Турбина

Изобретение относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины. Турбина содержит множество неподвижных направляющих лопаток, опорный элемент и корпус. Множество неподвижных направляющих лопаток турбины расположены вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины и выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из них содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону. Опорный элемент выполнен из металлического материала и содержит переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа. Корпус турбины выполнен из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент. Опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

[0001] Настоящее изобретения относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины.

Уровень техники

[0002] Например, в реактивном двигателе для самолета турбина подвергается воздействию высокотемпературных газов высокого давления из камеры сгорания. Таким образом, в качестве компонентов турбины, таких как неподвижные направляющие лопатки турбины, как правило, используются отливки из никелевого (Ni) сплава (металлического материала) с высокой термостойкостью.

[0003] В последние годы рассматривается применение для компонентов турбины композитов с керамической матрицей (в дальнейшем называемых ʺCMCsʺ), которые имеют более высокую термостойкость и меньший вес, чем металлические материалы.

[0004] Например, в патентном документе 1 показана турбина, в которой детали с аэродинамическим профилем из композита с керамической матрицей прикреплены к радиально внутренней и наружной полкам из металла, которые образуют проточный канал для газа.

Документы предшествующего уровня техники

Патентные документы

[0005] Патентный документ 1: Опубликованная нерассмотренная заявка на патент Японии № 2007-85342

Сущность изобретения

Проблемы, решаемые изобретением

[0006] В патентном документе 1 полки, образующие проточный канал для газа, выполнены из металлического материала. Тем не менее, для дополнительного улучшения эксплуатационных характеристик реактивного двигателя и уменьшения расхода топлива желательно, чтобы турбина была образована с использованием композита с керамической матрицей в широких пределах, включая полки.

[0007] Однако композиты с керамической матрицей, которые часто изготавливают сгибанием тканого материала из керамического волокна с заданной формой и пропитывания тканого материала, которому придана определенная форма, керамической матрицей, имеют ограничения в отношении формы. Например, трудно образовать сложные формы, такие как формы, имеющие разветвление, используя композиты с керамической матрицей, и даже если это будет возможно, это может привести к сниженной прочности и увеличенным трудоемкости и затратам.

[0008] Кроме того, что касается компонентов турбины, прикрепленных к корпусу турбины, то в случае простой замены обычных металлических компонентов компонентами из композита с керамической матрицей большая разница в коэффициенте линейного теплового расширения между металлами и композитами с керамической матрицей приводит к проблеме, заключающейся в том, что компоненты турбины с малым коэффициентом линейного теплового расширения будут испытывать значительное термическое напряжение.

[0009] Настоящее изобретение было сделано для решения проблем, упомянутых выше. Задача настоящего изобретения состоит в разработке турбины, которая имеет простую конструкцию и которая обеспечивает возможность образования проточного канала для газа посредством использования композита с керамической матрицей в самых широких возможных пределах при одновременном подавлении термического напряжения на неподвижных направляющих лопатках турбины, которые представляют собой компоненты турбины, тем самым обеспечивая дополнительно улучшенные эксплуатационные характеристики реактивного двигателя и уменьшенный расход топлива.

Средства решения проблем

[0010] Для решения вышеуказанной задачи турбина в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения представляет собой турбину, предназначенную для использования в реактивном двигателе, и содержит множество неподвижных направляющих лопаток турбины, расположенных вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины, при этом неподвижные направляющие лопатки турбины выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из данных лопаток содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону; опорный элемент, выполненный из металлического материала и содержащий переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа, и корпус турбины, выполненный из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент.

Преимущества изобретения

[0011] В варианте осуществления настоящего изобретения, в котором используются вышеупомянутые средства, неподвижные направляющие лопатки турбины, выполненные из композита с керамической матрицей и содержащие наружную бандажную часть и внутреннюю бандажную часть, продолжающиеся непрерывно от части с аэродинамическим профилем, сцеплены с опорным элементом, выполненным из металлического материала, который, в свою очередь, прикреплен к корпусу турбины, изготовленному из металла. Это позволяет получить турбину простой конструкции, которая имеет проточный канал для газа, образованный посредством использования композита с керамической матрицей в самых широких возможных пределах при одновременном подавлении термического напряжения на неподвижных направляющих лопатках турбины, тем самым обеспечивая дополнительно улучшенные эксплуатационные характеристики реактивного двигателя и уменьшенный расход топлива.

Краткое описание чертежей

[0012]

Фиг.1 представляет собой частичный вид в разрезе, показывающий часть турбины в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фиг.2 представляет собой вид в перспективе сегмента соплового аппарата турбины.

Фиг.3 представляет собой вид в перспективе одной неподвижной направляющей лопатки турбины.

Фиг.4 представляет собой вид в перспективе, показывающий сегмент, разделенный на множество неподвижных направляющих лопаток турбины, подвеску и уплотнение подвески.

Фиг.5 представляет собой вид в перспективе, показывающий уплотнительные элементы, отделенные от сегмента.

Фиг.6А представляет собой вид в перспективе, показывающий концевую поверхность наружной бандажной части сегмента.

Фиг.6В показывает вид в разрезе, выполненном по линии А-А на фиг.6А.

Вариант осуществления изобретения

[0013] Вариант осуществления настоящего изобретения будет описан ниже со ссылкой на сопровождающие чертежи.

[0014] Фиг.1-6В показывают турбину в одном варианте осуществления настоящего изобретения. В представленном варианте осуществления в качестве примера взята турбина низкого давления, образующая реактивный двигатель. В нижеприведенном описании «передняя/вперед» и «задняя/назад» относятся к стороне входа газа и стороне выхода газа, если смотреть вдоль оси реактивного двигателя, «вдоль окружности» относится к направлению по окружности вокруг оси, «радиальное» относится к направлению, перпендикулярному к оси, «внутренняя» относится к стороне, более близкой к оси в радиальном направлении, и «наружная» относится к стороне, удаленной от оси в радиальном направлении.

[0015] Как показано на фиг.1, турбина 1 низкого давления, образующая реактивный двигатель, содержит корпус 2 турбины, выполненный из металлического материала (например, никелевого сплава). Внутри корпуса 2 турбины диски турбины (непоказанные), вращающиеся вокруг оси двигателя и образующие множество ступеней вдоль оси двигателя (в горизонтальном направлении на фиг.1), расположены с соответствующими интервалами. Каждый из дисков турбины имеет множество турбинных лопаток 3 на окружной периферии.

[0016] Диски турбины соединены друг с другом для вращения как одно целое и соединены как одно целое с ротором компрессора, предусмотренным в компрессоре низкого давления, и ротором вентилятора, предусмотренным в вентиляторе, который не показан и расположен перед реактивным двигателем. Таким образом, в турбине 1 низкого давления высокотемпературный газ из непоказанной камеры сгорания расширяется и тем самым приводит во вращение диски турбины, и энергия, отбираемая таким образом турбиной, вызывает вращение ротора многоступенчатого компрессора низкого давления и ротора вентилятора как одного целого.

[0017] В корпусе 2 турбины сопловые аппараты 4 турбины, образующие множество ступеней (только одна ступень показана на фиг.1) вдоль оси двигателя, дополнительно предусмотрены с соответствующими интервалами для чередования с дисками турбины.

[0018] Сопловой аппарат 4 турбины состоит из множества сегментов 10 соплового аппарата турбины (называемых в дальнейшем «сегментами»). Как показано на фиг.2, сегмент 10 содержит в качестве основных компонентов множество неподвижных направляющих лопаток 11 турбины (три в представленном варианте осуществления), подвеску 12 (опорный элемент) и множество уплотнительных элементов 13.

[0019] В частности, неподвижная направляющая лопатка 11 турбины выполнена из композита с керамической матрицей (в дальнейшем называемого ʺCMCʺ). Для композита с керамической матрицей, например, волокно карбида кремния, углеродное волокно, волокно нитрида кремня, алюмооксидное волокно или волокно нитрида бора используется в качестве армирующего волокна. Может быть использовано волокно из другого соответствующего керамического материала. Может быть использована смесь из двух или более из вышеупомянутых волокон.

[0020] Для образования неподвижной направляющей лопатки 11 турбины предпочтительно используется трехмерный тканый материал из армирующих волокон в зависимости от толщины, необходимой для обеспечения достаточной прочности. В альтернативном варианте может быть использована стопа из двумерных материалов или стопа из двумерных материалов, сшитых посредством армирующих волокон. Ориентацию материала (-ов) выбирают с учетом направления напряжения, действующего на неподвижную направляющую лопатку 11 турбины.

[0021] Неподвижную направляющую лопатку 11 турбины изготавливают посредством предварительного формования куска тканого материала из армирующих волокон, последующего пропитывания предварительно отформованного тканого материала керамической матрицей с помощью такой операции, как пропитка, спекание или тому подобное, и последующей механической обработки тканого материала, пропитанного керамической матрицей.

[0022] Как показано на фиг.3, одна неподвижная направляющая лопатка 11 турбины образует в целом С-образную форму. В частности, неподвижная направляющая лопатка 11 турбины включает в себя продолжающуюся радиально часть 20 с аэродинамическим профилем, наружную бандажную часть 21, продолжающуюся от радиально наружного конца части 20 с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону, в результате чего она выступает на стороне 20а части 20 с аэродинамическим профилем, и внутреннюю бандажную часть 22, продолжающуюся от радиально внутреннего конца части 20 с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону, в результате чего она выступает на стороне 20а части 20 с аэродинамическим профилем.

[0023] Наружная бандажная часть 21 включает в себя передний участок 21b, имеющий наклон в радиальном направлении наружу от базового участка 21а, который ограничивает проточный канал для газа. Наружная бандажная часть 21 также включает в себя задний участок 21с, имеющий наклон в радиальном направлении наружу от базового участка 21а и после этого выступающий по направлению к оси, в результате чего он имеет приблизительно S-образный профиль.

[0024] Внутренняя бандажная часть 22 включает в себя передний участок 22b, проходящий в радиальном направлении внутрь от базового участка 22а, который ограничивает проточный канал для газа, и задний участок 22с, незначительно выступающий в радиальном направлении внутрь.

[0025] Концевые поверхности 21d, 22d на определяемом в направлении вдоль окружности конце наружной и внутренней бандажных частей 21, 22 имеют криволинейность в соответствии с формой стороны 20b части 20 с аэродинамическим профилем. Когда множество неподвижных направляющих лопаток 11 турбины собирают в сегмент 10, показанный на фиг.2, это обеспечивает возможность входа наружных бандажных частей 21 в плотный контакт друг с другом и входа внутренних бандажных частей 22 в плотный контакт друг с другом. Поверхности контакта наружных бандажных частей 21, а также поверхности контакта внутренних бандажных частей 22 соединяют вместе пайкой твердым припоем.

[0026] Подвеска 12 выполнена из металлического материала (например, никелевого сплава) и, как показано на фиг.1, 2 и 4, расположена с радиально наружной стороны сегмента 10 и подлежит креплению к корпусу 2 турбины при одновременном удерживании сегмента 10. В частности, подвеска 12 включает в себя базовую часть 12а, которая закрывает наружную периферийную поверхность сегмента 10 при некотором зазоре между ними. На переднем крае базовой части 12а предусмотрена передняя крюкообразная часть 12b, предназначенная для сцепления с передним участком 21b наружной бандажной части 21 каждой неподвижной направляющей лопатки 11 турбины, и на заднем крае базовой части 12а предусмотрена задняя крюкообразная часть 12с, предназначенная для сцепления с задним участком 21с наружной бандажной части 21 каждой неподвижной направляющей лопатки 11 турбины.

[0027] Каждая из крюкообразных частей 12b, 12с имеет канавку с ее внутренней стороны, которая открыта в сторону центра подвески в аксиальном направлении. Это обеспечивает возможность сцепления наружной бандажной части 21 с крюкообразными частями посредством вдвигания переднего участка 21b и заднего участка 21с наружной бандажной части 21 в направлении вдоль окружности в канавки соответственно в передней крюкообразной части 12b и задней крюкообразной части 12с.

[0028] Подвеска 12 дополнительно включает в себя переднюю кромку 12d и заднюю кромку 12е с наружной стороны, при этом передняя кромка 12d проходит от передней крюкообразной части 12d по диагонали вперед и задняя кромка 12d расположена в центре подвески, определяемом в аксиальном направлении, и проходит в радиальном направлении наружу. Задняя кромка 12е имеет множество сквозных отверстий 12f (см. фиг.1 и 6А).

[0029] Подвеска 12, имеющая вышеописанную конструкцию, прикреплена к корпусу 2 турбины посредством ввода дистального конца задней кромки 12е в контактное взаимодействие с установочной частью 2а корпуса 2 турбины и соединения установочной части 2а и задней кромки вместе штифтами 14, вставленными в сквозные отверстия 12f. Соответственно, аксиальное перемещение подвески 12 ограничивается установочной частью 2а, и ее перемещение вдоль окружности и радиальное перемещение ограничиваются штифтами 14.

[0030] Как показано на фиг.2, например, на радиально внутренней стороне сегмента 10 одна из неподвижных направляющих лопаток 11 турбины, образующих сегмент (крайняя левая неподвижная направляющая лопатка турбины на фиг.2) имеет вырез 22е на конце переднего участка 22b внутренней бандажной части 22. Как показано на фиг.1, сегмент 10 прикреплен к опорной части 15, расположенной со стороны оси, посредством ввода передних участков 22b внутренних бандажных частей 22 неподвижных направляющих лопаток 11 турбины в контактное взаимодействие с установочной частью 15а опорной части 15, расположенной со стороны оси, и соединения установочной части 15а и передних участков 22b вместе посредством штифта 16, вставленного в вырез 22е. Соответственно, аксиальное перемещение внутренних бандажных частей 22 ограничено установочной частью 15а, и их перемещение вдоль окружности ограничено штифтом 16.

[0031] В представленном варианте осуществления уплотнительные элементы 13 содержат крюкообразное уплотнение 30, уплотнения 31 подвески, наружные уплотнения 32 и внутренние уплотнения 33.

[0032] Как показано на фиг.1, крюкообразное уплотнение 30 расположено между наружными бандажными частями 21 неподвижных направляющих лопаток 11 турбины и подвеской 12 для создания уплотнения между передними участками 21b наружных бандажных частей 21 и передней крюкообразной частью 12b подвески 12 и между задними участками 21с наружных бандажных частей 21 и задней крюкообразной частью 12с подвески 12.

[0033] В частности, как показано на фиг.4, крюкообразное уплотнение 30 содержит базовую часть 30а с решетчатой конструкцией, имеющую четыре стороны и крестообразный элемент. Передняя сторона 30b и задняя сторона 30с изогнуты в соответствии с формой канавок соответственно в передней крюкообразной части 12b и задней крюкообразной части 12с.

[0034] Крюкообразное уплотнение 30 имеет два выреза 30d на задней стороне 30с. Подвеска 12 имеет сквозные отверстия 12g в верхней части задней крюкообразной части 12с, соответствующие вырезам 30d (см. фиг.1 и 6а), и некоторые из неподвижных направляющих лопаток 11 турбины (неподвижные направляющие лопатки 11 турбины на противоположных концах на фиг.4) имеют вырез 21е на заднем участке 21с наружной бандажной части 21. В сегменте 10 перемещение крюкообразного уплотнения 30 и неподвижных направляющих лопаток 11 турбины в направлении вдоль окружности относительно подвески 12 ограничено штифтами 17, каждый из которых вставлен в сквозное отверстие 12g и вырезы 30d, 21е.

[0035] Размеры, такие как зазор между передними участками 21b наружных бандажных частей 21 и передней крюкообразной частью 12b подвески 12, зазор между задними участками 21с наружных бандажных частей 21 и задней крюкообразной частью 12с подвески 12 и толщина крюкообразного уплотнения 30, определяются с учетом различия в тепловом расширении между неподвижными направляющими лопатками 11 турбины, изготовленными из композита с керамической матрицей, и подвеской 12, изготовленной из металлического материала, для подавления термического напряжения, действующего на неподвижные направляющие лопатки 11 турбины при высоких температурах во время эксплуатации реактивного двигателя, и предотвращения утечки газа.

[0036] Уплотнения 31 подвески, наружные уплотнения 32 и внутренние уплотнения 33 предусмотрены для создания уплотнения между соседними сегментами 10. В частности, как показано на фиг.5, 6А и 6В, уплотнение 31 подвески расположено в канавке под уплотнение на концевой поверхности на определяемом в направлении вдоль окружности конце подвески 12. Вспомогательные уплотнения 31а подвески расположены у соответствующих изгибов уплотнения 31 подвески.

[0037] Наружные уплотнения 32 расположены между базовой частью 30а крюкообразного уплотнения 30 и радиально наружной поверхностью наружной бандажной части 21 и в канавке под уплотнение на концевой поверхности на определяемом в направлении вдоль окружности конце заднего участка 21с наружной бандажной части 21. Внутренние уплотнения 33 расположены на радиально внутренней поверхности внутренней бандажной части 22 и в канавке на концевой поверхности на определяемом в направлении вдоль окружности конце переднего участка 22b внутренней бандажной части 22.

[0038] Как описано выше, в турбине в представленном варианте осуществления неподвижная направляющая лопатка 11 турбины имеет в целом непрерывную С-образную форму, включающую в себя наружную и внутреннюю бандажные части 21, 22, которые ограничивают проточный канал для газа. Таким образом, неподвижная направляющая лопатка турбины имеет простую конструкцию, которая может быть образована из одного куска тканого материала, при одновременном обеспечении возможности образования проточного канала для газа посредством использования большей частью композита с керамической матрицей.

[0039] Неподвижные направляющие лопатки 11 турбины удерживаются подвеской 12 при передних участках 21b и задних участках 21с наружных бандажных частей 21, сцепленных соответственно с передней крюкообразной частью 12b и задней крюкообразной частью 12с подвески 12, и прикреплены к корпусу 2 турбины посредством подвески 12. Поскольку подвеска 12, а также корпус 2 турбины выполнены из металлического материала, для них отсутствует проблема, связанная с термическим напряжением. Таким образом, сегмент 10, образованный большей частью из композита с керамической матрицей, может быть прикреплен к корпусу 2 турбины, исходно предназначенному для крепления металлических неподвижных направляющих лопаток турбины, посредством использования подвески 12, выполненной так, что она имеет такую же конструкцию для монтажа/сборки, какую имеют металлические неподвижные направляющие лопатки турбины, без изменения установочных конструктивных элементов корпуса 2 турбины. Кроме того, при соответствующем задании зазора между крюкообразными частями 12b, 12с подвески 12 и передними и задними участками 21b, 21с наружных бандажных частей 21 термическое напряжение на неподвижных направляющих лопатках 11 турбины может быть подавлено без чрезмерного «защемления» неподвижных направляющих лопаток 11 турбины.

[0040] Кроме того, крюкообразное уплотнение 30, предусмотренное между крюкообразными частями 12b, 12с подвески 12 и передними и задними участками 21b, 21с наружных бандажных частей 21, и уплотнения 31 подвески, наружные уплотнения 32 и внутренние уплотнения 33, предусмотренные между соседними сегментами 10, могут предотвратить утечку газа из проточного канала для газа.

[0041] Кроме того, крюкообразные части 12b, 12с подвески 12 выполнены в виде частей с канавками, что обеспечивает возможность сцепления наружной бандажной части 21 с крюкообразными частями 12b, 12с посредством вдвигания переднего и заднего участков 21b, 21с наружной бандажной части 21 в направлении вдоль окружности в данные канавки. Таким образом, неподвижные направляющие лопатки 11 турбины могут быть надежно прикреплены посредством простой операции.

[0042] Как описано выше, турбина в представленном варианте осуществления может иметь простую конструкцию и обеспечивает возможность образования проточного канала для газа посредством использования композита с керамической матрицей в широких пределах при одновременном подавлении термического напряжения на неподвижных направляющих лопатках турбины. Следовательно, это может обеспечить дополнительно улучшенные эксплуатационные характеристики реактивного двигателя и уменьшенный расход топлива.

[0043] Выше была описана турбина в соответствии с настоящим изобретением. Однако настоящее изобретение не ограничено описанным вариантом осуществления.

[0044] Например, в описанном варианте осуществления турбина представляет собой турбину низкого давления, предусмотренную в реактивном двигателе. Однако настоящее изобретение может быть применено для других типов турбин реактивных двигателей, имеющих неподвижные направляющие лопатки турбин.

[0045] Кроме того, в описанном варианте осуществления подвеска 12 прикреплена к корпусу 2 турбины посредством контактного взаимодействия задней кромки 12е с установочной частью 2а корпуса 2 турбины и вставки штифтов 14 в сквозные отверстия 12f. Однако конструкция для крепления подвески 12 к корпусу 2 турбины не ограничена данным типом.

[0046] Кроме того, в представленном варианте осуществления крюкообразное уплотнение 30, уплотнения 31 подвески, наружное уплотнение 32 и внутренние уплотнения 33 предусмотрены в качестве уплотнительных элементов 13. Однако тип, число, схема расположения и тому подобные характеристики уплотнительных элементов не ограничены данными характеристиками в описанном варианте осуществления.

[0047] [Аспекты настоящего изобретения]

Турбина в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения представляет собой турбину, предназначенную для использования в реактивном двигателе, и содержит множество неподвижных направляющих лопаток турбины, расположенных вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины, при этом неподвижные направляющие лопатки турбины выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из данных лопаток содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону; опорный элемент, выполненный из металлического материала и содержащий переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа, и корпус турбины, выполненный из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент.

[0048] Турбина в соответствии со вторым аспектом представляет собой турбину согласно первому аспекту, дополнительно содержащую уплотнительный элемент, расположенный между наружной бандажной частью и опорным элементом для создания уплотнения, по меньшей мере, между передним участком наружной бандажной части и передней крюкообразной частью опорного элемента и между задним участком наружной бандажной части и задней крюкообразной частью опорного элемента.

[0049] Турбина в соответствии с третьим аспектом изобретения представляет собой турбину согласно первому или второму аспекту, в которой опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки соответственно в передней и задней крюкообразных частях, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом.

Перечень ссылочных позиций

[0050]

1 Турбина низкого давления
2 Корпус турбины
Установочная часть
3 Турбинная лопатка
4 Сопловой аппарат турбины
10 Сегмент соплового аппарата турбины
11 Неподвижная направляющая лопатка турбины
12 Подвеска (опорный элемент)
12а Базовая часть
12b Передняя крюкообразная часть
12с Задняя крюкообразная часть
13 Уплотнительный элемент
20 Часть с аэродинамическим профилем
21 Наружная бандажная часть
22 Внутренняя бандажная часть
30 Крюкообразное уплотнение
31 Уплотнение подвески
32 Наружное уплотнение
33 Внутреннее уплотнение

1. Турбина, предусмотренная в реактивном двигателе, содержащая:

множество неподвижных направляющих лопаток турбины, расположенных вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины, при этом неподвижные направляющие лопатки турбины выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из них содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону;

опорный элемент, выполненный из металлического материала и содержащий переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа; и

корпус турбины, выполненный из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент,

причем опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки соответственно в передней и задней крюкообразных частях, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом.

2. Турбина по п.1, дополнительно содержащая уплотнительный элемент, расположенный между наружной бандажной частью и опорным элементом для создания уплотнения по меньшей мере между передним участком наружной бандажной части и передней крюкообразной частью опорного элемента и между задним участком наружной бандажной части и задней крюкообразной частью опорного элемента.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Энергоустановка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к элементам маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя. Коробка приводных агрегатов содержит зубчатое колесо, патрубок, подшипники, центробежную крыльчатку с лопатками.

Изобретение относится к энергетике. Парогазовая установка состоит из двух контуров - внутреннего и внешнего и газоотводящего канала.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к подводу охладителя к валу авиационного газотурбинного двигателя, и может быть использовано в транспортном машиностроении.

Изобретение относится к твердым телам, имеющим искусственные пористые структуры, и касается низкопористого ауксетического листового материала. Конструкционный материал содержит конструкцию из структур с продолговатыми порами, причем каждая из структур с продолговатыми порами включает в себя одну или более субструктур, первое множество первых структур с продолговатыми порами и второе множество вторых структур с продолговатыми порами, причем каждая из первых и вторых структур с продолговатыми порами имеет большую ось и малую ось, большие оси первых структур с продолговатыми порами перпендикулярны большим осям вторых структур с продолговатыми порами, первые и вторые множества структур с продолговатыми порами расположены в матрице рядов и столбцов, при этом каждый из рядов и каждый из столбцов выполнен чередующимся между первыми и вторыми структурами с продолговатыми порами, первые и вторые структуры с продолговатыми порами выполнены в форме двутавровых щелевых отверстий, так что пористость структур с продолговатыми порами ниже значения около 10%, и конструкция из структур с продолговатыми порами определяет элементарные ячейки, которые в качестве реакции на одноосное напряжение обеспечивают демонстрацию листовым материалом поведения с отрицательным коэффициентом Пуассона.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к авиадвигателестроению. Техническим результатом является увеличение жесткости соединения, что приводит к повышению прочности и надежности узла соединения в случае динамической нагруженности, а именно при воздействии вибраций, а также снижение массы узла соединения в целом.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A).

Изобретение относится к способу регулирования охлаждения масла и к устройству охлаждения масла в лопаточной машине. Способ регулирования охлаждения масла внутри устройства и устройство охлаждения масла лопаточной машины содержат первый теплообменник, установленный последовательно со вторым теплообменником.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная установка, содержащая соединенные по ходу рабочего тела цикла Брайтона компрессор, камеру сгорания и турбину, выходной вал которой соединен с электрогенератором, статорные обмотки которого соединены с энергосистемой, дополнительно снабжена электрическим нагревателем и блоком питания электрического нагревателя, при этом электрический нагреватель расположен последовательно в контуре для нагрева рабочего тела цикла Брайтона, силовые входы электрического нагревателя соединены с силовыми выходами блока питания электрического нагревателя, силовой вход блока питания электрического нагревателя соединен с цепью статорной обмотки электрогенератора.

Активная паровая турбина сверхкритических параметров, включающая корпус, крышки корпуса со втулками, имеющими концевые лабиринтные уплотнения, ротор, установленный в радиальный и сдвоенный радиально-упорный подшипник и состоящий из вала, на котором закреплены рабочие колеса первой, второй и третей ступеней, сопловой аппарат первой ступени, образованный из равномерно расположенных по окружности сопел на передней крышке корпуса, закрепленные в корпусе неподвижные диафрагмы второй и третьей ступеней с кольцевыми проточками промежуточного лабиринтного уплотнения на внутреннем диаметре, а внешние диаметры представляют собой венцы, состоящие из сопел, образующие совместно с распорными втулками сопловые аппараты второй и третьей ступени, трубную разводку и паровыпускной отвод.

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

Сопловой аппарат реверсивной турбины включает сопловой аппарат прямого хода, расположенный на нижнем ярусе турбины, сопловой аппарат заднего хода, расположенный в верхнем ярусе турбины, и промежуточный корпус.

Элемент турбомашины включает аэродинамический профиль с задней кромкой и полку. Полка включает область задней кромки для поддержания указанной задней кромки, переднюю краевую поверхность, заднюю краевую поверхность, две окружные фронтальные поверхности, паз для уплотнительной полосы и разгрузочную полость.

Направляющая лопатка влажнопаровой турбины содержит цельный корпус с входной и выходной кромками, вогнутую и выпуклую поверхности, образующие профиль лопатки. В лопатке выполнены внутренние полости.

Изобретение относится к турбомашинам, в частности к устройствам регулирования направляющих лопаток турбомашины. Предложено устройство для поворачивания множества направляющих лопаток, сгруппированных в кольцо, вокруг осей поворота направляющих лопаток, продолжающихся в радиальном направлении.

Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины содержит полое перо 1, выполненное в виде передней полости 2 и задней полости 3, разделенных радиальной перегородкой 4.

Изобретение относится к ступени компрессора низкого давления осевой турбомашины, такой как турбореактивный двигатель. Ступень содержит ротор (12), внешняя поверхность которого содержит два кромочных уплотнителя (32), каждый из которых образует радиальное кольцевое ребро; и статор, содержащий кольцевой ряд лопастей (26) статора, проходящих в целом в радиальном направлении; и внутреннюю оболочку (28), радиальное поперечное сечение которой содержит центральную часть (40), соединенную с внутренними краями лопастей (26), боковую часть (42), проходящую с каждой стороны от центральной части до одного из двух кромочных уплотнителей (32), соответственно, образуя, таким образом, ротор с кольцевой полостью.

Изобретение относится к паровой турбине с впускным кольцевым каналом, который гидравлически соединен с впускным штуцером, причем осуществленный таким образом, что входящий поток сначала замедляется, а затем ускоряется и одновременно изменяет направление.

Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющих лопаток компрессора из композиционного материала для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного.

Изобретение относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины. Турбина содержит множество неподвижных направляющих лопаток, опорный элемент и корпус. Множество неподвижных направляющих лопаток турбины расположены вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины и выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из них содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону. Опорный элемент выполнен из металлического материала и содержит переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа. Корпус турбины выполнен из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент. Опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх