Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней сторон, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением. Каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой. При этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки. Предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить радиальные габариты устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, а также снизить вес лопаток. 3 ил.

 

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения.

Известна конструкция крепления нижних полок статорных лопаток переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений газотурбинного двигателя (Патент US №5292227, МПК F03D 11/00, опубл. 08.03.1994), состоящая из статора, нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, вытянутых в радиальном направлении лапки нижней полки лопаток.

Недостатком известного решения является то, что конструкция имеет значительные габариты в радиальном направлении.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений (Патент US №6672833, МПК F02K 3/06, F23R 3/50, опубл. 06.01.2004), принятое за прототип, состоящее из статора, содержащего на нижней полке с передней и задней стороны радиальные выступы, переходный канал между турбинами высокого и низкого давлений, каждый из пазов которой образован двумя обечайками, в которой вытянутые в радиальном направлении лапки нижней полки лопаток установлены в ответные радиальные пазы статора, образованные двумя обечайками, стянутыми болтами с гайками.

Техническим результатом заявляемого изобретения является уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, а также снижение веса лопаток.

Указанный технический результат достигается тем, что устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, содержащее радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней стороны, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением, согласно изобретению каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой, при этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки.

В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, в радиальных выступах на нижней полке лопатки и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки с передней и задней стороны, что обеспечивает уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давления, снижение массы и расхода материалов.

В авиационных двигателях пятого поколения массовый расход рабочего тела через внутренний контур в несколько раз меньше расхода через внешний контур. Поэтому турбина низкого давления по своей мощности и радиальным размерам в несколько раз превышает турбину высокого давления, а частота ее вращения в несколько раз меньше частоты вращения турбины высокого давления. Такая особенность современных авиационных двигателей конструктивно воплощается в необходимости выполнения переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, который является кольцевым диффузором. Жесткие ограничения по габаритным и массовым характеристикам авиационного двигателя применительно к переходному каналу выражаются в необходимости выполнять канал относительно короткой длины. С целью снижения массы и размещения элементов конструкции опоры роликоподшипника ТВД необходимо также уменьшать и радиальные габариты элементов крепления нижних полок лопаток переходного канала в корпусе.

На фиг. 1 представлен продольный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала.

На фиг. 2 представлен поперечный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала в сечении А-А с передней стороны.

На фиг. 3 представлен поперечный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала в сечении Б-Б с задней стороны.

Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала 19 содержит нижнюю полку 2 лопатки 1, снабженную с передней 20 и задней 21 сторон радиальными выступами 3. Ответные радиальные пазы 4 в статоре 5 образованы кольцевыми обечайками: крайними 6, 8, средней 7 - с передней стороны 20 и кольцевыми обечайками: крайними 9, 11, средней 10 - с задней стороны 21. В радиальных выступах 3 лопаток 1 выполнены радиальные фрезеровки 12, а на средних кольцевых обечайках 7 и 10 корпуса статора 5 соответственно выполнены радиальные фрезеровки 13 и 14.

При сборке концевые части 15 и 16 радиальных выступов 3 входят во фрезеровки 13 и 14 статора 5, а концевые части 17 и 18 обечаек 7 и 10 входят во фрезеровки 12 на выступах 3 лопаток 1. Сборка осуществляется болтовым соединением 22. Уменьшение габарита конструкции в радиальном направлении будет равно глубине радиальных фрезеровок за исключением радиального зазора 23 между радиальными выступами 3 лопатки 1 и дном фрезеровки на корпусе 5. При сборке неотфрезерованная часть лапки лопаток 1 входит в пазы на корпусе 5, а неотфрезерованная часть корпуса 5 входит во фрезеровки на лапках лопаток 1.

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давления, снизить массу и расход материалов.

Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, содержащее радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней сторон, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением, отличающееся тем, что каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой, при этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.

Цапфа для турбины высокого давления выполнена с возможностью установки между валом турбины низкого давления и внутренней поверхностью опоры уплотнения турбины низкого давления и содержит удлинение для сбрасывания капель и углубление.

Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Изобретение относится к способу контрения завинченного в резьбовое гнездо (2) турбинной установки (29) резьбового элемента (3), выполненного в виде монтажного винта (4).

Изобретение относится к корпусу воздухозаборника для турбомашины, и, более точно, к корпусу воздухозаборника, имеющему форсунки для впрыскивания очищающего вещества.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной. Силовая турбина содержит статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины.

Изобретение относится к области обработки металлов резанием и может быть использовано для формообразования радиальных торцевых канавок на деталях турбины газотурбинного двигателя на профилешлифовальных станках с числовым программным управлением (ЧПУ).

Описан роторно-статорный агрегат для газотурбинного двигателя, причем агрегат содержит лопатку (2) ротора, имеющую слой (8) керамического материала, образующий истирающее покрытие, нанесенное на ее законцовку, причем упомянутый слой состоит в основном из диоксида циркония и имеет коэффициент пористости, меньший или равный 15%; и статор (4), расположенный вокруг лопатки ротора и предусмотренный с обращенным к законцовке лопатки ротора слоем (6) керамического материала, образующим истираемое покрытие, причем упомянутый слой состоит в основном из диоксида циркония и имеет коэффициент пористости в диапазоне 20-50%, с порами, имеющими размер, меньший или равный 50 мкм.

Турбина // 2645892
Турбина реактивного двигателя содержит корпус турбины, лопатки турбины, кожух. Корпус турбины имеет цилиндрическую форму.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.

Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к спрямляющим аппаратам компрессора газотурбинного двигателя. В спрямляющем аппарате компрессора газотурбинного двигателя, содержащем наружное кольцо, выполненное разборным и зафиксированное в составном корпусе, внутреннее кольцо и уплотнительное кольцо, выполненные разборными, лопатки, установленные в прорезях, выполненных по окружности в наружном и внутреннем кольцах соответственно, причем наружное и внутреннее кольца выполнены коническими относительно продольной оси компрессора газотурбинного двигателя, меньшие основания которых направлены в противолежащие стороны, согласно настоящему изобретению на участках лопаток, расположенных над наружным кольцом и под внутренним кольцом, выполнены поперечные прорези, в каждой из которых установлено по упругому элементу, контактирующему по обе стороны лопатки с наружной поверхностью наружного кольца или внутренней поверхностью внутреннего кольца соответственно, при этом любой из упругих элементов зафиксирован в поперечной прорези посредством установленного в ней стопорного элемента, контактирующего с его торцом.

Изобретение относится к кольцу турбины для турбомашины, в частности для вертолета. Согласно изобретению это кольцо турбины содержит цилиндрическую опору и один или множество секторов, образующих венец, сконфигурированный для создания секции воздушного канала, при этом каждый сектор прикреплен к опоре крепежным устройством, в котором анкерное устройство содержит анкерную часть.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам защиты корпуса лопаточных машин от пробиваемости при обрыве лопатки и устройствам, реализующим указанный способ, и может быть использовано в вентиляторах и/или компрессорах газотурбинных двигателей, в том числе в авиадвигателях для защиты от разрушения корпуса, изготовленного из материала, прочностные характеристика которого ниже прочностных характеристик материала лопаток ротора.

Корпус вентилятора содержит цилиндрическое основание 10 корпуса, выполненное из композиционного материала; соединительное кольцо 20, выполненное из алюминия (Al), которое совмещено и прикреплено к задней концевой части основания 10 корпуса и содержит кольцевую канавку 21, которое принимает нагрузку реверса тяги от элемента 8 передачи реверса тяги; и элементы 30, составляющие кольцо, выполненные из титанового сплава, каждый из которых расположен в задней концевой части основания 10 корпуса и содержит дугообразную канавку 31, которая принимает на себя нагрузку реверса тяги большую, чем нагрузка реверса тяги, принимаемая соединительным кольцом 20.

Турбина // 2645892
Турбина реактивного двигателя содержит корпус турбины, лопатки турбины, кожух. Корпус турбины имеет цилиндрическую форму.

Турбина // 2645892
Турбина реактивного двигателя содержит корпус турбины, лопатки турбины, кожух. Корпус турбины имеет цилиндрическую форму.

Компонент ротора для узла ротора машины, приводимой в действие энергией текучей среды, выполнен из материала, подверженного коррозии и/или окислению, и расположен концентрично оси вращения узла ротора. Компонент ротора содержит окружную поверхность и дополнительную окружную поверхность для контроля концентричности компонента ротора относительно оси вращения, выполненные из материала, подверженного коррозии и/или окислению. На дополнительную окружную поверхность нанесено покрытие, защищающее от коррозии и/или окисления. Другие изобретения группы относятся к узлу ротора и машине, приводимой в действие энергией текучей среды, содержащим указанный выше компонент ротора. При изготовлении компонента ротора заготавливают заготовку, выполненную из материала, подверженного коррозии и/или окислению. Формируют окружную поверхность и дополнительную окружную поверхность для контроля концентричности компонента ротора относительно оси вращения, выполненные из материала, подверженного коррозии и/или окислению. Затем наносят на дополнительную окружную поверхность покрытие, защищающее от коррозии и/или окисления. При контроле концентричности компонента после использования компонента ротора удаляют покрытие, защищающее от коррозии и/или окисления, с дополнительной окружной поверхности. Контролируют концентричность компонента ротора относительно оси вращения. Группа изобретений позволяет обеспечить контроль концентричности корпуса относительно ротора после их эксплуатации. 5 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней сторон, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением. Каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой. При этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки. Предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить радиальные габариты устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, а также снизить вес лопаток. 3 ил.

Наверх