Деталь изменения контура аэродинамического тракта

Способ изменения начального контура аэродинамического тракта (2 содержит этап, заключающийся в том, что прикрепляют деталь (1) изменения аэродинамического тракта (2) на аэродинамическом тракте (2). На упомянутом этапе деталь (1) крепят ее первой поверхностью (1а), а ее вторая поверхность (1b), предназначенная для изменения начального контура (Pa0) аэродинамического тракта, определяет измененный контур аэродинамического тракта. При этом деталь (1) изменения контура аэродинамического тракта (2) проходит по своему самому большому размеру (L), на аэродинамическом тракте, по продольной оси (Х) турбомашины. Аэродинамический тракт является узлом направляющих лопаток. Изобретение может позволить, таким образом, быстро и недорого изменять аэродинамический тракт, не прибегая при этом к изготовлению новых громоздких деталей, в частности металлических деталей, демонтажу и повторной установке турбомашины для замены аэродинамического тракта. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к области аэродинамических трактов, в частности к аэродинамическим трактам, имеющимся в турбомашинах. Оно относится к детали изменения контура аэродинамического тракта, к аэродинамическому тракту и турбомашине, содержащей такую деталь, а также к способу изменения контура аэродинамического тракта.

Изобретение применяется в частности к любому типу наземной или авиационной турбомашины, в частности к турбомашинам летательного аппарата, таким как турбореактивные и турбовинтовые двигатели.

Уровень техники

В области аэродинамики, в частности в области турбомашин, аэродинамические тракты представляют собой элементы, которые позволяют обеспечить прохождение и направление течения текучей среды, в частности воздуха.

В патенте US 4023350 А и заявках на патент US 2009/199565 A1, ЕР 1992787 А1 и GB 2482170 А иллюстрируют, среди прочих, состояние известного уровня техники.

В частности, независимо от типа турбомашины выбор, осуществляемый для конструктивного исполнения аэродинамических трактов, в целом непосредственно влияет на характеристики двигателя, в частности, что касается аэродинамической силы тяги, коэффициента полезного действия и акустических характеристик. Таким образом, чаще всего необходимо проводить испытания множества аэродинамических трактов для достижения оптимизации совокупности ожидаемых характеристик турбомашины.

Аэродинамический тракт, вполне понятно, содержит совокупность элементов, называемых контурами аэродинамического тракта, которые выполнены непосредственно на деталях турбомашины, осуществляющих течение воздуха, например, обечайках. Эти элементы определяют общий контур аэродинамического тракта, который позволяет обеспечить направление течения воздуха. Аэродинамические тракты в связи с этим являются сложными и дорогостоящими при изготовлении. Они также требуют очень продолжительного периода времени для их производства. В частности, исследования воздействий, оказываемых на аэродинамические тракты, способных привести к замене, по меньшей мере, частично уже установленного аэродинамического тракта измененным аэродинамическим трактом, представляют собой довольно значительные временные и стоимостные затраты в процессе совершенствования турбомашины.

Сущность изобретения

Таким образом, существует потребность в предложении нового решения для изменения контура аэродинамического тракта турбомашины, в частности аэродинамического тракта, уже установленного на турбомашине. В частности, существует потребность простого и быстрого изменения контура аэродинамического тракта.

Цель изобретения - помочь осуществлению, по меньшей мере, частично вышеупомянутых потребностей и устранить недостатки, связанные с реализациями существующего уровня техники.

Таким образом, объектом изобретения по одному из его аспектов является деталь изменения контура аэродинамического тракта, в частности аэродинамического тракта турбомашины, содержащая:

первую поверхность, предназначенную для крепления на аэродинамическом тракте;

вторую поверхность, определяющую измененный контур аэродинамического тракта, предназначенную для изменения начального контура аэродинамического тракта, в частности для изменения, по меньшей мере, начального осевого контура аэродинамического тракта.

Под термином «деталь изменения» понимается элемент, предназначенный для крепления на аэродинамическом тракте для изменения его контура. Деталь изменения также может обозначаться термином «вставка» или английским эквивалентом «patch» («накладка»).

Под термином «осевой контур» понимается профиль или контур аэродинамического тракта, если смотреть по продольной оси турбомашины. Под термином «начальный осевой контур» понимается осевой контур аэродинамического тракта перед установкой детали изменения.

Предложенное в изобретении решение может позволить избежать различных недостатков известных решений существующего уровня техники, обеспечивая при этом необходимое изменение или необходимые изменения для аэродинамического тракта. Действительно, деталь изменения согласно изобретению может позволить, после крепления на аэродинамическом тракте, получить требуемый измененный контур аэродинамического тракта по сравнению с его начальным контуром.

Изобретение может позволить, таким образом, быстро и недорого изменять аэродинамический тракт, не прибегая при этом к изготовлению новых громоздких деталей, в частности металлических деталей, демонтажу и повторной установке турбомашины для замены аэродинамического тракта.

Деталь изменения согласно изобретению может, кроме того, иметь одну или несколько из следующих характеристик, взятых по отдельности или в любых технически возможных сочетаниях.

Деталь изменения может изменять начальный осевой контур аэродинамического тракта, по меньшей мере, на его большей части, лучше, по меньшей мере, на его трех четвертых и даже по существу на всей его протяженности.

Вторая поверхность может определять контур

аэродинамического тракта, который изменен, другими словами, отличающийся от контура части аэродинамического тракта, на которой деталь изменения должна быть закреплена посредством своей первой поверхности.

Первая поверхность детали может быть выполнена с возможностью повторять контур, по меньшей мере, части аэродинамического тракта, в частности начальный осевой контур, по меньшей мере, части аэродинамического тракта. В частности, первая поверхность детали может быть выполнена с возможностью повторять контур части аэродинамического тракта, на которой она должна быть закреплена. Другими словами, первая поверхность может быть конструктивно выполнена таким образом, чтобы точно соответствовать форме части аэродинамического тракта, на которой она должна быть закреплена.

Вторая поверхность детали может отличаться от первой поверхности. В частности, вторая поверхность детали может определять контур аэродинамического тракта, отличающийся от контура, определяемого первой поверхностью.

Предпочтительно, изобретение, таким образом, может позволить предусмотреть деталь изменения, поверхность которой предусмотрена для абсолютно точного повторения формы начального контура аэродинамического тракта, а другая поверхность предусмотрена для осуществления нового измененного контура аэродинамического тракта.

Деталь изменения может быть прикреплена к аэродинамическому тракту любыми средствами, в частности путем приклеивания. В частности, первая поверхность детали изменения может быть покрыта, по меньшей мере, частично клеем, который предназначен для вхождения в контакт с аэродинамическим трактом.

Деталь изменения, кроме того, может содержать, по меньшей мере, одну поверхность, отличную от первой поверхности, покрытую клеем. Действительно, представляется возможным, чтобы одна или множество других поверхностей детали, отличных от первой поверхности, находясь в контакте с аэродинамическим трактом, оказались приклеенными путем выталкивания клея во время установки детали изменения на аэродинамическом тракте. Эта ситуация может быть, однако, благоприятной для удерживания детали в положении на аэродинамическом тракте ввиду увеличения приклеенной поверхности.

Деталь изменения может содержать паз (или гнездо) для приема стяжного кольца, предназначенного для удерживания детали в положении на аэродинамическом тракте. В частности, вторая поверхность детали изменения может содержать такой паз.

Стяжное кольцо может соответствовать очень прочной ленте, которая служит для удерживания в положении детали изменения на аэродинамическом тракте.

Предпочтительно, в случае отклеивания детали, закрепленной на аэродинамическом тракте, механическая связь крепления удерживается за счет стяжного кольца для обеспечения размещения детали на аэродинамическом тракте.

Деталь изменения может быть выполнена из любого вида материала. В частности, деталь изменения может быть выполнена способом быстрого прототипирования, в частности методом стереолитографии. Деталь изменения, таким образом, может содержать, например, стереолитографическую смолу и/или металлический порошок.

Объектом изобретения, согласно другому из его аспектов, является аэродинамический тракт, в частности аэродинамический тракт турбомашины, отличающийся тем, что он содержит деталь изменения, как определена ранее.

Аэродинамический тракт, таким образом, может содержать деталь изменения, первая поверхность которой прикреплена на аэродинамическом тракте, в частности путем приклеивания, а вторая поверхность противоположна первой поверхности и определяет контур аэродинамического тракта, измененный по сравнению с начальным контуром части аэродинамического тракта, на которой располагается первая поверхность.

Аэродинамический тракт может иметь начальный осевой контур, определенный по продольной оси турбомашины.

Деталь изменения контура аэродинамического тракта может проходить по своему самому большому размеру, на аэродинамическом тракте, по продольной оси турбомашины.

Аэродинамический тракт может содержать множество деталей изменения согласно изобретению, в частности, по меньшей мере, две и даже три, и даже четыре детали. Эти детали изменения могут быть, по меньшей мере, частично расположены прилегающими друг к другу и/или наложенными друг на друга.

Наложение нескольких деталей изменения друг на друга может позволить образование нескольких слоев, причем каждый слой создает воздействие на аэродинамический тракт.

При расположении прилегающими друг к другу деталей изменения на аэродинамическом тракте могут появиться зазоры между деталями изменения. Эти зазоры могут быть, например, компенсированы путем добавления материала, в частности для создания возможности хорошей герметичности.

Установка одной или нескольких деталей изменения на аэродинамическом тракте может позволить избежать продолжительного и дорогостоящего осуществления новых металлических деталей, предназначенных для замены, по меньшей мере, частично контуров аэродинамического тракта, причем осуществляются только детали изменения.

Аэродинамический тракт может содержать множество деталей изменения контура аэродинамического тракта, расположенных примыкающими друг к другу в поперечном направлении относительно продольной оси турбомашины для обеспечения точной непрерывности измененного контура аэродинамического тракта, по меньшей мере, на одном поперечном сечении аэродинамического тракта.

Таким образом, благодаря изобретению представляется возможным изменять осевой контур аэродинамического тракта по продольной оси турбомашины и обеспечивать точную непрерывность измененного контура в поперечном направлении путем использования нескольких деталей изменения.

Аэродинамический тракт может соответствовать любому типу аэродинамического тракта, имеющемуся в турбомашине. Например, аэродинамический тракт может быть диском узла направляющих лопаток, в частности выходных направляющих лопаток (или англ. OGV - Outlet Guide Vane) или входных направляющих лопаток (или также англ. IGV - Inlet Guide Vane).

Деталь изменения или детали изменения согласно изобретению могут быть расположены между лопатками узла направляющих лопаток. В частности, каждая деталь изменения может быть размещена между двумя последовательными лопатками.

Объектом изобретения, согласно другому из его аспектов, является турбомашина, отличающаяся тем, что содержит деталь изменения, определенную выше, или аэродинамический тракт, определенный выше.

Турбомашина может содержать средства фильтрования воздуха, который должен контактировать с деталью изменения. Действительно, деталь изменения может быть выполнена из материала, чувствительного к абразивному износу, в частности, когда она выполнена из стереолитографического материала, а фильтрование воздуха может позволить избежать попадания абразивных частиц на деталь изменения.

Деталь изменения, кроме того, может быть применена на аэродинамическом тракте холодной части турбомашины. В частности, деталь изменения может быть расположена в холодной зоне турбомашины, с температурой, в частности, меньше или равной 40°С. Действительно, выше такой температуры, материал или материалы, применяемые в детали изменения, могут не быть устойчивыми, в частности, когда она содержит стереолитографический материал.

Объектом изобретения, согласно другому из его аспектов, также является способ изменения контура аэродинамического тракта, в частности аэродинамического тракта турбомашины, отличающийся тем, что он содержит этап, заключающийся в том, что прикрепляют деталь изменения аэродинамического тракта, которая была определена выше, на аэродинамическом тракте.

Способ может содержать этап сглаживания, по меньшей мере, одного пересечения между деталью изменения и аэродинамическим трактом. Этап сглаживания может позволить воспроизводить непрерывный контур аэродинамического тракта на уровне пересечения между деталью изменения и аэродинамическим трактом.

Этап сглаживания также может быть осуществлен на пересечении между двумя деталями изменения согласно изобретению.

Этап сглаживания также может быть осуществлен на уровне паза детали изменения, принимающим стяжное кольцо, в частности над стяжным кольцом для восстановления контура аэродинамического тракта.

Этап сглаживания, например, может включать в себя размещение эластомера, в частности эластомера из силикона RTV (англ. Room Temperature Vulcanizing или вулканизация при комнатной температуре), на пересечении между деталью изменения и аэродинамическим трактом.

Способ согласно изобретению может содержать этап, заключающийся в том, что множество деталей изменения располагают прилегающими и/или наложенными относительно друг друга.

Таким образом, может быть возможным осуществление новых влияний аэродинамического тракта от начального металлического аэродинамического тракта. Таким образом, может быть возможным избежать замены металлического аэродинамического тракта, как это имеет место согласно решениям существующего уровня техники.

Способ согласно изобретению может, кроме того, содержать, по отдельности или в сочетании друг с другом, следующие этапы:

выполняют деталь изменения или детали изменения путем стереолитографии;

покрывают деталь изменения или детали изменения, в частности первую поверхность каждой детали изменения, клеем для прикрепления к аэродинамическому тракту;

размещают стяжное кольцо в пазу или пазах детали изменения или деталей изменения для механического удерживания детали изменения или деталей изменения на аэродинамическом тракте;

сглаживают пересечение или пересечения между деталью изменения или деталями изменения и аэродинамическим трактом, и/или между самими деталями изменения, и/или между стяжным кольцом и деталью изменения или деталями изменения.

Аэродинамический тракт, турбомашина и способ согласно изобретению могут обладать любой из ранее указанных характеристик, взятых в отдельности или в любом технически возможном сочетании с другими характеристиками.

Краткое описание чертежей

Изобретение будет лучше понятно во время изучения нижеследующего детального описания примеров, не имеющих ограничительного характера, его осуществления, а также схематических и частичных фигур прилагаемого чертежа, на котором:

фиг. 1 изображает в перспективе пример детали изменения согласно изобретению;

фиг. 2 изображает в перспективе пример аэродинамического тракта, содержащего детали изменения согласно изобретению;

фиг. 3 изображает другой вид в перспективе аэродинамического тракта, представленного на фиг. 2;

фиг. 4 изображает вид по линии IV, показанной на фиг. 2;

фиг. 5 изображает увеличенный вид части, показанной на фиг. 4.

На всех этих фигурах одинаковые цифровые позиции могут обозначать одинаковые или похожие элементы.

Кроме того, различные части, изображенные на фигурах, не обязательно выполнены в одинаковом масштабе для того, чтобы сделать фигуры чертежа лучше читаемыми.

Детальное описание частных вариантов осуществления

Далее со ссылкой на фиг. 1-5 будет приведено описание примеров осуществления детали изменения и аэродинамического тракта согласно изобретению.

На фиг. 1 изображен в перспективе пример детали 1 изменения контура аэродинамического тракта 2 согласно изобретению.

Деталь 1, далее также обозначаемая термином «накладка», содержит первую поверхность 1а, предназначенную для закрепления на аэродинамическом тракте 2, и вторую поверхность 1b, противоположную первой поверхности 1а и определяющую контур аэродинамического тракта, измененный по сравнению с начальным контуром части аэродинамического тракта 2, на котором первая поверхность 1а должна быть закреплена.

Первая поверхность 1а накладки 1 может быть, в частности, покрыта клеем для того, чтобы позволить ее прикрепить к аэродинамическому тракту 2.

Кроме того, накладка 1 также содержит паз 5 (или выемку), который выходит на две стороны накладки 1, для создания возможности установки крепежной ленты или стяжного кольца 6, предназначенного для образования механического удерживания накладки 1 на аэродинамическом тракте 2. Такое механическое удерживание посредством стяжного кольца 6, в частности, может быть признано полезным в случае отклеивания накладки 1.

Накладка 1 может быть выполнена из любого вида материала. Предпочтительно, накладка 1 выполнена способом стереолитографии. Способ стереолитографии может, в частности, позволить осуществить любую форму, требуемую для накладки 1 и, возможно, предусмотреть осуществление накладки 1 из множества частей, скрепленных между собой, в частности путем склеивания для адаптирования к любому типу контура, необходимого для аэродинамического тракта 2.

Материалы, осуществленные путем стереолитографии, особенно чувствительны к абразивному износу и повышенным температурам; причем турбомашина, содержащая накладку 1, может быть, в случае необходимости, оснащена средствами фильтрования воздуха, который должен контактировать с накладкой 1 для того, чтобы не допустить контакта абразивной пыли с накладкой 1. Аналогично, накладка 1 может быть размещена в холодной зоне турбомашины, в частности в зоне, где температура ниже или равна 40°С.

На фиг. 2 изображен в перспективе пример аэродинамического тракта 2, содержащего четыре накладки 1 согласно изобретению.

Исключительно как пример, аэродинамический тракт 2 может быть диском узла входных направляющих лопаток (IGV), содержащего направляющие лопатки 3.

Накладки 1 могут быть расположены прилегающими относительно друг друга, причем каждая накладка 1 размещена между двумя последовательными направляющими лопатками 3.

Накладки 1 могут проходить по их самому большому размеру L на аэродинамическом тракте 2 по продольной оси X турбомашины, как это можно увидеть на фиг. 2, 3 и 4.

Накладки 1 могут, кроме того, удерживаться в положении на аэродинамическом тракте 2 путем приклеивания, а также посредством стяжного кольца 6, которое видно на фиг. 2-4, размещенного в пазах 5 накладок 1.

Согласно этому примеру, четыре накладки 1 являются идентичными. Однако, аэродинамический тракт 2 может содержать идентичные или разные накладки.

Как это можно увидеть на фиг. 3 и 4, которая является видом по линии IV, показанной на фиг. 2, в некоторых зонах накладок 1 может быть предусмотрено сглаживание для того, чтобы позволить восстановить непрерывность аэродинамического контура

аэродинамического тракта 2.

В частности, такое сглаживание может быть предусмотрено в передней Z1 и задней Z3 зонах накладок 1, а также в зонах пересечения Z2 между накладками 1 или между накладкой 1 и аэродинамическим трактом 2. Сглаживание также может быть предусмотрено на уровне зон Z4, где стяжное кольцо 6 размещено в пазах 5 накладок 1.

Сглаживание может, например, заключаться в добавлении эластомерного материала, в частности силиконового эластомера RTV, предназначенного для создания непрерывности между накладками 1 и/или накладкой 1 и аэродинамическим трактом 2 и/или между пазом 5 накладки 1 и стяжным кольцом 6.

Фиг. 5 представляет собой увеличенный вид зоны А, показанной на фиг. 4, предназначенный для иллюстрации сглаживания, осуществленного в зоне Z1 перед накладкой 1 на пересечении между накладкой 1 и аэродинамическим трактом 2.

На данной фиг. 5 добавление эластомерного материала 7 показано пунктирными линиями, и на ней хорошо видна непрерывность поверхности, полученная между накладкой 1 и аэродинамическим трактом 2 для восстановления непрерывного контура аэродинамического тракта 2.

Таким образом, благодаря такой детали изменения или накладке 1 согласно изобретению, имеющему измененный аэродинамический контур на своей второй поверхности 1b, изобретение может позволить простое и быстрое изменение контура аэродинамического тракта 2 после размещения накладки 1 на ней посредством своей первой поверхности 1а.

В частности, начальный осевой контур Ра0 аэродинамического тракта 2 (см. фиг. 4), который определен относительно продольной оси X турбомашины перед размещением детали изменения 1, может быть изменен путем добавления детали изменения 1; причем она содержит вторую поверхность 1b, определяющую осевой измененный контур Pa1 (см. фиг. 4), для аэродинамического тракта 2.

Начальный контур аэродинамического тракта 2 может быть легко адаптирован для получения требуемого нового контура путем увеличения количества накладок 1 в зависимости от необходимости; причем они могут быть размещены или не размещены прилегающими друг к другу и/или, по меньшей мере, частично наложенными друг на друга.

Безусловно, изобретение не ограничено примером практического осуществления, описание которого было только что приведено. В него специалистами могут быть внесены различные изменения.

Выражение «содержащий один» должно пониматься как синоним «содержащий, по меньшей мере, один», если только обратное особо не оговорено.

1. Способ изменения начального контура аэродинамического тракта (2), отличающийся тем, что содержит этап, заключающийся в том, что прикрепляют деталь (1) изменения аэродинамического тракта (2) на аэродинамическом тракте (2), причем на упомянутом этапе деталь (1) крепят ее первой поверхностью (1а), а ее вторая поверхность (1b), предназначенная для изменения начального контура (Pa0) аэродинамического тракта, определяет измененный контур аэродинамического тракта, при этом деталь (1) изменения контура аэродинамического тракта (2) проходит по своему самому большому размеру (L), на аэродинамическом тракте, по продольной оси (Х) турбомашины, причем аэродинамический тракт является узлом направляющих лопаток.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что содержит этап сглаживания по меньшей мере одного пересечения между деталью (1) изменения и начальным аэродинамическим трактом (2).

3. Аэродинамический тракт (2) турбомашины, имеющий контур, определенный по продольной оси (X) турбомашины, отличающийся тем, что он выполнен согласно способу по п. 1 и содержит деталь (1) изменения контура аэродинамического тракта (2), содержащую:

первую поверхность (1a), которая закреплена на аэродинамическом тракте (2), и

вторую поверхность (1b), определяющую измененный контур аэродинамического тракта.

4. Аэродинамический тракт (2) по п.3, отличающийся тем, что первая поверхность (1a) детали (1) выполнена с возможностью повторять начальный контур по меньшей мере части аэродинамического тракта (2).

5. Аэродинамический тракт (2) по п.3, отличающийся тем, что деталь (1) изменения контура аэродинамического тракта (2) содержит паз (5) для приема стяжного кольца (6), предназначенного для удерживания детали (1) в положении на аэродинамическом тракте (2).

6. Аэродинамический тракт (2) по п.3, отличающийся тем, что деталь (1) изменения контура аэродинамического тракта (2) выполнена способом быстрого прототипирования, в частности путем стереолитографии.

7. Аэродинамический тракт (2) по п.3, отличающийся тем, что содержит множество деталей (1) изменения контура аэродинамического тракта (2), расположенных примыкающими друг к другу в поперечном направлении относительно продольной оси (X) турбомашины так, чтобы обеспечить точную непрерывность измененного контура аэродинамического тракта (2) на по меньшей мере одном поперечном сечении аэродинамического тракта (2).

8. Аэродинамический тракт (2) по п.3, отличающийся тем, что он является узлом выходных направляющих лопаток (OGV) или входных направляющих лопаток (IGV).

9. Турбомашина, отличающаяся тем, что содержит аэродинамический тракт (2) по любому из пп. 3-8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к насосу для перекачивания жидкости. Насос содержит приводной блок (3) и теплоотвод (23), соединенный с указанным приводным блоком (3).

Группа изобретений касается вертикального осевого насоса и его технического обслуживания. Насос содержит наружную корпусную часть (1) и внутреннюю корпусную часть (2), в которой установлен вал (10), несущий на себе лопастное колесо (4).

Изобретение относится к корпусу (CAS) гидроэлектромашины (FEM). Корпус (CAS) проходит вдоль продольной оси (X) и содержит кожух (CAC), крышку (COV) для закрывания отверстия (COP) кожуха (CAC), кольцеобразную вставку (CSP), проходящую в корпусе (CAS) в направлении (CD) периферии, и прилегает к кожуху (CAC) и к крышке (COV), первое уплотнение (S1) между крышкой (COV) и кожухом (CAC), второе уплотнение (S2) между кожухом (CAC) и кольцеобразной вставкой (CSP), третье уплотнение (S3) между крышкой (COV) и вставкой (CSP).

Насадок для вентилятора в сборе, содержащий вход для воздуха, множество выходов для воздуха и кольцевой корпус с кольцевой внутренней стенкой, образующей канал насадка, по которому производится затягивание воздуха снаружи насадка воздухом, выходящим из выходов для воздуха, а также с внешней стенкой, расположенной вокруг внутренней стенки.

Группа изобретений относится к расходным уплотнениям для использования в промышленности, угольной индустрии, обработке минералов и может быть использована в гидроциклонах и насосах для суспензий.

Изобретение относится к статорам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора высокого давления включает в себя внешний и внутренний корпусы, кольцевую обечайку (6), перфорированную отверстиями (7).

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в насосных агрегатах в нефте- и газотрубопроводах, теплоэнергетике, двигателе- и турбостроении, химической промышленности.

Компрессор газотурбинного двигателя содержит первый картер (28а), образующий держатель инжекторов, второй картер (28b), расположенный вокруг первого картера, образуя вместе с ним кольцевое пространство (40); и множество воздушных инжекторов (38, 38'), установленных, каждый, в гнездах.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к корпусам водяных насосов систем жидкостного охлаждения двигателей внутреннего сгорания. Корпус жидкостных каналов двигателя внутреннего сгорания представляет собой цельнолитое изделие, состоящее из термостатной коробки (1), улитки (8), для расположения центробежного насоса, входной полости (4) для подвода охлаждающей жидкости к рабочему колесу центробежного насоса, канала (3) для подвода охлаждающей жидкости непосредственно из термостатной коробки (1) во входную полость (4) и канала (2) для подвода охлаждающей жидкости из термостатной коробки (1) через радиатор (на фигуре не показан) во входную полость (4) с противоположной стороны.

Закрывающий нижний колпак 1 для электрического насоса 100, в частности центробежного циркуляционного насоса для принудительной циркуляции в котле, имеющий интегрированную систему удаления внутреннего конденсата, чрезвычайно простой в изготовлении и сборке и содержащий: крышку 2 двигателя, которая имеет чашеобразную форму, имеет соединительное отверстие 21 и приспособлена для ее присоединения к концу коробчатого корпуса электрического насоса с закрытием этого конца корпуса; и удерживающую крышку 3 для вмещения электрических разъемов, которая выполнена с возможностью присоединения в собранном состоянии к соединительному отверстию 21 и содержит фиксирующие средства 30, предназначенные для удержания по меньшей мере одного электрического разъема 300 в заданном положении для присоединения к электрическому насосу 100.

Неподвижная лопаточная решетка газотурбинного двигателя содержит внутреннюю кольцевую площадку и множество установленных на ней неподвижных лопаток. Внутренняя площадка содержит опорную пластину, образующую основание лопаток, радиальную кольцевую перегородку, выполненную от опорной пластины в сторону оси лопаточной решетки, и внутренний венец, соединенный с радиальной кольцевой перегородкой и имеющий внутреннюю поверхность, на которой закреплен истираемый материал.

Компрессорный узел турбомашины включает воздухозаборный канал, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора и решетку предварительной закрутки, расположенную выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха в воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки.

Изобретение относится к держателю трубы для удаления насыщенного маслом воздуха из турбомашины. Держатель (5), предназначенный для удержания трубы для удаления насыщенного маслом воздуха из турбомашины, содержащий радиально внутреннюю кольцевую часть (6), предназначенную для установки вокруг упомянутой трубы, и ребра (11), простирающиеся наружу в радиальной плоскости от кольцевой части (6), образуя угол (α) с радиальным направлением.

Изобретение относится к держателю трубы для отвода насыщенного маслом воздуха турбогенератора. Держатель (5), выполненный с возможностью удержания трубы (4) для отвода насыщенного маслом воздуха турбогенератора, содержащий внутреннюю кольцевую в радиальном направлении часть (9, 10), выполненную с возможностью монтажа вокруг упомянутой трубы (4), и лопатки (11), наклоненные по отношению к осевому направлению кольцевой части (9, 10) и по отношению к радиальной плоскости.

Композитная лопасть включает корпус 11 композитной лопасти, который состоит из композитного материала, включающего термоотверждающийся полимер или термопластический полимер и армирующие волокна, который изготавливается путем формования, и металлическую оболочку 12, которая прикрепляется к секции 11A передней кромки, включающей переднюю кромку 11a корпуса 11 композитной лопасти и поверхности 11b лопасти в окрестности передней кромки 11a посредством клейкой пленки 13, изготовленной путем пропитывания сетчатого материала твердым связующим веществом, чтобы покрывалась секция 11A передней кромки, причем незаполненная секция 11d, которая образуется на стадии удаления части избыточной толщины 15 и 16, остающейся на передней кромке 11a после формования, и не нуждается в обработке путем закругления передней кромки, помещается на переднюю кромку 11a секции 11A передней кромки в корпусе 11 композитной лопасти.

Сопловая лопатка последней ступени турбины содержит аэродинамическую часть, проходящую от платформы до концевой части лопатки и включающую переднюю и заднюю кромки, стороны пониженного и повышенного давления, а также перегородку для ограничения потока.

Изобретение относится к энергетике. Узел задней рамы переходного элемента, содержащий заднюю раму переходного элемента и теплозащитный экран.

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к реверсивным силовым судовым турбинам, содержащим турбину заднего хода. Ступень турбины заднего хода содержит сопловой аппарат, рабочие лопатки, подвижный П-образный экран, установленный над рабочими лопатками, в дне которого выполнены окна.

Турбовентиляторный реактивный двигатель содержит кожух вентилятора, секцию корпуса двигателя, лопатку статора, металлическую обшивку, пару соединительных несущих корпусов и проводник.

Объектом изобретения является турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру (1) сгорания, ограниченную внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (4), направляющий аппарат (2) турбины, расположенный ниже по потоку от кольцевой камеры (1) сгорания, при этом выходной конец наружной обечайки (4) и/или внутренней обечайки (3) камеры сгорания содержит первый радиальный бортик (7), расположенный напротив второго радиального бортика (14) входного конца направляющего аппарата (2), и уплотнительные средства (16), содержащие по меньшей мере одну уплотнительную пластинку (17) между упомянутыми бортиками (7, 14) для обеспечения герметичности между камерой (1) сгорания и направляющим аппаратом (2).

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.

Способ изменения начального контура аэродинамического тракта изменения аэродинамического тракта на аэродинамическом тракте. На упомянутом этапе деталь крепят ее первой поверхностью, а ее вторая поверхность, предназначенная для изменения начального контура аэродинамического тракта, определяет измененный контур аэродинамического тракта. При этом деталь изменения контура аэродинамического тракта проходит по своему самому большому размеру, на аэродинамическом тракте, по продольной оси турбомашины. Аэродинамический тракт является узлом направляющих лопаток. Изобретение может позволить, таким образом, быстро и недорого изменять аэродинамический тракт, не прибегая при этом к изготовлению новых громоздких деталей, в частности металлических деталей, демонтажу и повторной установке турбомашины для замены аэродинамического тракта. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх