Статор газовой турбины

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора. В данном изобретении обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, например - в виде усеченных конусов, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза. Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками заявленного изобретения позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения.

Известен статор газовой турбины, включающий наружный корпус турбины, а также состоящее из секторов разрезное сотовое кольцо, выполненное из слоев листового материала, причем передняя по потоку газа часть сектора выполнена однослойной, центральная часть сектора - двуслойной и задняя часть сектора - частично трехслойной (патент RU 2534669, МПК F01D 25/24, публ. 10.12.2014). Недостатком такой конструкции является ее повышенный вес.

Наиболее близким к заявляемому является статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненные двухслойными, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора (патент RU 2534333, МПК F01D 25/24, публ. 27.11.2014).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее увеличенный вес, что ухудшает характеристики авиационного газотурбинного двигателя.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности без ухудшения коэффициента полезного действия турбины и в снижении веса статора газовой турбины.

Сущность технического решения заключается в том, что в статоре газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора, согласно изобретению, обращенный к наружному корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза.

Кроме того, согласно изобретения, опорные элементы выполнены в виде усеченных конусов.

Выполнение обращенного к корпусу турбины слоя сотового сектора П-образным в плане, позволяет существенно снизить вес сектора и статора газовой турбины в целом, без увеличения паразитных утечек газа с внешней стороны сектора.

Выполнение опорных элементов в виде отдельных тел вращения, равномерно размещенных в окружном направлении, позволяет минимизировать вес опорных элементов и совместить минимизацию веса с высокой надежностью конструкции.

Выполнение опорных элементов в виде усеченных конусов позволяет увеличить площадь поверхности для неразъемного соединения (например, сварки или пайки) опорного элемента с хвостовиком сотового сектора, что повышает надежность сектора и статора газовой турбины.

Выполнение передних по потоку газа опорных элементов больше задних опорных элементам по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза повышает надежность сотового сектора, так как передние опорные элементы фиксируют в радиальном направлении стопорное кольцо передней сопловой лопатки и находятся в зоне более высоких температур по сравнению с задними, радиальная нагрузка на которые равна только весу сектора сотового кольца.

При соотношении геометрических размеров < 1,1 повышается вес опорных элементов и сотового сектора; при соотношении геометрических размеров > 1,5 снижается надежность сотового сектора из-за излишнего уменьшения геометрических размеров задних опорных элементов.

На фиг. 1 показан продольный разрез статора газовой турбины; на фиг. 2 показан вид. А на фиг. 1; на фиг. 3 показан вид Б на фиг. 1; на фиг. 4 показан вид В на фиг. 2.

Статор 1 газовой турбины включает в себя наружный корпус 2, в котором между передними 3 и задними 4 по потоку газа 5 сопловыми лопатками установлены сектора 6 разрезного сотового кольца 7. Сектора 6 выполнены из листового материала и двухслойными, причем внутренний слой 8 выполнен цельным, а внешний, обращенный к наружному корпусу 2 слой 9 выполнен П-образным в плане. На переднем 10 и заднем 11 концах сектора 6 установлены передний 12 и задний 13 опорные элементы, выполненные в виде размещенных равномерно по окружности тел вращения - например, усеченных конусов. Передние опорные элементы 12 фиксируют от радиального перемещения стопорное кольцо 14, и поэтому они выполнены по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза больше задних опорных элементов 13, которые испытывают нагрузку только от веса самого сектора 6. Геометрическое подобие опорных элементов 12 и 13 позволяет уменьшить стоимость их изготовления.

Работает данное устройство следующим образом.

При работе внутри статора 1 газовой турбины протекает высокотемпературный газовый поток 5, при контакте с которым наружный корпус 2 статора 1 мог бы получить повреждения. Однако этого не происходит, так как сектора 6 разрезного сотового кольца 7 надежно предохраняют наружный корпус 2 от контакта с газовым потоком 5, при минимальном весе секторов 6. При этом передний 10 и задний 11 концы сектора 6 выполнены двухслойными и с передними и задними опорными элементами 12 и 13, что повышает надежность фиксации секторов 6 в передних и задних сопловых лопатках 3 и 4.

Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, заявленного изобретения, позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины.

1. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора, отличающийся тем, что обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза.

2. Статор газовой турбины по п. 1, отличающийся тем, что опорные элементы выполнены в виде усеченных конусов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к кольцевому внешнему корпусу компрессора низкого давления осевой турбомашины. Корпус содержит кольцевую стенку из композитного материала с органической основой.

Изобретение относится к устройству для направления регулируемых лопаток статора турбореактивного двигателя, содержащему множество угловых секторов внутреннего кольца, расположенных торец в торец для образования внутреннего кольца, при этом каждый сектор внутреннего кольца содержит каналы, проходящие радиально сквозь сектор внутреннего кольца, множество цилиндрических втулок, каждая из которых вставлена на место в канал внутреннего кольца изнутри и каждая из которых предназначена для приема направляющей оси лопатки статора, множество угловых секторов соединительного кольца, расположенных торец в торец для образования соединительного кольца и вставленных на место радиально изнутри к внутреннему кольцу, и множество блокирующих элементов, проходящих в осевом направлении сквозь внутреннее и соединительное кольца для сборки этих колец друг с другом.

Предлагается статорная облопаченная конструкция, которая может подавлять потерю давления, вызванную зазором или разницей уровня между вкладышами, образующими воздушный канал со статорными лопатками, выполненными из композитного материала, и вкладышами в турбовентиляторном двигателе, и турбовентиляторный двигатель с использованием этой статорной облопаченной конструкции.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к кольцевому элементу (13) корпуса газотурбинного двигателя. Внутренняя сторона (14) ограничивает проточный тракт для рабочей текучей среды газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к кольцевому элементу (13) корпуса газотурбинного двигателя. Внутренняя сторона (14) ограничивает проточный тракт для рабочей текучей среды газотурбинного двигателя.

Корпус газотурбинного двигателя содержит кольцо, образованное соединением множества секторов. Секторы изготовлены за одно целое с расположенными на их поверхности элементами крепления при помощи литья.

Узел газотурбинного двигателя содержит две части, поддерживающие лопаточный венец газотурбинного двигателя, и систему стопорения частей для предотвращения их относительного поступательного перемещения в осевом и радиальном направлениях относительно оси газотурбинного двигателя.

Статор (2) осевой турбомашины содержит внутренний корпус (28) с кольцевым рядом отверстий, кольцевой ряд лопаток (26), по меньшей мере одну удерживающую пластину (36, 136, 236) для фиксации лопаток.

Данное изобретение относится к способу сборки ступени (10) статора газотурбинного двигателя (12), заключающемуся в том, что вставляют установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d) в сквозное отверстие (26), причем установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d) содержит две концевые секции (32, 32d; 34, 34d) и средний участок (36), простирающийся между концевыми секциями (32, 34) и имеющий по меньшей мере одно исполнительное приспособление (38); вставляют упомянутый по меньшей мере один сегмент (18) стенки сектора (14) направляющей лопатки в канавку (24) центральной секции (16) таким образом, что зазор (20) выравнивается в окружном направлении со сквозным отверстием (26) центральной секции (16); поворачивают установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d) в его окружном направлении (22) таким образом, что центральная секция (16) правильно позиционируется в ступени (10) статора посредством взаимодействия упомянутого по меньшей мере одного сегмента (18) стенки с упомянутым по меньшей мере одним исполнительным приспособлением (38) установочного штифта(30, 30a, 30b, 30c, 30d); деформируют деформируемую часть (40) установочного штифта (30, 30a, 30b, 30c, 30d) таким образом, что деформированная теперь часть (40) устанавливается по прессовой посадке по меньшей мере на один сегмент (42) соответствующей структуры (44) центральной секции (16) и тем самым контрят установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d), а значит и центральную секцию (16) в фиксированном положении в ступени статора (10).

Данное изобретение относится к способу сборки ступени (10) статора газотурбинного двигателя (12), заключающемуся в том, что вставляют установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d) в сквозное отверстие (26), причем установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d) содержит две концевые секции (32, 32d; 34, 34d) и средний участок (36), простирающийся между концевыми секциями (32, 34) и имеющий по меньшей мере одно исполнительное приспособление (38); вставляют упомянутый по меньшей мере один сегмент (18) стенки сектора (14) направляющей лопатки в канавку (24) центральной секции (16) таким образом, что зазор (20) выравнивается в окружном направлении со сквозным отверстием (26) центральной секции (16); поворачивают установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d) в его окружном направлении (22) таким образом, что центральная секция (16) правильно позиционируется в ступени (10) статора посредством взаимодействия упомянутого по меньшей мере одного сегмента (18) стенки с упомянутым по меньшей мере одним исполнительным приспособлением (38) установочного штифта(30, 30a, 30b, 30c, 30d); деформируют деформируемую часть (40) установочного штифта (30, 30a, 30b, 30c, 30d) таким образом, что деформированная теперь часть (40) устанавливается по прессовой посадке по меньшей мере на один сегмент (42) соответствующей структуры (44) центральной секции (16) и тем самым контрят установочный штифт (30, 30a, 30b, 30c, 30d), а значит и центральную секцию (16) в фиксированном положении в ступени статора (10).

Воздухозаборная камера для газотурбинного двигателя содержит полый корпус и по меньшей мере одну отсоединяемую часть. Полый корпус имеет воздухозаборное отверстие и воздуховыпускное отверстие, расположенное и выполненное с обеспечением возможности присоединения к указанному газотурбинному двигателю.

Воздухозаборная камера для газотурбинного двигателя содержит полый корпус и по меньшей мере одну отсоединяемую часть. Полый корпус имеет воздухозаборное отверстие и воздуховыпускное отверстие, расположенное и выполненное с обеспечением возможности присоединения к указанному газотурбинному двигателю.

Изобретение относится к опорным конструкциям турбомашин. Опорная конструкция может включать в себя первый и второй основные полые опорные элементы, каждый из которых имеет продольную ось и квадратное поперечное сечение.

Устройство крепления и удержания электрического жгута в турбомашине содержит полый протяженный профиль и стягивающий элемент. Полый протяженный профиль содержит две прорези одинаковых размеров и является цилиндрической трубкой.
Ступица выпускного корпуса газотурбинного двигателя содержит внутренний крепежный фланец, выполненный с возможностью крепления на подшипниковой опоре, кольцевую соединительную стенку, кольцевую внутреннюю стенку тракта, а также ряд ребер жесткости и первые участки стоек.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю и, в частности, к его несущей (опорной) конструкции. Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя включает разборку его подшипникового отсека и обеспечение доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю и, в частности, к его несущей (опорной) конструкции. Газотурбинный двигатель сконфигурирован имеющим пропульсивную секцию, снабженную приводом вентилятора на основе узла зубчатой передачи, а также содержит газогенераторную секцию, которая содержит секцию компрессора, снабженную первым ротором, установленным, с возможностью вращения, на первом валу.

Инструмент для крепления металлического усиления на передней кромке лопатки газотурбинного двигателя содержит держатель лопатки и держатель усиления передней кромки.

Лопатка турбины содержит перо, проходящее над полкой, и хвостовик, проходящий под полкой. Хвостовик лопатки турбины имеет форму проходящего в радиальном направлении стержня, выполнен из композитного материала и содержит первую плоскую или цилиндрическую поверхность, ориентированную в осевом направлении.

Компонент ротора для узла ротора машины, приводимой в действие энергией текучей среды, выполнен из материала, подверженного коррозии и/или окислению, и расположен концентрично оси вращения узла ротора.

Изобретение относится к кольцевому внешнему корпусу компрессора низкого давления осевой турбомашины. Корпус содержит кольцевую стенку из композитного материала с органической основой.

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного применения. Статор газовой турбины, в наружном корпусе которой установлены секторы разрезного сотового кольца, выполненного двухслойным, с опорными элементами на переднем и заднем осевых концах сектора. В данном изобретении обращенный к корпусу слой сектора выполнен П-образным в плане, опорные элементы выполнены в виде отдельных тел вращения, например - в виде усеченных конусов, распределенных равномерно по окружности и передние по потоку газа опорные элементы больше задних по геометрическим размерам в 1,1…1,5 раза. Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками заявленного изобретения позволяет снизить вес статора газовой турбины и повысить надежность без ухудшения коэффициента полезного действия турбины. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх