения.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ

1 - Уплотнение

2, 3 - Неподвижные детали турбины

4, 5 - Пазы

6 - Промежуточный элемент

6', 6ʺ - Части промежуточного элемента

7, 8 - Концевые элементы на противоположных концах промежуточного элемента или частей промежуточного элемента

9 - Шарнир

10 - Металлическая ткань

a - Осевое направление

r - Радиальное направление

1. Уплотнение (1) между неподвижными деталями (2, 3) турбины, содержащее по меньшей мере один промежуточный элемент (6), который содержит на своих противоположных концах концевые элементы (7, 8), причем концевые элементы (7, 8) расположены в соответствующих пазах (4, 5) в неподвижных деталях (2, 3) и примыкают к внутренним поверхностям пазов (4, 5), причем указанный промежуточный элемент (6) состоит из по меньшей мере двух частей (6', 6ʺ), и указанные части (6', 6ʺ) промежуточного элемента соединены с возможностью вращения друг с другом посредством шарнира (9), отличающееся тем, что шарнир (9) представляет собой круглое кольцо в поперечном сечении, образованное посредством по меньшей мере двух цилиндрических элементов, расположенных коаксиально и выполненных с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом внутренняя поверхность шарнира (9) обернута металлическим тканным материалом (10).

2. Уплотнение (1) по п. 1, отличающееся тем, что указанные концевые элементы (7, 8) представляют собой цельнолитые круглые утолщения.

3. Уплотнение (1) по п. 1, отличающееся тем, что по меньшей мере один из указанных концевых элементов (7, 8) имеет форму круглого упругого крюка.

4. Уплотнение (1) по п. 3, отличающееся тем, что оба указанных концевых элемента (7, 8) имеют форму круглого упругого крюка, причем указанные крюки загнуты в противоположных направлениях.

5. Уплотнение (1) по п. 3, отличающееся тем, что второй концевой элемент (7, 8) содержит прямолинейный неподвижный конец.

6. Уплотнение (1) по п. 3, отличающееся тем, что указанный второй концевой элемент содержит прямолинейный подвижный конец.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к уплотнительной технике и может быть использовано для уплотнения разборных неподвижных соединений. В способе герметизации разборного соединения, включающем установку между частями разборного соединения уплотнительного элемента в виде металлического кольца с последующим приложением к нему усилия до его деформации, металлическое кольцо устанавливают в кольцевую посадочную канавку, которую предварительно выполняют на одной из частей разборного соединения, а другую часть помещают в металлическое кольцо, при этом формируют усилие не менее 100 Н/м, которое прикладывают к его свободному торцу, и одновременно с этим осуществляют поджатие по периметру свободного торца части разборного соединения, размещенного в металлическом кольце.

Изобретение относится к уплотнительной технике. Предлагается расположение кольцевой прокладки (22), имеющей сечение лежащей V-образной формы, в кольцевой канавке (24), имеющей сечение в форме трапеции, в которой малое основание (30) трапеции соответствует цилиндрическому дну канавки (24) и которая радиально раскрыта внутрь на уровне большого основания (32) трапеции, в котором прокладка (22) содержит радиально внешнюю кольцевую пяту (28) и две в целом конические кольцевые ветви (26), радиально вытянутые внутрь от пяты (28).

Изобретение может быть использовано для уплотнения газового стыка между втулкой и крышкой цилиндра со стороны камеры сгорания двигателя внутреннего сгорания. Уплотнение камеры сгорания двигателя внутреннего сгорания содержит кольцевую уплотнительную прокладку (3), установленную в проточки неподвижных относительно друг друга уплотняемых поверхностей втулки цилиндра (1) и крышки (2) цилиндра.

Изобретение относится к герметизации разъемных соединений. Деформация уплотнителя сопровождается локальным сдвигом поверхностных слоев уплотнителя и его сжатием на стыке двух наклонных поверхностей в зоне герметизации.

Изобретение относится к уплотнительным устройствам для фланцевых торцевых соединений и, в частности, к турбинам авиационных двигателей и газотурбинным установкам, работающим как в нормальных условиях, так и в условиях высоких температур, где поверхности узлов конструкции прогреваются до температуры более 1000°С.

Группа изобретений относится к уплотнительным устройствам для неподвижных фланцевых торцевых соединений. Уплотнительное металлическое пружинящее кольцо имеет в поперечном сечении U-образный профиль, уплотнение стыка осуществляется по ненаклоненной сплошной стенке профиля.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Двигатель внутреннего сгорания содержит блок цилиндров, чугунную втулку (1) цилиндра, чугунную крышку (2) цилиндра, стальную прокладку (3) газового стыка между втулкой (1) и крышкой (2) цилиндра, скрепленные при помощи силовых шпилек крепления цилиндрового комплекта к блоку цилиндров.

Изобретение относится к уплотнению разъемного соединения. .

Изобретение относится к уплотнительное технике. .

Турбомашина содержит статор, имеющий кожух, ротор, а также щеточное и лабиринтное уплотнения. Ротор включает рабочее колесо, расположенное внутри кожуха, а щеточное уплотнение расположено между рабочим колесом и кожухом.

Группа изобретений относится к паровым турбинам, а именно к автономной уплотнительной системе для её вала. Предложены система и способ уплотнения вала для турбоустановки, содержащей секцию 110 турбины и расположенную ниже по потоку секцию.

Лопатка ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть, платформу и перьевую часть. Платформа содержит входную и выходную стороны, боковые стороны, проходящие от входной к выходной стороне, а также осевую и радиальную канавки в каждой боковой стороне платформы.

Изобретение относится к сегментированному композитному корпусу компрессора осевой турбомашины. Каждый сегмент 18, 20 образуется из первого полимерного материала и содержит по меньшей мере одну рабочую поверхность 28, образованную из второго полимерного материала, подвергающегося двухкомпонентному литьевому формованию с первым полимерным материалом сегмента.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель, включающий в себя контур (10) охлаждения окружающего воздуха, содержащий охлаждающий канал (26), расположенный в лопатке (22) турбины и в сообщении по текучей среде с источником (12) окружающего воздуха; и предварительный завихритель (18), причем упомянутый предварительный завихритель содержит внутренний обод, наружный обод и множество направляющих лопаток, каждая проходящая от внутреннего обода до наружного обода.

Линейная прокладка (10; 10') для межлопаточной полки, которая имеет длину, причем прокладка содержит линейное основание (12; 12') для закрепления на межлопаточной полке (40) и линейный выступ (14; 14'), выступающий от линейного основания (12; 12').

Изобретение относится к осевому компрессору турбинного двигателя, содержащему: статор с кольцевым рядом лопастей (32) статора, проходящим в радиальном направлении, внутреннюю втулку (36), размещенную на внутренних концах лопастей (32) статора, задний щеточный уплотнитель (40), размещенный на внутренней втулке (36), которая содержит профиль вращения, проходящий по существу в осевом направлении.

Изобретение относится к энергетике. Предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины.

Группа изобретений относится к статору компрессора низкого давления осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд лопаток статора 26, имеющих радиальные концы, проходящие через отверстия 36 внутреннего кожуха 28, и содержащие радиальные крепежные пазы 38.

При амортизации лопастей, установленных на диске колеса тихоходной газовой турбины, под платформами лопастей которой имеются посадочные места для размещения вибрационных амортизаторов, выполняют независимо друг от друга гибкую пластину, обеспечивающую прилегание к платформе, и центробежный инерционный груз, обеспечивающий концентрацию усилий для управления силами трения относительно платформы через прилегающую пластину.

Изобретение относится к системе щеточных уплотнений для уплотнения зазора (1) между ротором (2) и статором (3). Щеточное уплотнение (9) включает корпус (4) щетки и множество закрепленных в корпусе (4) щетки щетинок (5). Свободные концы щетинок (5) опираются по отношению к уплотнительной поверхности (6) на роторе (2). На роторе (2) предусмотрены в радиальном направлении перед и позади уплотнительной поверхности (6) радиально идущие по кругу разгрузочные канавки, так что в области уплотнительных поверхностей (6) образуется перемычка, которая может локально деформироваться, в частности, при задевании корпусом щетки поверхности уплотнения, благодаря чему может минимизироваться опасность искривления ротора и таким образом наступление представляющих угрозу колебаний по спиральной траектории. Изобретение относится к паровой турбине с такой системой щеточных уплотнений. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к уплотнению между неподвижными деталями турбины, причем указанное уплотнение состоит из по меньшей мере одного промежуточного элемента, который содержит в своих противоположных концах концевые элементы, причем указанные концевые элементы расположены в соответствующих пазах неподвижных деталей и примыкают к внутренним поверхностям пазов, причем указанный промежуточный элемент состоит из по меньшей мере двух частей и указанные части промежуточного элемента соединены с возможностью вращения друг с другом посредством шарнира. Шарнир представляет собой круглое кольцо в поперечном сечении, образованное посредством по меньшей мере двух цилиндрических элементов, расположенных коаксиально и выполненных с возможностью перемещения относительно друг друга, причем внутренняя поверхность шарнира обернута металлическим тканым материалом. Преимуществами изобретения являются более высокая гибкость за счет поворота, чтобы компенсировать более значительные относительные перемещения деталей турбины, и уменьшенный износ при старении и в то же время обеспечение высокого качества уплотнения. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх