Турбомашинный компонент, способ присоединения накладки к турбомашинному компоненту и турбомашинная установка

Авторы патента:

УИНН Аарон Грегори (US)

ПАЙ Ниранджан Гокулдас (US)

ШЕРМАН Майкл Гордон (US)

F01D9/04 - кольцевые или секторные

Владельцы патента RU 2614474:

Дженерал Электрик Компани (US)

Изобретение относится к энергетике. Направляющая лопатка турбомашины содержит корпус, имеющий первый конец, который проходит ко второму концу. Один из указанных первого и второго концов содержит монтажный элемент и монтажный компонент. У одного из указанных первого и второго концов расположена с образованием области сопряжения накладка. Указанная накладка содержит установочный элемент, выполненный с обеспечением совмещения с монтажным элементом, и монтажный участок, выполненный с обеспечением совмещения с монтажным элементом. Имеется крепежный элемент, выполненный и расположенный с обеспечением взаимодействия с монтажным элементом и установочным элементом для удерживания накладки относительно корпуса по меньшей мере по двум осям без использования металлургического соединения в области сопряжения. Также представлены способ присоединения накладки к направляющей лопатке турбомашины без использования сварки и турбомашинная установка. Изобретение позволяет выполнить накладку для направляющей лопатки турбомашины, которая при соединении с указанной лопаткой образует каналы для прохождения охлаждающего воздушного потока. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Изобретение, описанное в данном документе, относится к области применения турбомашин и, более конкретно, к накладке для турбомашинного компонента.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0002] Многие турбомашины содержат компрессорную секцию, присоединенную к турбинной секции с помощью общего компрессорно-турбинного вала или ротора, и топочный узел. Компрессорная секция направляет поток сжатого воздуха через ряд последовательных ступеней к топочному узлу. В топочном узле поток сжатого воздуха смешивается с топливом с образованием горючей смеси. Указанная горючая смесь сжигается в топочном узле с образованием высокотемпературных газов. Указанные газы направляются к турбинной секции через переходный отсек. Горячие газы расширяются при прохождении через турбину с выполнением работы, которая используется на выходе, например, для приведения в действие генератора, насоса или для подачи энергии к летательному аппарату. В дополнение к подаче сжатого воздуха, используемого для сжигания, часть потока сжатого воздуха проводят через турбинную секцию для выполнения охлаждения.

[0003] Указанная часть потока сжатого воздуха, предназначенная для охлаждения, часто проходит через компоненты, которые подвергаются воздействию высокотемпературных газов. Соответственно, многие турбомашинные компоненты имеют внутренние проходы, образующие каналы для прохождения охлаждающего воздушного потока. Обычно указанные компоненты выполняют с внутренними проходами из различных сверхпрочных сплавов, а затем снабжают дополнительной конструкцией, такой как накладки, перегородки и т.п., которые либо перекрывают, либо пропускают охлаждающий воздушный поток каким-либо образом. Указанную дополнительную конструкцию обычно прикрепляют к турбомашинному компоненту путем сварки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0004] В соответствии с одним аспектом иллюстративного варианта выполнения турбомашинный компонент содержит корпус, имеющий первый конец, который проходит ко второму концу. Один из указанных первого и второго концов содержит монтажный элемент и монтажный компонент. У одного из первого и второго концов расположена с образованием области сопряжения накладка. Указанная накладка содержит установочный элемент, выполненный с обеспечением совмещения с монтажным элементом, и монтажный участок, выполненный с обеспечением совмещения с монтажным элементом. Имеется крепежный элемент, выполненный и расположенный с обеспечением взаимодействия с монтажным элементом и установочным элементом для удерживания накладки относительно корпуса по меньшей мере по двум осям без использования металлургического соединения в указанной области сопряжения.

[0005] В соответствии с другим аспектом иллюстративного варианта выполнения способ присоединения накладки к турбомашинному компоненту без использования сварки включает расположение указанной накладки на указанном турбомашинном компоненте, совмещение отверстия, выполненного в монтажном элементе, расположенном на указанном компоненте, с отверстием, выполненным в установочном элементе, расположенном на накладке, для создания прохода под крепежное средство, и введение крепежного средства через указанный проход с обеспечением удерживания накладки относительно турбомашинного компонента по меньшей мере по двум осям.

[0006] В соответствии с еще одним аспектом иллюстративного варианта выполнения турбомашинная установка содержит компрессорную секцию, турбинную секцию, механически соединенную с указанной компрессорной секцией, топочный узел, проточно соединенный с указанными компрессорной секцией и турбинной секцией, и турбомашинный компонент, функционально соединенный с компрессорной секцией, турбинной секцией или топочным узлом. Указанный турбомашинный компонент содержит корпус, имеющий первый конец, который проходит ко второму концу. Один из указанных первого и второго концов содержит монтажный элемент и монтажный компонент. У одного из первого и второго концов расположена с образованием области сопряжения накладка. Указанная накладка содержит установочный элемент, выполненный с обеспечением совмещения с монтажным элементом. Имеется крепежный элемент, выполненный и расположенный с обеспечением взаимодействия с монтажным элементом и установочным элементом для удерживания накладки относительно корпуса по меньшей мере по двум осям без использования металлургического соединения в указанной области сопряжения.

[0007] Эти и другие преимущества и особенности данного изобретения станут более очевидны из нижеследующего описания при его рассмотрении совместно с чертежами.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0008] Рассматриваемое изобретение конкретно указано и четко изложено в формуле изобретения, приведенной в заключительной части описания. Вышеуказанные и другие особенности и преимущества изобретения очевидны из нижеследующего подробного описания при его рассмотрении совместно с прилагаемыми чертежами, на которых

[0009] фиг.1 изображает схематический вид турбомашины, в состав которой входит компонент, содержащий накладку в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,

[0010] фиг.2 изображает частичный разрез турбинной секции турбомашины, показанной на фиг.1,

[0011] фиг.3 изображает частичный вид в аксонометрии турбомашинного компонента, содержащего накладку в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,

[0012] фиг.4 изображает частичный вид сверху турбомашинного компонента и накладки, показанной на фиг.3.

[0013] В подробном описании рассмотрены варианты выполнения изобретения, а также его преимущества и отличительные особенности, приведенные в качестве примера со ссылкой на чертежи.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0014] На фиг.1 и 2 турбомашина в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения обозначена в целом номером 2 позиции. Турбомашина 2 содержит компрессорную секцию 4, функционально соединенную с турбинной секцией 6. С компрессорной секцией 4 и турбинной секцией 6 проточно соединен топочный узел 8. Топочный узел 8 образован разнесенными в окружном направлении топками, одна из которых обозначена номером 10 позиции. Разумеется, следует понимать, что в топочном узле 8 могут использоваться другие схемы расположения топок. Компрессорная секция 4 также соединена с турбинной секцией 6 общим компрессорно-турбинным валом 12. Топочный узел 8 обеспечивает направление продуктов горения через переходный отсек 16 к газовому тракту 18, расположенному в турбинной секции 6. Указанные продукты горения расширяются при прохождении через турбинную секцию 6 с обеспечением приведения в действие, например, генератора, летательного аппарата и т.п.

[0015] В изображенном иллюстративном варианте выполнения турбинная секция 6 содержит корпус 19, в котором расположены первая, вторая, третья и четвертая ступени 20-23, проходящие вдоль газового тракта 18. Разумеется, следует понимать, что количество ступеней в турбинной секции 6 может изменяться. Первая ступень 20 содержит статоры или направляющие лопатки, одна из которых обозначена номером 30 позиции и которые расположены кольцевым образом, и лопатки или рабочие лопатки, одна из которых обозначена номером 32 позиции и которые установлены на рабочем колесе 34 первой ступени. Вторая ступень 21 содержит статоры или направляющие лопатки, одна из которых обозначена номером 37 позиции и которые расположены кольцевым образом, и лопатки или рабочие лопатки, одна из которых обозначена номером 39 позиции и которые установлены на рабочем колесе 41 второй ступени. Третья ступень 22 содержит статоры или направляющие лопатки, одна из которых обозначена номером 44 позиции и которые расположены кольцевым образом, и лопатки или рабочие лопатки, одна из которых обозначена номером 46 позиции и которые установлены на рабочем колесе 48 третьей ступени. Четвертая ступень 23 содержит статоры или направляющие лопатки, одна из которых обозначена номером 51 позиции и которые расположены кольцевым образом, и лопатки или рабочие лопатки, одна из которых обозначена номером 53 позиции и которые установлены на рабочем колесе 55 четвертой ступени. Также показано, что турбомашина 2 содержит межступенчатые уплотнительные элементы 60, 62 и 64, расположенные между смежными ступенями из первой, второй, третьей и четвертой ступеней 20-23. Как лучше всего показано на фиг. 3 и 4, статор 37 содержит корпус 80, имеющий первый конец 83 (фиг. 2), который проходит ко второму концу 84. Второй конец 84 имеет первую сторону 85 и противолежащую вторую сторону 86, которые соединены первым и вторым противолежащими краями 87 и 88. Также показано, что второй конец 84 содержит первый и второй монтажные элементы 89 и 90, расположенные у первой стороны 85. Каждый монтажный элемент 89 и 90 имеет соответствующие первое и второе отверстия 91 и 92. Кроме того, показано, что второй конец 84 содержит первый и второй монтажные компоненты 93 и 94. Монтажные компоненты 93 и 94 образуют первую и вторую наклонные поверхностные части 95 и 96.

[0016] В соответствии с иллюстративным вариантом выполнения статор 37 содержит накладку 110, которая прикреплена ко второму концу 84 с образованием области сопряжения (отдельно не обозначена). Накладка 110 может служить в качестве средства сопряжения с турбинным корпусом 19 или закрытыми охлаждающими каналами (не показаны), выполненными в статоре 37. Накладка 110 содержит корпус 117, имеющий первую и вторую противолежащие концевые части 119 и 120, которые соединены первой и второй противолежащими краевыми частями 121 и 122. Накладка 110 содержит первый и второй установочные элементы 130 и 131, которым придана форма первого и второго отверстий 132 и 133, выполненных в первой концевой части 119. В дополнение к установочным элементам 130 и 131, накладка 110 имеет первый и второй монтажные участки 134 и 135. Монтажные участки 134 и 135 образуют первый и второй наклонные поверхностные участки 136 и 137, выполненные соответственно на первой и второй концевых частях 119 и 120. Наклонные поверхностные участки 136 и 137 выполнены с обеспечением сопряжения с наклонными поверхностными частями 95 и 96, как изложено более подробно ниже.

[0017] Далее, в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения накладка 110 удерживается относительно второго конца 84 статора 37 по трем осям. Более конкретно, накладка 110 расположена поверх второго конца 84 так, что монтажные участки 134 и 135 сопряжены с монтажными компонентами 93 и 94 и установочными элементами 130 и 131 и совмещены с монтажными элементами 89 и 90. Считается, что установочные элементы 130 и 131 совмещены с монтажными элементами 89 и 90, когда первое и второе отверстия 132 и 133, выполненные в первой концевой части 119, совмещены с первым и вторым отверстиями 91 и 92 монтажных элементов 89 и 90 с образованием соответствующих первого и второго проходов (отдельно не обозначены) под крепежные средства.

[0018] На этом этапе в указанные первый и второй проходы вводят первое и второе крепежные средства 140 и 141. Одно из крепежных средств 140 и 141 выполнено с обеспечением прохождения в один из указанных первого и второго проходов с первым допуском, а другое из указанных средств 140 и 141 выполнено с обеспечением прохождения в другой из указанных первого и второго проходов со вторым допуском, отличным от первого допуска. Например, первое средство 140 может иметь несколько более свободную посадку в первом проходе, чем второе средство 141 - во втором проходе. Указанное различие в допусках компенсирует различные степени теплового расширения направляющей лопатки 37 и накладки 110, а также производственные допуски, которые могут привести к незначительным отклонениям от заданного положения при формировании первого и второго проходов под крепежные средства.

[0019] Следует понимать, что на данном этапе накладка в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения удерживается относительно второго конца статора по трем различным осям. То есть указанные крепежные средства удерживают накладку относительно статора по двум осям, а сопрягающиеся наклонные поверхности обеспечивают удерживание по третьей оси. Таким образом, в данном изобретении предложен способ соединения турбомашинных компонентов без необходимости использования сварки. Соединение без использования сварки создает возможность для усовершенствования процесса монтажа и демонтажа с упрощением тем самым производства и технического обслуживания. Отсутствие сварки также уменьшает издержки и осложнения, связанные со сваркой разнородных металлов, сверхпрочных сплавов и т.п. Кроме того, следует понимать, что, несмотря на то что накладка показана прикрепленной к статору, указанные накладка и способ прикрепления могут использоваться применительно к различным другим турбомашинным компонентам, расположенным вдоль газового тракта или в области рабочего колеса турбомашины.

[0020] Несмотря на то что изобретение подробно описано применительно только к ограниченному числу вариантов выполнения, следует понимать, что оно не ограничено указанными описанными вариантами выполнения. Напротив, изобретение может быть изменено с включением любого числа вариантов, модификаций, замен или эквивалентных конструкций, которые не описаны выше, но соответствуют сущности и объему изобретения. Кроме того, несмотря на то что описаны различные варианты выполнения, следует понимать, что в аспекты изобретения могут входить лишь некоторые из описанных вариантов выполнения. Таким образом, изобретение не ограничено вышеприведенным описанием, а ограничено только объемом прилагаемой формулы изобретения.

1. Направляющая лопатка турбомашины, содержащая

корпус, имеющий первый конец, который проходит ко второму концу, причем один из указанных концов, первый или второй, содержит монтажный элемент и монтажный компонент, который представляет собой поверхностную часть корпуса,

накладку, расположенную у указанного одного конца, первого или второго, с образованием области сопряжения и содержащую установочный элемент, выполненный с обеспечением совмещения с указанным монтажным элементом, и монтажный участок, который представляет собой поверхностный участок накладки и выполнен с обеспечением совмещения с указанным монтажным элементом,

при этом указанная поверхностная часть представляет собой первую наклонную поверхностную часть, а указанный поверхностный участок представляет собой вторую наклонную поверхностную часть, выполненную с обеспечением взаимодействия с указанной первой наклонной частью для удерживания накладки относительно корпуса по третьей оси.

2. Направляющая лопатка по п. 1, в которой монтажный элемент имеет первое отверстие, а установочный элемент имеет второе отверстие, выполненное и расположенное с обеспечением совмещения с указанным первым отверстием.

3. Направляющая лопатка по п. 1, в которой монтажный элемент содержит первый монтажный элемент и второй монтажный элемент, а установочный элемент содержит первый установочный элемент и второй установочный элемент, выполненные и расположенные с обеспечением совмещения с соответствующим из указанных первого и второго монтажных элементов.

4. Направляющая лопатка по п. 3, в которой каждый из указанных монтажных элементов, первый и второй, имеет соответствующие первое и второе отверстия, а каждый из указанных установочных элементов, первый и второй, имеет соответствующие третье и четвертое отверстия, выполненные и расположенные с обеспечением совмещения с указанными первым и вторым отверстиями с образованием соответствующих первого и второго проходов под крепежные средства.

5. Направляющая лопатка по п. 4, в которой крепежный элемент содержит первое крепежное средство, выполненное и расположенное с обеспечением прохождения через указанный первый проход с первым допуском, и второе крепежное средство, выполненное и расположенное с обеспечением прохождения через указанный второй проход со вторым допуском.

6. Направляющая лопатка по п. 5, в которой указанный первый допуск отличается от указанного второго допуска.

7. Способ присоединения накладки к направляющей лопатке турбомашины без использования сварки, включающий

расположение указанной накладки на корпусе указанной направляющей лопатки, при этом указанное расположение включает совмещение монтажного компонента, расположенного на направляющей лопатке, с монтажным участком, распложенным на накладке, причем указанное совмещение включает сопряжение наклонной поверхностной части накладки с наклонным поверхностным участком направляющей лопатки с обеспечением удерживания накладки относительно направляющей лопатки вдоль одной оси,

совмещение отверстия, выполненного в монтажном элементе, расположенном на направляющей лопатке, с отверстием, выполненным в установочном элементе, расположенном на накладке, для создания прохода под крепежное средство, и введение крепежного средства через указанный проход с обеспечением удерживания накладки относительно направляющей лопатки по меньшей мере по двум другим осям.

8. Способ по п. 7, в котором при совмещении отверстия, выполненного в монтажном элементе, с отверстием, выполненным в установочном элементе, выполняют совмещение первого отверстия, выполненного в первом монтажном элементе, с первым отверстием, выполненным в первом установочном элементе, с созданием первого прохода под крепежное средство и совмещение второго отверстия, выполненного во втором монтажном элементе, со вторым отверстием, выполненным во втором установочном элементе, с созданием второго прохода под крепежное средство.

9. Способ по п. 8, в котором при введении крепежного средства через проход под крепежное средство выполняют введение первого крепежного средства через указанный первый проход и введение второго крепежного средства через указанный второй проход.

10. Способ по п. 9, в котором первое крепежное средство вводят через указанный первый проход с первым усилием, а второе крепежное средство вводят через указанный второй проход со вторым усилием, которое отличается от указанного первого усилия.

11. Турбомашинная установка, содержащая

компрессорную секцию,

турбинную секцию, механически соединенную с указанной компрессорной секцией,

топочный узел, проточно соединенный с указанными компрессорной секцией и турбинной секцией, и

направляющую лопатку турбомашины, функционально соединенную с компрессорной секцией, турбинной секцией или топочным узлом и содержащую

крепежный элемент, выполненный и расположенный с обеспечением взаимодействия с монтажным элементом и установочным элементом для удерживания накладки относительно корпуса по меньшей мере по двум осям без использования металлургического соединения в указанной области сопряжения, при этом указанная поверхностная часть представляет собой первую наклонную поверхностную часть, а указанный поверхностный участок представляет собой вторую наклонную поверхностную часть, выполненную с обеспечением взаимодействия с указанной первой наклонной частью для удерживания накладки относительно корпуса по третьей оси.

12. Турбомашинная установка по п. 11, в которой монтажный элемент содержит первый монтажный элемент и второй монтажный элемент, а установочный элемент содержит первый установочный элемент и второй установочный элемент, выполненные и расположенные с обеспечением совмещения с соответствующим из указанных первого и второго монтажных элементов.

13. Турбомашинная установка по п. 12, в которой каждый из указанных монтажных элементов, первый и второй, имеет соответствующие первое и второе отверстия, а каждый из указанных установочных элементов, первый и второй, имеет соответствующие третье и четвертое отверстия, выполненные и расположенные с обеспечением совмещения с указанными первым и вторым отверстиями с образованием соответствующих первого и второго проходов, выполненных и расположенных с обеспечением размещения соответственно первого и второго крепежных средств.

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

Статорное колесо турбинного двигателя и турбина или компрессор, содержащие такое статорное колесо // 2611539

Статорное колесо турбинного двигателя содержит множество лопаток и металлическое сборочное кольцо. Каждая из лопаток содержит внутреннюю платформу, наружную платформу, имеющую крепежные лапки снаружи, и по меньшей мере одну аэродинамическую поверхность, продолжающуюся между внутренней и наружной платформами.

Диафрагма паровой турбины // 2605876

Диафрагма для первой ступени нижнего яруса двухъярусного цилиндра низкого давления (ЦНД). Диафрагма выполнена двухъярусной, причем в нижней части располагается обычная диафрагма ступени паровой турбины, а в верхнем ярусе установлен аэродинамический фильтр.

Сопловой аппарат для турбины, способ установки лопаток в сопловой аппарат и паровая турбина // 2601069

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

Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель // 2587032

Турбинный узел содержит полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость с по меньшей мере одной трубкой соударительного охлаждения, предназначенную для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используемую для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, расположенную на радиальном конце полой аэродинамической части, и по меньшей мере одну охлаждающую камеру, используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы, и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части стороне платформы.

Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток // 2586426

Настоящее изобретение относится к статору компрессора осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд основных лопаток (26) статора и дополнительные лопатки (34), каждая из которых связана с основной лопаткой (26).

Компонент турбины с листовыми уплотнениями и способ уплотнения от утечки между лопаткой и несущим элементом // 2583487

Компонент турбины содержит лопатку, несущий элемент и четыре поверхности раздела между лопаткой и несущим элементом. Каждая из поверхностей раздела уплотнена с помощью листовых уплотнений.

Турбомашина // 2581262

Турбомашина содержит первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток. Каждая лопатка второго ряда проходит в радиальной плоскости, проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток первого ряда, причем шаг между этими двумя лопатками первого ряда больше шага между другими лопатками первого ряда.

Способ изготовления диафрагмы паровой турбины // 2580254

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении диафрагмы (1) внутреннего корпуса модуля низкого или среднего давления паровой турбины.

Статор компрессора газотурбинного двигателя // 2580249

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах.

Входной направляющий лопаточный приводной аппарат, турбомашина и способ изготовления входного направляющего лопаточного приводного аппарата турбомашины // 2616336

Группа изобретений относится к входному направляющему лопаточному приводному аппарату, турбомашине и способу изготовления входного направляющего лопаточного приводного аппарата турбомашины. Компоненты входного направляющего аппарата 300, включающие приводной стержень 302, приводное кольцо 308, кривошипные стержни 310, кривошипные рычаги 306 и присоединенные соединители и втулки, собраны в одной плоскости. В этом отношении, когда сила прикладывается к приводному стержню 302 и передается через компоненты входного направляющего аппарата 300, эта сила действует в одной плоскости. Кроме того, эта плоскость отцентрована по поворотному центру приводного кольца 308 в осевом направлении. Группа изобретений направлена на обеспечение более точного регулирования входных направляющих лопаток турбомашины при меньшей прикладываемой силе. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель // 2616743

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания и узел направляющих лопаток. Узел направляющих лопаток содержит первый и второй узлы направляющих лопаток, расположенные вдоль окружного направления турбины, а также дополнительный первый узел направляющих лопаток. Первый узел направляющих лопаток, содержащий первую платформу и первое число первых аэродинамических профилей, прикрепленных к первой платформе. Второй узел направляющих лопаток, содержащий вторую платформу и второе число вторых аэродинамических профилей, прикрепленных ко второй платформе. Первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго, причем первый узел направляющих лопаток выполнен с более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток. На первый узел направляющих лопаток нанесено первое термобарьерное покрытие, а на второй - второе термобарьерное покрытие, причем первая толщина первого термобарьерного покрытия превышает вторую толщину второго. Дополнительный первый узел направляющих лопаток содержит дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей, расположен между первым узлом направляющих лопаток и вторым узлом направляющих лопаток и выполнен с первым термобарьерным покрытием. Дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей. Предложенное изобретение позволяет упростить изготовление узла направляющих лопаток турбины газотурбинного двигателя при сохранении его срока службы. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Узел турбомашины // 2619327

Узел турбомашины содержит лопатку для направления горячего газа во время работы турбомашины, кольцо статора для крепления лопатки, теплозащитный экран для защиты кольца статора от потока горячего газа. Теплозащитный экран располагается в направлении движения потока горячего газа перед кольцом статора. Теплозащитный экран содержит множество каналов, которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха. Каналы располагаются таким образом, что охлаждающий воздух выводится в путь потока горячего газа. Изобретение направлено на защиту кольца статора от потока горячего воздуха и обеспечивает эффективное охлаждение лопатки. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Сектор лопаток статора, статор осевой турбомашины, осевая турбомашина // 2619914

Сектор лопаток статора для прикрепления к корпусу осевой турбомашины содержит несколько лопаток с платформами, соединенных таким образом, чтобы описывать дугу окружности, и с аэродинамическим профилем, выступающим из внутренней поверхности каждой платформы и направленным к центру дуги окружности, описанной платформами. Одна из платформ содержит на своей внешней поверхности крепежный винт, а другая платформа не содержит крепежного винта. Платформы закреплены вместе на их смежных краях. Аэродинамические профили содержат на своих внутренних концах механические средства крепления к внутреннему кожуху. Другое изобретение группы относится к статору осевой турбомашины, содержащей корпус, образующий цилиндрическую стенку, и лопатки, расположенные на внутренней поверхности стенки, при этом лопатки образуют секторы, выполненные как указано выше. Еще одно изобретение группы относится к осевой турбомашине, содержащей ротор, заключающий в себе лопатки ротора, и указанный выше статор. Группа изобретений позволяет снизить массу сектора лопаток статора и обеспечить надежное его закрепление на корпусе. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Композитный корпус для компрессора осевой турбомашины, полученный двухкомпонентным литьевым формованием // 2619973

Изобретение относится к сегментированному композитному корпусу компрессора осевой турбомашины. Каждый сегмент 18, 20 образуется из первого полимерного материала и содержит по меньшей мере одну рабочую поверхность 28, образованную из второго полимерного материала, подвергающегося двухкомпонентному литьевому формованию с первым полимерным материалом сегмента. Рабочая поверхность может представлять собой поверхность контакта с лопаткой. В этом случае профиль рабочей поверхности имеет выступ и изготавливается из эластомерного материала. Рабочая поверхность может также представлять собой внутреннюю поверхность 28, предназначенную для сцепления с истираемым материалом. В этом случае в качестве материала может использоваться силикон, чтобы обеспечить сцепление истираемого материала с силиконовым основанием. Рабочая поверхность может также представлять собой боковую поверхность в передней или задней части корпуса, при этом эта поверхность предназначена для контакта с соответствующей фиксированной поверхностью. В этом случае материал может содержать тефлон с целью придания рабочей поверхности фрикционных свойств в сухом состоянии. Изобретение позволяет придавать корпусу дополнительные технические признаки непосредственно в ходе литьевого формования сегментов корпуса. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и компрессор // 2625078

Изобретение относится к области турбостроения. Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и компрессор, которые выполнены из композиционного материала. Так, рабочие колеса вентилятора и компрессора выполнены из композиционного материала, причём лопатки выполняются монолитно с опорным кольцом, которое, в свою очередь, соединено монолитно с передним и задним фланцами. Лопатки снабжены хвостовиками, которые неразъемно соединены с опорным кольцом и с внутренними поверхностями переднего и заднего фланцев. Также входную кромку лопатки защищает металлическая накладка, которая защемлена хвостовиком лопатки, внутренней поверхностью переднего фланца и межлопаточным креплением. Изобретение позволяет снизить удельную массу и трудоемкость изготовления изделия. 10 ил.

Сопловой сегмент для газовой турбины, покрытый покрытием mcraly и накладками тбп // 2627997

Изобретение относится к сопловому аппарату для газовой турбины. Сопловой аппарат содержит первое перо, содержащее первую спинку и первое корыто, второе перо, содержащее вторую спинку и второе корыто, внутренний бандаж и наружный бандаж. Первое перо и второе перо расположены между внутренним бандажом и наружным бандажом, при этом первое перо и второе перо по меньшей мере частично покрыты покрытием MCrAlY, и части внутреннего и наружного бандажей покрыты покрытием MCrAlY. По меньшей мере первая спинка содержит первый участок покрытой поверхности, который покрыт термобарьерным покрытием и который представляет собой по меньшей мере часть всей поверхности первой спинки. По меньшей мере внутренний бандаж или наружный бандаж содержит дополнительный участок покрытой поверхности, который покрыт дополнительным термобарьерным покрытием. Другое изобретение группы относится к способу изготовления соплового аппарата, в котором наносят покрытие MCrAlY на части соплового аппарата и затем покрывают участки покрытой поверхности термобарьерным покрытием. Группа изобретений позволяет повысить термостойкость соплового аппарата газовой турбины без существенного повышения трудоемкости его изготовления и веса. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Двухъярусная ступень двухъярусного цилиндра низкого давления // 2630817

Двухъярусная ступень паровой турбины содержит двухъярусный сопловой аппарат и двухъярусное рабочее колесо. Сопловой аппарат ступени выполнен в виде единой неразборной конструкции с конической перегородкой, разделяющей сопловые лопатки верхнего яруса от сопловых лопаток нижнего яруса. Хорды профилей лопаток в корневых сечениях верхнего яруса выполняются по меньшей мере на 30% меньше, чем хорды профилей в периферийных сечениях нижнего яруса. Лопатки соплового аппарата верхнего яруса смещены относительно лопаток соплового аппарата нижнего яруса в сторону рабочего колеса двухъярусной ступени. Перед сопловым аппаратом верхнего яруса имеется аэродинамический фильтр, состоящий из плоских радиально установленных перфорированных пластин, непрерывно расположенных с угловым шагом, не превышающим 5°. Рабочее колесо ступени изготавливается из двухъярусных рабочих лопаток, представляющих собой единую неразборную конструкцию. Достигается повышение эффективности и надежности. 2 ил.

Направляющий аппарат компрессора для турбомашины // 2631585

Разделенный на сектора направляющий аппарат компрессора турбомашины содержит скрепленные сектора, образующие внешнее и внутреннее концентрические кольца, между которыми размещены лопатки. Внешнее кольцо снаружи снабжено средством крепления с внешним корпусом и содержит боковую стенку, проходящую между передней и задней сторонами внешнего кольца. Средство крепления смещено в осевом направлении относительно задней стороны внешнего кольца и содержит, относительно направления потока, проходящего через лопатки, либо передний и задний угловые периферические выступающие края зацепления, либо кольцевой фланец. Передний угловой периферический выступающий край зацепления расположен на уровне передней стороны внешнего кольца упомянутых секторов, а задний угловой периферический выступающий край зацепления смещен от задней стороны внешнего кольца. Задний угловой периферический выступающий край зацепления и конец заднего углового края зацепления расположены посередине лопаток между их передними и задними кромками. Передний и задний угловые периферические края зацепления выполнены с возможностью заходить в пазы удерживания внешнего корпуса. Кольцевой фланец предусмотрен по периферии внешнего кольца и расположен над лопатками между их передними и задними кромками. Кольцевой фланец расположен посередине от передних и задних кромок лопаток в самом толстом районе лопатки, расположенном в центре лопатки. Кольцевой фланец содержит множество отверстий, принимающих крепежные болты для его крепления к внешнему корпусу. Изобретение позволяет повысить усталостную прочность направляющего аппарата компрессора турбомашины. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Направляющий лопаточный венец для паровой турбины, многоступенчатая паровая турбина и способ изготовления лопаточного узла // 2631852

Направляющий лопаточный венец, предназначенный для последней ступени паровой турбины и содержащий направляющие лопаточные узлы, которые ограничивают кольцевую камеру и каждый из которых содержит удлиненную лопаточную часть. Указанная удлиненная лопаточная часть дополнительно имеет продольный канал и внутреннюю часть, припаянную к первому продольному концу указанной лопаточной части и имеющую сквозное отверстие, образующее часть кольцевой камеры, и внутренний канал, проходящий от сквозного отверстия к продольному каналу. Ко второму продольному концу указанной лопаточной части припаяна наружная часть, которая взаимодействует с указанной паровой турбиной. Наружная часть содержит наружный канал, открытый к поверхности указанной паровой турбины и в указанный продольный канал. Достигается простота в техническом обслуживании и/или замене, обеспечивается безотказная работа при наличии влажного пара, конструкция является простой и более легкой при производстве. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.