Турбина с корпусом из листового металла с усиливающим элементом в виде ячеистой структуры (варианты)

Турбина содержит корпус, окружающий ротор турбонагнетателя, и содержит внутренний и наружный слои листового металла и усиливающий элемент из листового металла. Внутренний слой листового металла является самым внутренним слоем корпуса и задает границу спирального участка. Наружный слой листового металла является самым внешним слоем корпуса, причем наружный слой листового металла расположен на расстоянии вокруг внутреннего слоя листового металла, образуя промежуточное пространство между внутренним и наружным слоями листового металла. Усиливающий элемент из листового металла расположен внутри промежуточного пространства и соединен с внутренним и наружным слоями листового металла путем сварки или посредством болтов так, что между внутренним слоем листового металла и ротором сохранено пороговое расстояние. В другом варианте турбины усиливающий элемент содержит основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих заданный рисунок, имеющий в поперечном сечении одну из следующих фигур: шестиугольник, синусоидальную волну, квадрат или треугольник. Еще одно изобретение группы относится к турбонагнетателю, в котором турбина содержит корпус, имеющий внутренний слой листового металла, являющийся самым внутренним слоем указанного корпуса и задающий спиральный участок, наружный слой листового металла, являющийся самым внешним слоем корпуса, промежуточное пространство между слоями и усиливающий элемент из листового металла в промежуточном пространстве. Усиливающий элемент имеет в поперечном сечении шестиугольник, причем наружная сторона усиливающего элемента соединена посредством точечной сварки с наружным слоем листового металла и внутренним слоем листового металла. Усиливающий элемент из листового металла сохраняет расстояние между внутренним и наружным слоями листового металла. Группа изобретений позволяет уменьшить деформацию корпуса турбины. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к корпусу турбонагнетателя.

Уровень техники

Турбонагнетатели обеспечивают повышение выходной мощности двигателя за счет направления отработавших газов двигателя для приведения в действие турбины, которая, в свою очередь, приводит в действие компрессор. Указанный компрессор подает сжатый воздух во впускной коллектор двигателя и, тем самым, обеспечивает возможность сгорания большего количества топлива. Так как турбина вращается с высокой скоростью, до 120 000 об/мин и более, и сообщается по текучей среде с выпускной системой двигателя, на указанный турбонагнетатель и его корпус воздействуют экстремально высокие температуры, которые с течением времени могут привести к деформации различных элементов. В связи с указанными неблагоприятными условиями, корпус турбонагнетателей иногда изготавливают из чугуна, отличающегося высокой износостойкостью, однако указанный материал значительно увеличивает вес транспортного средства, что, в конечном счете, снижает экономию топлива. В результате, в последние годы некоторые производители вместо чугуна предпочитают использовать для изготовления корпусов турбин листовой металл.

Турбонагнетатели, содержащие два слоя листового металла, обладают рядом преимуществ по сравнению с чугунными турбонагнетателями. Так как элементы из листового металла можно изготавливать более тонкими, турбонагнетатель становится легче, что уменьшает общий вес транспортного средства. Кроме того, листовой металл быстрее нагревается входящими отработавшими газами, благодаря чему элементы системы доочистки отработавших газов, в частности каталитический нейтрализатор, быстрее достигают рабочих (пусковых) температур в двигателях с турбонаддувом, как в бензиновых, так и в дизельных. Указанное время до запуска двигателя увеличивается при использовании чугунного корпуса турбонагнетателя из-за более высокой теплопоглощающей способности чугуна.

С другой стороны, высокая температура отработавших газов, достигающая значений выше 1050°С, может быть более разрушительна для листового металла по сравнению с традиционным чугуном, поскольку скапливающиеся впускные газы могут нарушить целостность листового металла. В частности, корпус турбины может быть подвержен тепловому расширению и сжатию во время теплового цикла работы двигателя. Когда происходит тепловая деформация корпуса турбины, зазор между лопатками турбины и листовым металлом корпуса турбины, как правило, увеличивается более чем в два раза. В некоторых случаях указанный зазор для турбин дизельных двигателей с режимами работы от легкого до умеренно тяжелого может увеличиться с 0,4 до 1 мм, что может привести к снижению КПД на 8-12% или к снижению экономии топлива на 1-3%.

Один из способов, направленных на решение проблемы, связанной с тепловой деформацией корпуса турбины, раскрыт в заявке на патент США №13/984 894 (Bogner et al.). В данном документе описан турбонагнетатель, содержащий подводящий патрубок для охлаждающей жидкости, втулку охлаждения, предусмотренную внутри корпуса турбины, и выходной патрубок для охлаждающей жидкости. В данном техническом решении втулка охлаждения расположена между двумя слоями корпуса турбины.

Однако авторы настоящего изобретения обнаружили потенциальные проблемы таких систем. Например, такие втулки охлаждения отличаются сложностью с технической точки зрения, требуют точной переливки корпуса турбины и, соответственно, их изготовление является дорогостоящим. Кроме того, объединение с турбонагнетателем в транспортном средстве может потребовать увеличения кожуха турбины для размещения в нем турбонагнетателя и, таким образом, приведет к увеличению веса передней части. Втулки охлаждения могут также потребовать сложных гидравлических и механических соединений между турбонагнетателем и двигателем внутреннего сгорания для циркуляции охлаждающей жидкости внутри центральной части турбонагнетателя. Даже в случае если указанные элементы удастся объединить и встроить в систему, может оказаться невозможным расположение в переднем конце достаточно большого теплообменника жидкостного охлаждения турбины для рассеяния большого количества тепла.

Раскрытие изобретения

Таким образом, в настоящем изобретении предложена турбина, содержащая корпус, окружающий ротор, причем указанный корпус турбины содержит внутренний слой и наружный слой из листового металла, причем указанный наружный слой расположен вокруг указанного внутреннего слоя на заданном расстоянии, образуя промежуточное пространство между указанными внутренним и наружным слоями. При этом указанное промежуточное пространство обеспечивает дополнительную изоляцию и снижает тепловые потери. Кроме того, предусмотрен усиливающий элемент, содержащий основную часть из ребристого или гофрированного листового металла и имеющий ячеистую структуру или заданный рисунок, причем указанный усиливающий элемент расположен в указанном промежуточном пространстве и соединен по меньшей мере с одним из указанных слоев, внутренним или наружным, или с обоими слоями. Указанный усиливающий элемент может проходить с симметричными или асимметричными промежутками на ограниченной длине или может проходить вдоль всего корпуса. В другом примере усиливающий элемент может быть расположен только в заданном месте, например, между указанными внутренним и наружным слоями корпуса близко к лопаткам турбины. Таким образом, можно сохранить пороговое расстояние между указанным внутренним слоем и указанным ротором путем упрочнения слоев листового металла, близких к лопаткам турбины.

В одном примере усиливающий элемент позволяет обойтись без материалов, способных выдерживать высокие тепловые нагрузки, но не пригодных для изготовления корпуса турбины из-за своего веса, например, без чугуна. Ячеистая структура основной части усиливающего элемента из листового металла может иметь подходящий повторяющийся рисунок. В одном примере указанный рисунок может иметь форму пчелиных сот, так что каждая сторона шестиугольника контактирует с внутренним и/или наружным слоями корпуса турбины. В других примерах указанный рисунок может иметь разные тригонометрические формы, например, повторяющуюся синусоидальную волну. Кроме того, указанный рисунок может иметь по существу форму квадратов или треугольников, расположенных в линию. Усиливающие элементы могут быть прикреплены к слоям корпуса точечной сваркой. Такие рисунки и способ крепления обеспечивают требуемые теплозащитные и упрочняющие свойства слоям корпуса из листового металла.

Таким образом, технический эффект, обеспечиваемый использованием усиливающего элемента, заключается в увеличении теплового сопротивления и уменьшении деформации корпуса турбины, что, соответственно, позволяет сдерживать увеличение расстояния между указанным ротором турбины и внутренним слоем корпуса. В результате, могут быть снижены потери КПД и экономии топлива.

Вышеуказанные преимущества, а также другие преимущества и признаки настоящего изобретения будут понятны из нижеследующего подробного описания, рассматриваемого независимо или в сочетании с прилагаемыми чертежами. Следует понимать, что вышеприведенное краткое описание приведено для представления в упрощенной форме отдельных идей, которые далее раскрыты подробно. Вышеприведенное краткое описание не имеет цели представить ключевые или существенные признаки заявляемого объекта, объем которого определяется только формулой изобретения, следующей за подробным описанием. Кроме того, заявляемый объект не ограничен вариантами осуществления, устраняющими какие-то недостатки, отмеченные выше или в какой-либо части данного описания.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показана функциональная схема двигателя с турбонаддувом.

На фиг. 2 показан вариант осуществления турбины в разрезе, перпендикулярном валу ротора турбины с фиг. 1.

На фиг. 3 в поперечном разрезе показана турбина с фиг. 2.

На фиг. 4А-4В показаны примеры рисунков усиливающего элемента.

Осуществление изобретения

В настоящем изобретении раскрыта турбина, содержащая корпус, изготовленный из листового металла, и усиливающий элемент. В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения указанная турбина может содержать корпус, имеющий первый, внутренний слой и второй, наружный слой листового металла, а также упрочняющий усиливающий элемент, закрепленный между указанными слоями. Указанный усиливающий элемент может иметь основную часть из ребристого или гофрированного листового металла, образующего заданный рисунок. В некоторых примерах указанный рисунок может иметь одну из следующих форм: форму шестиугольных пчелиных сот, форму синусоидальной волны или другие геометрические повторяющиеся формы. Кроме того, указанный усиливающий элемент может быть расположен с заданными промежутками на ограниченной длине или вдоль всего указанного корпуса, при этом он выполнен с возможностью прикрепления к указанному внутреннему и/или указанному наружному слою корпуса посредством точечной сварки в местах, в которых указанный усиливающий элемент имеет местный контакт с указанным внутренним или наружным слоем. Благодаря соединению внутреннего и наружного слоев с указанным усиливающим элементом, имеющим ячеистую структуру, можно снизить тепловой износ и давление на различные участки корпуса турбины.

Ячеистая структура усиливающего элемента обеспечивает опору за счет сохранения изоляционного воздушного зазора, который снижает тепловые потери и способствует более быстрому включению в работу катализатора, но в то же время ее форма не вызывает значительного увеличения веса усиливающего элемента. Хотя согласно рассматриваемому примеру в зазоре находится воздух, в других вариантах осуществления настоящего изобретения может быть использован вакуум. Кроме того, ячеистая структура обеспечивает прочность и стабильную жесткость при очень низкой плотности. Например, если усиливающий элемент с основной частью из гофрированного листового металла в форме пчелиных сот соединен с обоими слоями корпуса, каждая стенка шестиугольника усиливающего элемента может функционировать в качестве стенки двутавровой балки, образуя прочную, жесткую и легкую композитную панель. Аналогичным образом, другие варианты исполнения подходящих рисунков, например геометрические или тригонометрические формы, усиливающего элемента могут обеспечить аналогичные упрочняющие характеристики корпуса турбины. Таким образом, множество геометрических или тригонометрических рисунков может увеличить жесткость слоев корпуса, допуская в то же время использование облегченных металлических профилей (например, из алюминиевого и стального листа) для конкретных случаев применения.

Как показано на фиг. 1, двигатель 10 внутреннего сгорания, содержащий несколько цилиндров, один из которых представлен на фиг. 1, управляется электронным контроллером 12 двигателя. Указанный двигатель 10 содержит камеру 30 сгорания и стенки 32 цилиндра, в котором находится поршень 36, соединенный с коленчатым валом 40. Как показано на чертеже, указанная камера 30 сгорания сообщается с впускным коллектором 44 и выпускным коллектором 48 посредством, соответственно, впускного клапана 52 и выпускного клапана 54. Каждым из клапанов, впускным и выпускным, можно управлять посредством кулачка 51 впускного клапана и кулачка 53 выпускного клапана. В качестве альтернативного варианта, одним или несколькими из впускных и выпускных клапанов можно управлять посредством электромеханически управляемого узла клапанной катушки и якоря. Положение кулачка 51 впускного клапана можно определить посредством датчика 55 кулачка впускного клапана. Положение кулачка 53 выпускного клапана можно определить посредством датчика 57 кулачка выпускного клапана.

Топливный инжектор 66 показан в положении впрыска топлива непосредственно в камеру 30 сгорания цилиндра, при этом указанная схема известна специалистам в данной области техники как «прямой впрыск». Дополнительно или в качестве альтернативы, топливо можно впрыскивать во впускное отверстие, что известно специалистам в данной области техники как «впрыск во впускной канал». Указанный топливный инжектор 66 подает жидкое топливо пропорционально ширине импульса сигнала FPW (Fuel Pulse Width, ширина импульса впрыска топлива) из указанного контроллера 12. Топливо поступает в топливный инжектор 66 посредством топливной системы (не показана), содержащей топливный бак, топливный насос и топливную рампу (не показана). Рабочий ток поступает в топливный инжектор 66 от привода 68 в ответ на сигнал из указанного контроллера 12. Для создания более высоких давлений топлива в инжекторах 66 может быть использована двухступенчатая топливная система высокого давления. Однако могут быть использованы и другие подходящие инжекторы.

Кроме того, как показано на чертеже, впускной коллектор 44 сообщается с предусмотренным опционально электронным дросселем 62, который регулирует положение дроссельной заслонки 64 для управления потоком воздуха из впускной нагнетательной камеры 46. Компрессор 162 нагнетает воздух из воздухозаборника 42 в нагнетательную камеру 46. Отработавшие газы вращают турбину 164, которая соединена с указанным компрессором 162 посредством вала 161. Очевидно, что указанная турбина 164 в целом изображена в виде прямоугольника. Однако, как подробнее раскрыто в настоящем описании со ссылкой на фиг.2-5, указанная турбина 164 выглядит несколько сложнее. Указанные компрессор 162, вал 161 и турбина могут быть включены в состав турбонагнетателя.

Система 88 зажигания без распределителя обеспечивает искру зажигания в камере 30 сгорания посредством свечи 92 зажигания в ответ на сигнал от указанного контроллера 12. UEGO-датчик (универсальный или широкодиапазонный датчик содержания кислорода в отработавших газах) 126 показан соединенным с выпускным коллектором 48 выше по потоку относительно каталитического нейтрализатора 70. Альтернативно, вместо UEGO-датчика 126 может быть использован кислородный датчик с двумя состояниями.

В одном из примеров указанный нейтрализатор 70 может содержать несколько каталитических блоков. В другом примере может быть использовано несколько устройств снижения токсичности отработавших газов, каждое из которых содержит несколько блоков. В одном из примеров указанный нейтрализатор 70 может представлять собой трехходовый катализатор.

Указанный контроллер 12 показан на фиг. 1 в виде традиционного микрокомпьютера, содержащего: блок 102 микропроцессора, порты 104 ввода/вывода (I/O), постоянное запоминающее устройство ПЗУ (Read-Only Memory, ROM) 106, оперативное запоминающее устройство ОЗУ (Random Access Memory, RAM) 108, энергозависимое запоминающее устройство ЭЗУ (Keep Alive Memory, КАМ) 110 и традиционную шину данных. Как показано на чертеже, указанный контроллер 12, в дополнение к сигналам, описанным выше, принимает различные сигналы от датчиков, подсоединенных к двигателю 10, причем к указанным сигналам относятся, в частности, результат измерения температуры хладагента двигателя ТХД (Engine Coolant Temperature, ЕСТ), полученный отдатчика 112 температуры, соединенного с втулкой 114 охлаждения; сигнал положения педали управления подачей топлива, полученный от датчика 134 положения, соединенного с педалью 130 управления подачей топлива, регулируемой ногой 132; сигнал от датчика детонации для определения зажигания остаточных газов (не показаны); результат измерения абсолютного давления в коллекторе АДК (Manifold Absolute Pressure, MAP), полученный от датчика 122 давления, соединенного с впускным коллектором 44; сигнал фазы двигателя с датчика 118, работающего на эффекте Холла и считывающего положение коленчатого вала 40; результат измерения массового расхода воздуха МРВ (Mass Air Flow, MAF), поступающего в двигатель, от датчика 120 (например, термоанемометра); и результат измерения положения дроссельной заслонки ПДЗ (Throttle Position, TP) от датчика 58. Также для обработки контроллером 12 может быть измерено барометрическое давление (датчик не показан). В одном из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения датчик 118 контроля положения двигателя выдает предварительно заданное количество равноотстоящих импульсов за каждый оборот коленчатого вала, на основании которых можно определить скорость вращения двигателя (об/мин, RPM).

В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения двигатель может быть соединен с электромотором/аккумуляторной системой в гибридном транспортном средстве. Гибридное транспортное средство может иметь параллельную схему, последовательную схему, а также их сочетания и вариации. Кроме того, в некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения, например в дизельных двигателях, могут быть использованы другие схемы двигателя.

На фиг. 2 показан вариант осуществления турбины 164 в разрезе, перпендикулярном валу ротора 204 турбины. Турбина 164 представляет собой радиальную турбину, которая содержит ротор 204, расположенный в корпусе 202 турбины и закрепленный на валу 161 с возможностью вращения. Указанный вал 161 также функционально соединен с компрессором 162. Указанный ротор 204 установлен с возможностью вращения вокруг оси 208 вращения. Как описано выше, указанная турбина 164 может сообщаться по текучей среде с камерой 30 сгорания, изображенной на фиг. 1, и, соответственно, способна принимать отработавшие газы, выходящие из камеры через головку цилиндра и приводящие в действие турбину 164. Для обеспечения радиального притока к ротору 204, впускной канал 200, переходящий ниже по потоку в тракт 218, выполнен в форме спирали или улитки, что обеспечивает по существу радиальный приток отработавших газов к указанной турбине 164. Колесо турбины имеет шестиугольную форму 206 под оправку или под ключ для облегчения крепления колеса на валу 161 как части корпуса при фиксации узла. Указанный ротор 204 может быть соединен с указанным валом 161 за счет трения или посредством электронно-лучевой сварки - или, в других вариантах осуществления настоящего изобретения, с использованием других подходящих способов крепления.

Кроме того, указанная турбина 164 содержит выпускной канал 220, выполненный так, чтобы принимать отработавшие газы из ротора 204 турбины. Может быть предусмотрена и включена в состав турбины направляющая 222 выпускного потока турбины, выполненная так, чтобы направлять отработавшие газы из ротора 204 турбины к элементам, расположенным ниже по потоку. Следует понимать, что направляющая 222 выпускного потока турбины задает участок границы указанного выпускного канала 220.

В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения указанная турбина 164 может содержать обводной канал (не показан), сообщающийся по текучей среде выше и ниже по потоку относительно указанного ротора 204 турбины. В указанном обводном канале может быть предусмотрен перепускной клапан, содержащий исполнительный механизм. Указанный перепускной клапан может быть предназначен для регулирования потока отработавших газов через указанный обводной канал. Таким образом, в некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения поток отработавших газов через указанный обводной канал при конкретных рабочих условиях может быть существенно ограничен. Режущая плоскость 250 задает поперечный разрез, представленный на фиг. 3.

Указанный корпус 202 турбины содержит внутренний слой 210 и наружный слой 212, которые задают первый (внутренний) и второй (наружный) слои листового металла, причем в качестве листового металла может быть использован, например, лист из стали, алюминия и т.д. Указанный корпус 202 проходит по спирали вокруг указанного вала 161, направляя поток по указанному тракту 218 до входа отработавших газов в ротор 204. Один из слоев корпуса задает путь потока отработавших газов через указанную турбину 164. Для обеспечения возможности крепления указанной турбины 164 к указанному выпускному каналу, в указанном корпусе 202 можно предусмотреть кольцевой впускной фланец 224, расположенный на радиальном конце корпуса турбины. В общем случае, отработавшие газы, прошедшие через указанный впускной фланец 224, направляются внутрь корпуса турбины и проходят через круговой корпус, вращая ротор 204 турбины.

Указанный наружный слой 212 может иметь по существу ту же форму поверхности, что и указанный внутренний слой 210. В другом варианте осуществления настоящего изобретения он может иметь другую форму. В некоторых примерах указанный наружный слой 212 имеет по существу ту же толщину, что и указанный внутренний слой 210. В других примерах указанный наружный слой может быть толще, чем указанный внутренний слой, что может улучшить изоляцию и снизить тепловые потери. Кроме того, более толстый наружный слой может обеспечить повышенную прочность на разрыв. В одном из примеров указанный внутренний слой листового металла может быть от 0,5 до 1,5 мм в толщину, при этом он окружен более толстым наружным слоем листового металла толщиной в диапазоне от 1,5 до 5 мм. Таким образом, в некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения указанный наружный слой листового металла может опционально иметь толщину, превышающую толщину внутреннего слоя в 3 раза. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения расстояние между внутренним и наружным слоями листового металла составляет от по меньшей мере 1 мм и до максимального значения около 8 мм. Например, указанное расстояние лежит в диапазоне от 2 мм до 5 мм. Пространство, образованное между указанными наружным и внутренним слоями может служить промежуточным пространством, описанным ниже.

Как можно видеть из фиг. 2, указанный наружный слой по существу равномерно отстоит от указанного внутреннего слоя листового металла вдоль всего корпуса. По техническим условиям придания необходимой формы, расстояние между внутренним и наружным слоями корпуса турбины может также быть меньше или больше (например, в зонах соединения корпуса с выпускным коллектором). Например, указанные внутренний и наружный слои могут быть непосредственно соединены друг с другом и/или с выпускным коллектором герметично в одном или нескольких местах вдоль корпуса за счет сварки или посредством болтов. Можно также вместо сварки или болтов использовать для указанных соединений другие подходящие способы, например, фальцовку, пайку тугоплавким припоем, склеивание, пайку легкоплавким припоем, соединение винтами, соединение накладными кольцами, фланцевое соединение и т.д. - или комбинации различных типов соединений.

Каждый слой (внутренний и наружный) корпуса можно изготовить в виде единого элемента (например, путем отливки) или он может содержать одну или несколько частей, сформованных по отдельности, а затем сваренных вместе или скрепленных другими подходящими средствами. Кроме того, внутренний и наружный слои листового металла можно изготовить разными способами. Например, указанный наружный слой 212 может быть изготовлен штамповкой или гидравлической вытяжкой, а указанный внутренний слой 210 может быть получен в процессе литья. Кроме того, допуски на отливку внутреннего слоя могут быть больше, чем допуски на штамповку наружного слоя. В результате, в улитках турбины может быть получена требуемая конфигурация потока, благодаря чему снижаются потери в турбине и возрастает КПД турбонагнетателя. Кроме того, литье является менее затратным способом производства, чем штамповка. Таким образом, стоимость изготовления турбонагнетателя может быть снижена. К другим способам, которые могут быть использованы при изготовлении внутреннего и наружного слоев, относятся формование (гибка, прокатка и т.д.) и обработка резанием.

Как было отмечено выше, между внутренним и наружным слоями листового металла может быть образовано промежуточное пространство 216 соответствующей толщины, например, в диапазоне между 1 мм и 8 мм. Наличие промежуточного пространства может обеспечить корпусу дополнительные изолирующие свойства.

В промежуточном пространстве 216 между внутренним слоем 210 и наружным слоем 212 расположен по меньшей мере один усиливающий элемент 214. Указанный усиливающий элемент 214 проходит радиально вокруг указанного ротора 204, причем в изображенном варианте осуществления настоящего изображения (см. фиг. 2), он соединен с внутренним слоем 210 и наружным слоем 212. В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения указанный усиливающий элемент 214 содержит основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих заданный рисунок. Указанная основная часть усиливающего элемента может содержать листовой металл с поверхностью низкого качества обработки и/или текстурированной поверхностью. Кроме того, указанный усиливающий элемент можно изготовить толщиной от 1 до 5 мм, чтобы, после установки в корпусе, он не приводил к нежелательному увеличению веса, что ограничило бы полезность указанного усиливающего элемента в турбонагнетателе транспортного средства.

В одном из примеров рисунок усиливающего элемента содержит множество шестиугольников, образующих структуру типа пчелиных сот. В другом примере указанный рисунок образован другими повторяющимися геометрическими формами, например, последовательностью квадратов (как показано на фиг. 2) или треугольников. В еще одном примере указанный рисунок может содержать тригонометрическую волновую линию, например, синусоидальную волну.

Указанный усиливающий элемент имеет местный контакт с первой поверхностью наружного слоя, обращенной к ротору турбины, и со второй поверхностью внутреннего слоя, обращенной от ротора турбины. В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения, по меньшей мере одна из контактных поверхностей усиливающего элемента и поверхность одного из слоев, наружного или внутреннего, в заданном месте соединены точечной сваркой или другими подходящими средствами, образуя по существу неподвижное и постоянное соединение между находящимися в местном контакте поверхностями. В другом варианте осуществления настоящего изобретения указанный усиливающий элемент может быть с промежутками приварен посредством точечной сварки к первой поверхности наружного слоя, обращенной к ротору турбины, и ко второй поверхности внутреннего слоя, обращенной от ротора турбины, так что на первом промежутке указанный усиливающий элемент приварен к указанному внутреннему слою, но не приварен к указанному наружному слою, а на втором промежутке указанный усиливающий элемент приварен к указанному наружному слою, но не приварен к указанному внутреннему слою. В альтернативном варианте осуществления настоящего изобретения точечной сваркой могут быть сварены все контактные поверхности между усиливающим элементом и слоями корпуса турбины.

Кроме того, множество отдельных усиливающих элементов могут быть соединены с указанными внутренним и наружным слоями и распределены с промежутками по всему корпусу турбины. Таким образом, множество отдельных усиливающих элементов могут быть расположены через конкретные промежутки вдоль всего корпуса турбины, так что имеются разнесенные поверхности, которые не соединены с усиливающими элементами, и другие разнесенные поверхности, которые соединены с усиливающими элементами. Указанные конкретные промежутки могут представлять собой симметричные или асимметричные промежутки вдоль корпуса турбина. В другом примере усиливающие элементы соединены с внутренним и/или наружным слоем непрерывно вдоль всего корпуса турбины. К примеру, в варианте осуществления настоящего изобретения, представленном на фиг. 2, усиливающий элемент содержит рисунок из повторяющихся квадратов, образующий промежуточный слой относительно как внутреннего слоя 210, так и наружного слоя 212.

В альтернативных вариантах осуществления настоящего изобретения множество усиливающих элементов могут быть расположены в одном или нескольких местах корпуса турбины, например, вблизи спирального канала корпуса турбины, как показано на фиг.3. Таким образом, усиливающие элементы для обеспечения дополнительной прочности и опоры расположены в конкретных местах, которые считаются подверженными воздействию тепловых нагрузок и деформации. Таким образом, между внутренним слоем и ротором турбины можно поддерживать пороговое расстояние, что позволяет избежать снижения КПД турбины и уменьшения экономии топлива.

Кроме того, рисунок ячеистой структуры усиливающего элемента может быть образован, среди прочего, одним или несколькими из нижеследующих способов: обработкой резанием, гибкой, прокаткой, точечной сваркой, штамповкой, литьем, пайкой тугоплавким припоем, ковкой, вырубкой, вытяжкой, перфорированием и гидравлической вытяжкой.

На фиг. 3 в поперечном разрезе показана турбина 164 на участке режущей плоскости 250 с фиг. 2. На чертеже показаны внутренний слой 210 и наружный слой 212 корпуса 202. В представленном варианте осуществления настоящего изобретения оба слоя проходят в направлении оси вращения турбины 164 от кожуха 350 вала до заданного участка ротора 204 турбины. Однако в других вариантах осуществления настоящего изобретения указанный внутренний слой 210 может содержать направляющую 222 потока турбины и, соответственно, может проходить в осевом направлении за ротор 204 турбины. Указанный кожух 350 вала может по меньшей мере частично окружать по периферии вал 161, соединяющий ротор 204 турбины с ротором компрессора, входящим в состав компрессора 162, показанного на фиг. 1. Указанный кожух вала может содержать один или несколько подшипников, имеющих внутренние и наружные кольца, ролики и т.д.

Следует понимать, что отработавшие газы из первого спирального канала 300 и второго спирального канала 302 направляются к ротору 204 турбины. Указанный внутренний слой может также задавать границу указанных спиральных каналов, например, спиральных каналов 300 и 302. В данном варианте осуществления настоящего изобретения границы первого спирального канала 300 и второго спирального канала 302 заданы конусообразной перегородкой 306, проходящей от корпуса к ротору. В другом примере указанная перегородка может иметь другую форму. Указанная перегородка 306 непрерывно переходит в поверхность внутреннего слоя, обращенную к ротору турбины. Таким образом, указанная перегородка 306 и указанный внутренний слой 210 задают участок границы первого спирального канала 300 и второго спирального канала 302.

Указанная перегородка 306 может быть получена штамповкой, гидравлической вытяжкой или литьем внутреннего слоя корпуса. Указанная перегородка 306 может также представлять собой отдельный элемент, сформированный независимо от корпуса 202, и прикрепленный посредством сварки, литья под давлением или соединительного фланца. В еще одном варианте осуществления настоящего изобретения указанная перегородка отсутствует, то есть, предусмотрен только один спиральный канал.

В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения на поверхность перегородки 306 может быть нанесено термостойкое покрытие 301. Указанная перегородка 306 имеет конец 308, прилегающий к ротору 204 турбины и задающий зазор 310 между перегородкой и ротором. В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения указанный зазор 310 составляет менее 0,2 мм. Однако в других вариантах осуществления настоящего изобретения указанный зазор 310 представляет собой другое пороговое расстояние. Следует понимать, что если указанная перегородка 306 изготовлена штамповкой, указанная величина разноса указанной перегородки 306 и указанного ротора 204 турбины может быть достигнута. В частности, штамповка позволяет изготовить перегородку с допуском 0,2 мм, в то время как литье позволяет изготовить перегородку с допуском 1,5 мм. Кроме того, если для изготовления перегородки 306 используют штамповку, ширина перегородки может быть уменьшена, в сравнении с таким способом изготовления, как, например, литье. При уменьшении ширины перегородки отработавшие газы более эффективно доставляются к турбине, благодаря чему снижаются потери и возрастает КПД турбины.

Однако указанный зазор 310 между ротором 204 и перегородкой 306 может увеличиться из-за высоких тепловых деформаций. Это приводит к увеличению тепловых потерь и потерь давления в турбине и, соответственно, к снижению импульсного выхода и КПД турбины. Таким образом, усиливающий элемент 214, расположенный в месте, близком к указанной перегородке, может служить для предотвращения или сдерживания указанного нежелательного увеличения зазора 310.

На фиг. 4А-4В показаны варианты осуществления усиливающего элемента, содержащего основную часть из ребристого или гофрированного листового металла с одним или несколькими рисунками. Указанные усиливающие элементы, показанные на фиг. 4А-4В, представляют собой неограничивающие примеры усиливающего элемента 214, раскрытого выше. Рисунки усиливающего элемента соединены с обоими слоями корпуса турбины, что увеличивает прочность слоев корпуса турбины из листового металла, так что зазоры между внутренним слоем и ротором оказываются устойчивыми против изменений, вызванных физическими источниками напряжений. В конкретном варианте осуществления настоящего изобретения, проиллюстрированном на фиг. 4А, рисунок имеет форму пчелиных сот или шестиугольников, если смотреть из плоскости горизонтального сечения усиливающего элемента. Внутренняя поверхность 402 шестиугольного усиливающего элемента 400 может быть приварена точечной сваркой к внутренней поверхности внутреннего слоя корпуса (например, к поверхности внутреннего слоя, обращенной в промежуточное пространство и от ротора), в то время как наружная сторона 404 шестиугольного усиливающего элемента может быть приварена точечной сваркой к внутренней поверхности наружного слоя корпуса (например, к поверхности наружного слоя, обращенной в промежуточное пространство и к ротору). Таким образом, оба слоя корпуса надежно и неразъемно соединены с усиливающим элементом и друг с другом. Однако в некоторых примерах шестиугольный усиливающий элемент 400 может быть приварен точечной сваркой только к одному слою, внутреннему или наружному. Точечная сварка обеспечивает быстрый (то есть, автоматизируемый), легкий и дешевый способ надежного прикрепления тонкого усиливающего элемента из листового металла к одному или к нескольким слоям корпуса, что снижает общую стоимость изготовления, в сравнении с другими способами сварки.

На фиг. 4В показаны дополнительные примеры поперечных разрезов и частичных изображений усиливающих элементов. В одном из примеров основная часть усиливающего элемента из листового металла может содержать гофрированный листовой металл, образующий повторяющуюся синусоидальную волну, как показано в поперечном сечении усиливающего элемента 420. Вершины 422 и впадины 424 синусоидальной волны 414 могут быть приварены точечной сваркой к внутренним поверхностям наружного слоя 410 и внутреннего слоя 412. И снова, указанные крепления обеспечивают повышение конструктивной целостности и жесткости основной части корпуса из листового металла.

Под описанным выше рисунком на чертеже показан другой вариант осуществления усиливающего элемента с по существу квадратным или прямоугольным повторяющимся рисунком, если смотреть в поперечном сечении. В данном примере усиливающий элемент 430 с рисунком 416 может быть образован множеством прямых линий, проходящих перпендикулярно от внутреннего слоя 412 к наружному слою 410, причем в месте пересечения наружного слоя и усиливающего элемента указанные линии вдоль усиливающего элемента могут быть расположены перпендикулярно также и к наружному слою. Каждый конец прямой линии усиливающего элемента может быть прикреплен к внутреннему и/или наружному слою точечной сваркой или другими подходящими средствами через симметрично или асимметрично расположенные промежутки.

Наконец, в последнем примере показан усиливающий элемент 440 с рисунком из повторяющихся треугольников 418 в поперечном сечении, причем один или несколько углов треугольника могут быть прикреплены к внутренним поверхностям внутреннего слоя 412 и/или наружного слоя 410. В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения основной частью усиливающего элемента из листового металла может быть образован только один рисунок. Однако можно использовать и более одного рисунка, образованного основной частью усиливающего элемента из листового металла. Следует понимать, что один или несколько рисунков усиливающего элемента не ограничены вышеупомянутыми рисунками и могут содержать различные конфигурации и варианты исполнения.

Рисунок основной части усиливающего элемента из листового металла может быть образован, среди прочего, штамповкой, литьем, точечной сваркой, прокаткой, лазерной резкой, водоструйной резкой, вырубкой, перфорированием, выдавливанием и т.д. В некоторых примерах усиливающий элемент может быть предварительно отформован, чтобы его форма соответствовала форме внутреннего и наружного слоев, подлежащих усилению. В другом примере усиливающий элемент может иметь достаточную гибкость, чтобы без выполнения предварительной формовки соответствовать форме внутреннего и наружного слоев при его креплении к указанным слоям.

Технический эффект создания турбины, содержащей корпус с усиливающим элементом, состоит в общем повышении прочности конструкции, обеспечивающем снижение термических деформаций корпуса турбины, особенно в зонах, подверженных воздействию высоких температур, например, в местах корпуса, близких к ротору турбины, и на спиральной части корпуса. Наличие усиливающих элементов в корпусе турбины приводит к повышению термостойкости, в сравнении с применением одного или нескольких не усиленных слоев листового металла или одного или нескольких слоев, усиленных традиционным усиливающим элементом, не имеющим рисунка. Таким образом, турбина и способ, раскрытые в настоящем описании, позволяют предотвратить увеличение зазора между лопатками и корпусом турбины из металлического листа. В результате, потери КПД и уменьшение экономии топлива будут сведены к минимуму.

Таким образом, системы, раскрытые в настоящем описании, обеспечивают турбину, содержащую корпус, окружающий ротор. Указанный корпус содержит внутренний слой и наружный слой, при этом указанный наружный слой расположен вокруг указанного внутреннего слоя на заданном расстоянии, образуя промежуточное пространство между указанными внутренним и наружным слоями. Указанный корпус содержит также усиливающий элемент, расположенный внутри указанного промежуточного пространства и соединенный по меньшей мере с одним из указанных слоев, внутренним или наружным, для сохранения порогового расстояния между указанным внутренним слоем и указанным ротором.

Указанный усиливающий элемент может содержать основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих заданный рисунок. В одном из примеров указанный рисунок имеет форму пчелиных сот, так что поперечное сечение усиливающего элемента представляет собой множество шестиугольников. В другом примере указанный рисунок представляет собой волновую линию, напоминающую сильфон, так что поперечное сечение усиливающего элемента представляет собой синусоидальную волну. В другом примере указанный рисунок представляет собой множество квадратов или треугольников, расположенных в линию.

Указанный усиливающий элемент может иметь местный контакт с первой поверхностью наружного слоя, обращенной к ротору турбины, и второй поверхностью внутреннего слоя, обращенной от указанного ротора турбины. В одном из примеров указанный усиливающий элемент соединен с одним или несколькими из указанных внутренних и наружных слоев путем точечной сварки. Указанные внутренний и наружный слои корпуса могут быть соединены друг с другом в одном или нескольких местах вдоль корпуса путем сварки или посредством болтов.

В одном из примеров указанная турбина также содержит спиральный участок, предусмотренный на заданном расстоянии от ротора турбины и выполненный так, чтобы принимать отработавшие газы из выпускного коллектора и приводить в действие указанный ротор турбины. Указанный внутренний слой может задавать границу спирального участка. Указанный усиливающий элемент может быть соединен с указанными наружным и внутренним слоями в зоне, прилегающей к указанному спиральному участку.

В одном из примеров указанный усиливающий элемент представляет собой один из множества усиливающих элементов, причем усиливающие элементы указанного множества расположены с симметричными промежутками вдоль указанного корпуса. В другом примере указанный усиливающий элемент расположен в указанном промежуточном пространстве вдоль всего корпуса.

В другом варианте осуществления настоящего изобретения предлагаемая система обеспечивает турбину, содержащую корпус с внутренним и наружным слоями и промежуточное пространство, образованное между указанными слоями. Указанный корпус также содержит один или несколько усиливающих элементов, расположенных в указанном промежуточном пространстве и соединенных с каждым из слоев, внутренним и наружным, причем один или несколько усиливающих элементов имеют местный контакт с первой поверхностью наружного слоя, обращенной к ротору турбины, и со второй поверхностью внутреннего слоя, обращенной от указанного ротора турбины. В одном из примеров один или несколько усиливающих элементов соединены с одним или несколькими из указанных внутренних и наружных слоев посредством точечной сварки. В другом примере один или несколько усиливающих элементов могут быть расположены с равными промежутками вдоль всего корпуса.

Один или несколько усиливающих элементов могут содержать основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих рисунок с шестиугольником в поперечном сечении. В другом примере указанный рисунок представляет собой волновую линию, напоминающую сильфон, так что поперечное сечение усиливающего элемента представляет собой синусоидальную волну. В еще одном примере указанный рисунок представляет собой множество квадратов или треугольников, расположенных в линию.

В альтернативном варианте осуществления настоящего изобретения предлагаемая система обеспечивает турбину, содержащую корпус с внутренним и наружным слоями и промежуточное пространство, образованное между указанными слоями. Указанный корпус содержит также усиливающий элемент, расположенный в указанном промежуточном пространстве. В одном из примеров указанный усиливающий элемент в поперечном сечении имеет шестиугольник и соединен посредством точечной сварки с первой поверхностью наружного слоя, обращенной к ротору турбины, и со второй поверхностью внутреннего слоя, обращенной от указанного ротора турбины.

В одном из примеров указанный усиливающий элемент представляет собой один из множества усиливающих элементов, причем усиливающие элементы указанного множества расположены с симметричными промежутками вдоль указанного корпуса. В другом примере указанные внутренний и наружный слои соединены в одном или нескольких местах вдоль указанного корпуса путем сварки или посредством болтов.

Очевидно, что варианты осуществления и алгоритмы, раскрытые в настоящем описании, являются примерными, при этом указанные конкретные варианты осуществления не следует рассматривать в качестве ограничивающих примеров, так как возможны их многочисленные вариации. Так, например, вышеуказанная технология может быть применена к V-образным шестицилиндровым, I-образным четырехцилиндровым, I-образным шестицилиндровым, V-образным двенадцатицилиндровым двигателям, а также к четырехцилиндровым двигателям с противолежащими цилиндрами и другим типам двигателей. Объект настоящего изобретения охватывает все новые и неочевидные комбинации и подкомбинации различных систем и компоновок, а также другие признаки, функции и/или свойства, раскрытые в настоящем изобретении.

В частности, в нижеследующей формуле изобретения указаны конкретные комбинации и подкомбинации, рассматриваемые как новые и неочевидные. Пункты формулы изобретения могут содержать указания на «один» элемент, или «первый» элемент, или эквивалентные обозначения. Такие пункты формулы изобретения следует понимать как охватывающие один или несколько упомянутых элементов, не требуя и не исключая наличие двух или большего числа таких элементов. Другие комбинации и подкомбинации раскрытых признаков, функций, элементов и/или свойств могут быть заявлены путем изменения прилагаемой формулы изобретения или путем представления новой формулы изобретения в данной или родственной заявке. Такие формулы изобретения, будь то расширенные, суженные, идентичные или отличные по объему от первоначальной формулы изобретения, также рассматриваются как содержащиеся в объекте настоящего изобретения.

1. Турбина, содержащая:

корпус, окружающий ротор турбонагнетателя, причем указанный корпус содержит:

внутренний слой листового металла, являющийся самым внутренним слоем указанного корпуса и задающий границу спирального участка;

наружный слой листового металла, являющийся самым внешним слоем указанного корпуса, причем указанный наружный слой листового металла расположен вокруг указанного внутреннего слоя листового металла на расстоянии, образуя промежуточное пространство между указанными внутренним и наружным слоями листового металла; и

усиливающий элемент из листового металла, расположенный внутри указанного промежуточного пространства и соединенный с указанным внутренним слоем листового металла и указанным наружным слоем листового металла путем сварки или посредством болтов так, что между указанным внутренним слоем листового металла и указанным ротором сохранено пороговое расстояние.

2. Турбина по п. 1, в которой указанный усиливающий элемент из листового металла представляет собой один из множества усиливающих элементов из листового металла и содержит основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих заданный рисунок.

3. Турбина по п. 2, в которой указанный рисунок имеет форму пчелиных сот, так что поперечное сечение усиливающего элемента из листового металла представляет собой множество шестиугольников.

4. Турбина по п. 2, в которой указанный рисунок представляет собой волновую линию, напоминающую сильфон, так что поперечное сечение усиливающего элемента из листового металла представляет собой синусоидальную волну.

5. Турбина по п. 2, в которой указанный рисунок представляет собой множество квадратов или треугольников, расположенных в линию, причем толщина усиливающего элемента из листового металла составляет от 1 до 5 мм.

6. Турбина по п. 1, в которой указанный усиливающий элемент из листового металла имеет местный контакт с первой поверхностью наружного слоя листового металла, обращенной к указанному ротору, и второй поверхностью внутреннего слоя листового металла, обращенной от указанного ротора.

7. Турбина по п. 1, в которой спиральный участок предусмотрен на расстоянии от указанного ротора и выполнен так, чтобы принимать отработавшие газы из выпускного коллектора и приводить в действие указанный ротор.

8. Турбина по п. 1, в которой указанный усиливающий элемент из листового металла соединен с указанными наружным и внутренним слоями листового металла в зоне, прилегающей к указанному спиральному участку.

9. Турбина по п. 1, в которой указанный усиливающий элемент из листового металла представляет собой один из множества усиливающих элементов из листового металла, причем усиливающие элементы из листового металла указанного множества расположены через симметричные промежутки вдоль указанного корпуса.

10. Турбина по п. 1, в которой указанный усиливающий элемент из листового металла расположен в промежуточном пространстве вдоль всего корпуса.

11. Турбина турбонагнетателя, содержащая: корпус, имеющий

внутренний слой листового металла, являющийся самым внутренним слоем указанного корпуса и задающий спиральный участок,

наружный слой листового металла, являющийся самым внешним слоем указанного корпуса, и

промежуточное пространство, образованное между указанными слоями; и

усиливающий элемент, расположенный в указанном промежуточном пространстве и соединенный с каждым из указанных внутреннего и наружного слоев листового металла, причем указанный усиливающий элемент содержит основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих заданный рисунок, имеющий в поперечном сечении одну из следующих фигур: шестиугольник, синусоидальную волну, квадрат или треугольник.

12. Турбина турбонагнетателя по п. 11, в которой указанный усиливающий элемент имеет местный контакт с первой поверхностью наружного слоя листового металла, обращенной к ротору турбины, и второй поверхностью внутреннего слоя листового металла, обращенной от указанного ротора турбины.

13. Турбина турбонагнетателя по п. 11, дополнительно содержащая дополнительные усиливающие элементы, расположенные через равные промежутки вдоль всего корпуса.

14. Турбина турбонагнетателя по п. 11, дополнительно содержащая множество усиливающих элементов.

15. Турбина турбонагнетателя по п. 11, в которой спиральный участок предусмотрен на расстоянии от ротора турбины так, чтобы принимать отработавшие газы из выпускного коллектора и приводить в действие указанный ротор турбины.

16. Турбина турбонагнетателя по п. 11, в которой указанные усиливающий элемент и внутренний слой листового металла соединены путем сварки, причем между указанным внутренним слоем листового металла и ротором сохранено пороговое расстояние.

17. Турбонагнетатель с турбиной, содержащей: корпус, имеющий внутренний слой листового металла, являющийся самым внутренним слоем указанного корпуса и задающий спиральный участок,

наружный слой листового металла, являющийся самым внешним слоем указанного корпуса, и

промежуточное пространство, образованное между указанными слоями; и

усиливающий элемент из листового металла, расположенный в указанном промежуточном пространстве, причем указанный усиливающий элемент из листового металла имеет в поперечном сечении шестиугольник, причем наружная сторона усиливающего элемента из листового металла соединена посредством точечной сварки с наружным слоем листового металла и внутренним слоем листового металла, причем указанный усиливающий элемент из листового металла сохраняет расстояние между указанными внутренним и наружным слоями листового металла.

18. Турбонагнетатель с турбиной по п. 17, в которой указанный усиливающий элемент из листового металла представляет собой один из множества усиливающих элементов из листового металла, причем усиливающие элементы из листового металла указанного множества расположены через симметричные промежутки вдоль указанного корпуса.

19. Турбонагнетатель с турбиной по п. 17, в которой указанные внутренний и наружный слои листового металла соединены в одном или нескольких местах вдоль указанного корпуса путем сварки или посредством болтов.

20. Турбонагнетатель с турбиной по п. 17, в которой спиральный участок предусмотрен на расстоянии от ротора турбины так, чтобы принимать отработавшие газы из выпускного коллектора и приводить в действие указанный ротор турбины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкциям авиационных газотурбинных двигателей, в частности к конструкциям узлов для отвода горячих газов. Выхлопное устройство газоперекачивающего агрегата содержит элементы, состоящие, в свою очередь, из четырех стенок.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Изобретение относится к турбинным двигателям и, более конкретно, к системам, обеспечивающим пуск из неостывшего состояния газотурбинных двигателей без риска столкновения лопатки турбины с радиально наружными уплотняющими поверхностями.

Изобретение относится к лопастной машине. Лопастная машина содержит внутренний корпус, радиально ограничивающий проточный канал машины.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции компенсаторов относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашин. Компенсатор относительных перемещений внутреннего и внешнего корпусов турбомашины содержит жестко закрепленный на внутреннем корпусе полый элемент, проходящий через внутренний и внешний корпуса, подвижное соединение, установленное на внешнем корпусе и включающее кольцевой элемент и средство соединения кольцевого элемента с полым элементом.

Изобретение относится к энергетике. Газовая турбина, содержащая ротор в сборе и корпус компрессора.

Изобретение относится к энергетике. Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, при котором во время работы газотурбинного двигателя при полной нагрузке клапанную систему поддерживают в закрытом положении для того, чтобы по существу предотвратить проход воздуха через систему трубопроводов системы рециркуляции воздуха оболочки.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей.

Предложена паровая турбина (100), которая может содержать турбинную секцию (101), содержащую ротор (102). Вокруг турбины (100) расположен внутренний корпус (122), имеющий верхний по потоку конец (130), нижний по потоку конец (132) и выпускное отверстие (134), расположенное у нижнего по потоку конца (132) и обеспечивающее возможность выпуска отработанного пара из внутреннего корпуса (122).

Турбоустановка содержит центральную секцию, детандер, компрессор, блок и электрический разъем. Центральная секция имеет внешний кожух с первым и вторым концами, причем детандер присоединен к ее первому концу, а компрессор - ко второму.

Турбина содержит корпус, окружающий ротор турбонагнетателя, и содержит внутренний и наружный слои листового металла и усиливающий элемент из листового металла. Внутренний слой листового металла является самым внутренним слоем корпуса и задает границу спирального участка. Наружный слой листового металла является самым внешним слоем корпуса, причем наружный слой листового металла расположен на расстоянии вокруг внутреннего слоя листового металла, образуя промежуточное пространство между внутренним и наружным слоями листового металла. Усиливающий элемент из листового металла расположен внутри промежуточного пространства и соединен с внутренним и наружным слоями листового металла путем сварки или посредством болтов так, что между внутренним слоем листового металла и ротором сохранено пороговое расстояние. В другом варианте турбины усиливающий элемент содержит основную часть из ребристых или гофрированных слоев листового металла, образующих заданный рисунок, имеющий в поперечном сечении одну из следующих фигур: шестиугольник, синусоидальную волну, квадрат или треугольник. Еще одно изобретение группы относится к турбонагнетателю, в котором турбина содержит корпус, имеющий внутренний слой листового металла, являющийся самым внутренним слоем указанного корпуса и задающий спиральный участок, наружный слой листового металла, являющийся самым внешним слоем корпуса, промежуточное пространство между слоями и усиливающий элемент из листового металла в промежуточном пространстве. Усиливающий элемент имеет в поперечном сечении шестиугольник, причем наружная сторона усиливающего элемента соединена посредством точечной сварки с наружным слоем листового металла и внутренним слоем листового металла. Усиливающий элемент из листового металла сохраняет расстояние между внутренним и наружным слоями листового металла. Группа изобретений позволяет уменьшить деформацию корпуса турбины. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх