Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор. Роторы установлены на валу, а между статором и валом проходит герметизирующая пластина. Герметизирующая пластина отделяет первую полость, расположенную между первым ротором и статором, от второй полости, расположенной между статором и вторым ротором. Внутри первой полости расположены средства понижения давления, содержащие множество радиальных ребер, образующих центробежный компрессор. Изобретение позволяет снизить утечки рабочего тела между полостями в турбине газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к турбине газотурбинного двигателя.

Предшествующий уровень техники

Чтобы нагнетать достаточное количество воздуха в массе, при помощи входного компрессора обеспечивают повышение давления с постоянной скоростью. Затем сгорание топлива, как правило, керосина, в атмосфере кислорода воздуха, проходящего через двигатель воздуха, приводит к выделению большого количества энергии.

Газотурбинные двигатели содержат турбину, отбирающую часть энергии, высвобождающейся при сгорании топлива, для приведения во вращение некоторых вращающихся элементов, таких как компрессор, находящийся на уровне входа воздуха.

В двухконтурных газотурбинных двигателях типа двигателя, показанного на фиг. 1, как правило, турбина состоит из одной или более ступеней (статор-ротор) высокого давления (ВД) и из одной или более ступеней низкого давления (НД).

В частности, отмечается, что среди турбин ВД двухступенчатые турбины являются самыми производительными.

Однако специфической проблемой турбин ВД, например, двухступенчатых турбин ВД, является контроль герметичности между двумя междисковыми полостями. На фиг. 2, на которой представлена известная двухступенчатая турбина 10, показаны первая ступень, образованная первым лопаточным статором 11 (направляющим аппаратом) и первым лопаточным ротором 12 (рабочим колесом), и вторая ступень, образованная вторым лопаточным статором 13 (другим направляющим аппаратом) и вторым лопаточным ротором 14 (другим рабочим колесом). Узел статоров 11, 13 образует неподвижную систему лопаток (статоры 11, 13 прикреплены к корпусу газотурбинного двигателя 1), и узел роторов 12, 14 образует подвижную систему лопаток (роторы 12, 13 установлены на валу 2).

Две вышеупомянутые междисковые полости расположены с двух сторон от второго статора 13: выше по потоку от этого статора (то есть между первым ротором 12 и вторым статором 13) находится первая полость С1, и ниже по потоку (то есть между вторым статором 13 и вторым ротором 14) находится вторая полость С2.

Первая полость (или расположенная выше по потоку полость) С1 и вторая полость (или расположенная ниже по потоку полость) С2 разделены герметизирующей пластиной (статор/корпус) 20, проходящей от полки второго статора 13 (к которой прикреплена пластина 20) до вала 2. Пластина 20 имеет по существу кольцевую форму.

В целях охлаждения через полку второго статора 13 нагнетают текучую среду в первую полость С1, откуда она выходит через промежуток между полками первого ротора 12 и второго статора 13.

Однако, как показано на фиг. 2, часть этой текучей среды проходит на уровне места соединения между пластиной 20 и валом 2 и проникает во вторую полость С2, откуда она выходит через промежуток между полками второго статора 13 и второго ротора 14. Этот поток замыкает накоротко второй статор 13 и приводит к небольшому снижению КПД.

Чтобы бороться с этим явлением, было предложено улучшить герметичность на уровне места соединения между пластиной 20 и валом 2, например, посредством добавления лабиринтного уплотнения 21. Однако контроль герметичности на этом уровне остается сложным, поскольку пластина 20 и вал 2 являются подвижными относительно друг друга.

Изобретение призвано улучшить ситуацию посредством простого и эффективного решения проблемы герметичности между двумя междисковыми полостями С1 и С2.

Раскрытие изобретения

Согласно изобретению узел турбины газотурбинного двигателя содержит расположенные последовательно по меньшей мере один первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор, при этом указанные роторы установлены на валу, между статором и валом проходит герметизирующая пластина, отделяющая первую полость, расположенную между первым ротором и статором, от второй полости, расположенной между статором и вторым ротором, при этом внутри первой полости расположены средства понижения давления.

Узел характеризуется тем, что средства понижения давления содержат множество по существу радиальных ребер, образующих центробежный компрессор и расположенных в первой полости.

Под турбиной в данном случае следует понимать любую высокооборотную турбину, для которой контроль герметичности между двумя междисковыми полостями требует усилий в проектировании и изготовлении. Под высокооборотной турбиной следует понимать любую турбину, работающую при давлениях, аналогичных давлению в турбине высокого давления авиационного газотурбинного двигателя. Такую турбину можно считать высокооборотной в сравнении с турбиной высокого давления газотурбинного двигателя, который имеет также более медленную турбину низкого давления.

Согласно другим предпочтительным и неограничительным особенностям:

– указанные ребра расположены на расположенной ниже по потоку стороне первого ротора;

– ребра расположены на уровне утонения первого ротора;

– первый ротор содержит множество лопаток, при этом узел турбины содержит одно ребро для каждой лопатки первого ротора;

– ребра имеют изогнутый периферийный конец;

– указанные средства понижения давления внутри первой полости дополнительно содержат вспомогательную герметизирующую пластину, расположенную в первой полости напротив указанных ребер;

– ребра и вспомогательная герметизирующая пластина имеют взаимодополняющую форму;

– средства понижения давления внутри первой полости выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью и второй полостью по меньшей мере на 50%;

– средства понижения давления внутри первой полости выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью и второй полостью по меньшей мере на 90%;

– указанный лопаточный статор является вторым статором, при этом узел турбины дополнительно содержит первый лопаточный статор, расположенный выше по потоку от первого ротора;

– давление выше по потоку от статора превышает давление ниже по потоку от статора.

Краткое описание чертежей

Другие особенности и преимущества изобретения будут более очевидны из последующего описания предпочтительного варианта осуществления. Описание представлено со ссылками на чертежи.

На фиг. 1 (уже описана выше) показан известный газотурбинный двигатель;

на фиг. 2 (уже описана выше) – известная двухступенчатая турбина;

на фиг. 3а – известная двухступенчатая турбина, подробный вид;

на фиг. 3b – турбина согласно варианту осуществления изобретения;

на фиг. 4а – 4b – первый ротор турбины согласно вариантам осуществления изобретения.

Варианты осуществления изобретения

Герметичность

Как показано на фиг. 3а, проницаемость междискового уплотнения во многом зависит от окружающего давления в междисковых полостях С1 и С2, которое обусловлено степенью расширения в проточном тракте при прохождении через второй статор 13. Действительно, по определению давление понижается на уровне каждого элемента 11, 12, 13, 14 турбины, и, в частности, давление выше по потоку от второго статора 13 ниже давления ниже по потоку от второго статора 13. На практике давление Pниже по потоку ниже по потоку от этого второго статора 13 равно примерно 0,4 – 0,8 (предпочтительно около 0,5) давления Pвыше по потоку выше по потоку от статора 13. Как правило, Pвыше по потоку и Pниже по потоку составляют около нескольких бар. Эта большая разность уменьшает возможность утечек на уровне лабиринтного уплотнения.

Можно еще улучшить характеристики этой герметичности, но с учетом таких аспектов, как минимальный монтажный зазор, использование накладок из истираемого материала типа NIDDA или размер междискового пространства, она не может быть идеальной.

Изобретение призвано решить проблемы междисковой проницаемости не за счет улучшения характеристик герметичности на уровне уплотнения 21, а посредством воздействия на саму причину этой проблемы, то есть на разность давления между двумя полостями С1 и С2.

В частности, предложен узел 10 турбины газотурбинного двигателя 1, содержащий расположенные последовательно по меньшей мере один первый лопаточный ротор 12, лопаточный статор 13 и второй лопаточный ротор 14. На практике, лопаточный статор 13 является вторым статором (как было указано во введении), при этом турбина 10 также содержит первый статор 11, расположенный выше по потоку. Понятия «выше по потоку» и «ниже по потоку» следует рассматривать в отношении направления потока текучей среды: выходя из камеры сжатия, текучая среда будет проходить последовательно первый статор 11, затем первый ротор 12, затем второй статор 13 и, наконец, второй ротор 14. Первые статор 11 и ротор 12 образуют первую ступень турбины 10, и вторые статор 13 и ротор 14 образуют вторую ступень. Предпочтительно турбина 10 является двухступенчатой, но в альтернативном варианте она может содержать больше ступеней.

Понятно, что в рамках настоящего узла 10 турбины имеет значение только второй статор 13, и в дальнейшем тексте описания он будет называться просто «статором» 13.

Роторы 12, 14 установлены на валу 2. Они имеют множество радиальных лопаток, проходящих по всей их окружности, начиная от полки, имеющей внутреннюю/наружную стенку, которую обдувает воздух и которая образует проточный тракт.

В частности, ротор 12, 14 может быть в виде единой детали (и, следовательно, поддерживает все лопатки детали 1) или может состоять из множества элементарных органов, каждый из которых поддерживает одну лопатку («ножку» лопатки), образуя узел лопатки. В первом случае говорят о МЛД («Моноблочном Лопаточном Диске»), а во втором случае о лопаточном колесе. В случае узла лопатки ротор 12, 14, как правило, имеет утонение 120 под своей полкой (с целью уменьшения массы).

В случае статоров 11 и 13 лопатки прикреплены к наружному корпусу. Они имеют полку, образующую радиально наружную стенку детали 1 (газ проходит внутри, лопатки проходят по направлению к центру) и, в случае необходимости, радиально внутреннюю стенку детали 1 (газ проходит вокруг), образуя ступицу, как в случае ротора 12, 14.

Статоры 11, 13 могут быть тоже в виде единой детали или нет и могут быть неподвижными или могут быть выполнены с подвижными лопатками.

Кроме того, между статором 13 и валом 2 расположена герметизирующая пластина 20, отделяющая первую полость С1, расположенную между первым ротором 12 и статором 13, от второй полости С2, расположенной между статором 13 и вторым ротором 14. Как было указано выше, речь идет о пластине по существу кольцевой формы, как правило, заканчивающейся лабиринтным уплотнением 21.

Настоящий узел 10 турбины позволяет решить проблемы междисковой проницаемости за счет того, что дополнительно содержит средства 300, 31 понижения давления внутри первой полости С1.

Уравновешивание давлений

Показанные на фиг. 3b средства 300, 31 понижения давления внутри первой полости С1 обеспечивают понижение давления внутри полости С1, равного р бар, и в гораздо меньшей степени – понижение давления внутри полости С2 (равного p’ бар, при р >> p’. С учетом этого в дальнейшем тексте описания предполагается, что p’ равно нулю). Необходимо отметить, что, поскольку давление в каждой из полостей С1 и С2 не может быть однородным, под выражениями «давление внутри первой полости С1» и «давление внутри второй полости С2» следует понимать давления в наиболее центральной части каждой полости соответственно с двух сторон от лабиринтного уплотнения 21.

Возвращаясь к предыдущим примерам, получаем соответствующие давления (когда средства 300, 31 являются активными) РС1 = Pвыше по потоку – Х и РС2 = Pниже по потоку.

Разность давления Δ между двумя полостями С1 и С2 (то есть градиент давления на границах лабиринтного уплотнения 21) уменьшается от Δi = P выше по потоку – Pниже по потоку до Δf = РС1 – РС2 = Pвыше по потоку – Pниже по потоку – Х < Pвыше по потоку – Pниже по потоку = Δi.

Предпочтительно понижение давления является таким, что дельта давлений значительно уменьшается, то есть проявляется тенденция к уравновешиванию давлений первой полости С1 и второй полости С2, то есть Δf → 0, то есть Х → Pвыше по потоку – Pниже по потоку.

Таким образом, средства 300, 31 понижения давления внутри первой полости С1 предпочтительно выполнены таким образом, что разность давления Δ уменьшается по меньшей мере в два раза (то есть Δf ≤ 0,5 Δi, то есть Х ≥ 0,5 × (Pвыше по потоку – Pниже по потоку)) и даже по меньшей мере в десять раз (то есть Δf ≤ 0,1 Δi, то есть Х ≥ 0,9 × (Pвыше по потоку – Pниже по потоку)).

Уменьшение и даже устранение разности давления между первой и второй полостями С1, С2 приводит к уменьшению и даже к устранению проблемы герметичности: если давления равны, то больше нет потока из первой полости С1 во вторую полость С2, даже если герметичность не является идеальной.

Понятно, что возможные многие варианты выполнения средств 300, 31 понижения давления внутри первой полости С1, в том числе механическое всасывание внутри первой полости С1.

Предпочтительно используют множество ребер 300, которые воспроизводят эффект «локального» центробежного компрессора, как показано на фиг. 3b.

Центробежный компрессор

Центробежный компрессор является механизмом, который приводит во вращение текучую среду вокруг оси 2 и, следовательно, за счет центробежной силы заставляет текучую среду перемещаться от дна полости С1 (от центра) по направлению вверх (наружу на уровне соединения с проточным трактом), то есть перемещаться в радиальном направлении. Это приводит к появлению градиента давления.

В частности, можно напомнить, что для системы вращающейся текучей среды закон статического равновесия давлений выражается уравнением:

,

где: ρ – плотность воздуха, кг/м3; r – радиус, м; wвоздух – скорость вращения воздуха, рад/с; wротор – скорость вращения твердого тела, рад/с; Ке – приводной коэффициент = .

Таким образом, за счет приведения во вращение текучей среды центробежный компрессор создает противодействующий градиент давления, уравновешивающий центробежный эффект в первой полости, который является максимальным, когда Ке является максимальным.

Понятно, что, хотя компрессор по определению является устройством, предназначенным для повышения давления в данной зоне (в данном случае на соединении между полостью и проточным трактом выше по потоку от статора 13), он также приводит к понижению давления в другой зоне (в данном случае в полости С1, то есть максимально близко к центру), где происходит «откачка» текучей среды. Использование компрессора в качестве средства понижения давления может показаться парадоксальным, но не создает проблемы.

Ребра

Предпочтительно эффекта центробежного компрессора достигают при помощи множества по существу радиальных ребер 300, расположенных в первой полости С1. Иначе говоря, средства 300, 31 понижения давления содержат указанное множество ребер 300.

Поскольку первый ротор 12 уже сам по себе является твердым телом, вращающимся в полости С1, достаточно добавить ребра 300 ниже по потоку от первого ротора 12. Таким образом, вращение ротора 12 естественным образом и автоматически приводит к получению требуемого эффекта центробежного сжатия и понижения давления внутри первой полости С1. Ребра 300 выполнены с возможностью максимизировать коэффициент Ке.

Следует отметить, что уже известно размещение рекомпрессионных ребер в турбине, но не в первой полости С1, тем более не на расположенной ниже по потоку стороне первого ротора 12 и тем более не с целью понижения давления внутри первой полости С1.

Например, в документе US 4759688 предложены рекомпрессионные ребра напротив расположенной выше по потоку стороне первого ротора. Такие ребра (причем неподвижно соединенные со статором) служат только для перекачки текучей среды, чтобы способствовать циркуляции текучей среды в первом роторе и, следовательно, его охлаждению. Они не имеют ничего общего с ребрами 300 согласно изобретению, которые вращаются вместе с первым ротором 12.

На фиг. 4а, где показан ротор 12, ребра 300 предпочтительно расположены на уровне утонения 120 первого ротора 12. На конце этого утонения ребра 300 имеют изогнутый периферийный конец 301. Желательно продолжить эти ребра 300 как можно ближе к проточному тракту.

Такая конфигурация является предпочтительной в случае так называемой вентиляции через ротор 12 (то есть на дне первой полости С1) или вентиляции через статор 13 (как было указано во введении). Действительно, в данном случае ребра 300 находятся непосредственно на выходе отверстий питания (для охлаждения) первого ротора 12 (рядом с лабиринтным уплотнением 21). Выходной радиус ребер 300 является результатом компромисса масса/механическая прочность/выигрыш в эффективности.

В альтернативном варианте в случае так называемой вентиляции «через дно ячейки», то есть под полкой первого ротора, желательно расположить ребра 300 выше утонения 120, то есть начиная от радиуса дна ячейки до проточного тракта, чтобы сохранить Ке=1 во время подъема и ограничить потери напора на входе в «каналах», образованных ребрами.

Во всех случаях предпочтительно иметь столько же ребер 300, сколько и лопаток вокруг ротора 12 (то есть отверстий, если, как на фиг. 4, ротор является колесом, выполненным с возможностью установки на нем лопаток, которые являются разделенными). Кроме того, предпочтительно, чтобы радиальное проходное сечение было большим (ограничение потерь напора) и чтобы ребра не были толстыми (ограничение увеличения массы).

Следует отметить, что добавление ребер 300 приведет к уменьшению коэффициентов обменов между воздухом и первым ротором (Ке максимально приближается к 1, следовательно, относительная тангенциальная скорость является почти нулевой между диском ротора 12 и текучей средой), что приводит к понижению «чувствительности» ротора к температуре воздуха на расположенной ниже по потоку стороне и делает возможным:

– управление термическим состоянием ротора 12;

– уменьшение осевого теплового градиента в случае возможных дополнительных ребер на расположенной выше по потоку стороне, следовательно, уменьшение перекоса диска и улучшение зазора ротор/статор.

Кроме того, ребра 300 увеличивают время реагирования первого ротора 12, что позволяет замедлять первый ротор 12 в фазе ускорения или торможения и, следовательно, позволяет уменьшить пики выбирания зазора ротор/статор и снизить соответствующий риск износа.

Дополнительная пластина

Для усиления эффекта ребер 300 к ним можно добавить вспомогательную герметизирующую пластину 31, расположенную в первой полости С1 напротив указанных ребер 300. Такая вспомогательная пластина 31, показанная на фиг. 3b и на фиг. 4b, уменьшает воздушный зазор, снижает потери напора и лучше способствует тенденции приближения Ке к 1 (поскольку текучая среда принудительно вращается на скорости первого ротора 12).

1. Узел (10) турбины газотурбинного двигателя (1) летательного аппарата, содержащий расположенные последовательно по меньшей мере один первый лопаточный ротор (12), лопаточный статор (13) и второй лопаточный ротор (14), причем роторы (12, 14) установлены на валу (2), между статором (13) и валом (2) проходит герметизирующая пластина (20), отделяющая первую полость (С1), расположенную между первым ротором (12) и статором (13), от второй полости (С2), расположенной между статором (13) и вторым ротором (14), при этом внутри первой полости (С1) расположены средства (300, 31) понижения давления, отличающийся тем, что указанные средства (300, 31) понижения давления содержат множество по существу радиальных ребер (300), образующих центробежный компрессор и расположенных в первой полости (С1).

2. Узел по п. 1, в котором указанные ребра (300) расположены на расположенной ниже по потоку стороне первого ротора (12).

3. Узел по п. 2, в котором ребра (300) расположены на уровне утонения (120) первого ротора (12).

4. Узел по п. 2 или 3, в котором первый ротор (12) содержит множество лопаток, при этом узел (10) турбины содержит одно ребро (300) для каждой лопатки первого ротора (12).

5. Узел по любому из пп. 2–4, в котором ребра (300) имеют изогнутый конец (301).

6. Узел по любому из пп. 1–5, в котором указанные средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) дополнительно содержат вспомогательную герметизирующую пластину (31), расположенную в первой полости (С1) напротив ребер (300).

7. Узел по пп. 1 и 6 в комбинации, в котором ребра (300) и вспомогательная герметизирующая пластина (31) имеют взаимодополняющую форму.

8. Узел по любому из пп. 1–7, в котором средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью (С1) и второй полостью (С2) по меньшей мере на 50%.

9. Узел по п. 8, в котором средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью (С1) и второй полостью (С2) по меньшей мере на 90%.

10. Узел по любому из пп. 1–8, в котором указанный лопаточный статор (13) является вторым статором, при этом узел турбины дополнительно содержит первый лопаточный статор (11), расположенный выше по потоку от первого ротора (12).

11. Узел по любому из пп. 1–10, в котором давление выше по потоку от статора (13) превышает давление ниже по потоку от статора (13).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного и авиационного применения. В узле промежуточного корпуса газотурбинного двигателя, расположенного между компрессором и турбиной, содержащего два кольцевых канала для подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания и от выносной камеры сгорания к турбине через соответствующие патрубки, в отличие от известного кольцевой канал подвода воздуха от компрессора к выносной камере сгорания расположен внутри кольцевого канала подвода газа от выносной камеры сгорания к турбине и снабжен наклонной торцевой стенкой, а в диффузоре канала расположены разделитель потока и направляющие пластины.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Газовая турбина включает уплотнительный элемент для уплотнения зазора между переходной частью и торцевой стенкой сопел в сопловой решетке первой ступени турбины, причем торцевая стенка сопел имеет уплотнительную канавку.

Сектор статора турбины содержит множество лопаток из композитного материала, содержащего волоконное армирование, уплотненное матрицей, первую и вторую платформы. Каждая лопатка имеет аэродинамический профиль, а платформы имеют вид дуг окружностей и изготовлены из композитного материала, содержащего волоконное армирование, уплотненное матрицей.

Спрямляющий аппарат вентилятора содержит множество лопаток статора, которые прикреплены к корпусу турбовентиляторного двигателя. Если комбинация типа лопатки статора и типа лопатки статора для одной ограничивающей проточный канал пластины является такой же, как комбинация типа лопатки первой лопатки статора и типа лопатки статора для другой ограничивающей проточный канал пластины, положения первых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины и вторых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины указанных одной ограничивающей проточный канал пластины и другой ограничивающей проточный канал пластины совпадают друг с другом.

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.

Группа изобретений относится к спиральной камере гидравлической турбины. Камера 32 содержит множество спиральных сегментов 37, 38, определяющих границы канала для направления жидкости, поступающей в камеру, к рабочему колесу, входной сегмент 36, определяющий границы канала для приема жидкости, проходящей в сегменты 37, 38, переходный сегмент 34, соединяющий сегмент 36 с сегментом 37 и определяющий границы канала для направления жидкости, проходящей из сегмента 36 в сегменты 37, 38.

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).

Лопатка (10) соплового аппарата (8) газотурбинного двигателя (1) содержит перо (12), содержащее стенку (16) корытца и стенку (14) спинки, и вставку (20), расположенную между стенкой (16) корытца и стенкой (14) спинки.

Сектор для сборки ступени турбины содержит центральную и периферийную части, лопатки, прикрепленные между ними, а также первую и вторую боковые стороны, противоположные друг другу.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Осевая турбомашина содержит компрессор со статором, включающий стенку, а также круглый или полукруглый ряд лопаток статора. Стенка выполнена круглой или в виде дуги окружности и содержит направляющую поверхность, предназначенную для направления потока турбомашины.

Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.

Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором содержит сектор наружного кольца, предназначенный для установки на кожухе газотурбинного двигателя, сектор внутреннего кольца и венец лопаток статора.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и призвано повысить экономичность двухъярусных ступеней, используемых в качестве предпоследних ступеней в цилиндрах низкого давления (ЦНД) конденсационных турбин.

Сектор статора турбины содержит множество лопаток из композитного материала, содержащего волоконное армирование, уплотненное матрицей, первую и вторую платформы. Каждая лопатка имеет аэродинамический профиль, а платформы имеют вид дуг окружностей и изготовлены из композитного материала, содержащего волоконное армирование, уплотненное матрицей.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, их эксплуатации, в частности к средствам герметизации газовоздушного тракта двигателей высокотемпературными уплотнениями.

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор. Роторы установлены на валу, а между статором и валом проходит герметизирующая пластина. Герметизирующая пластина отделяет первую полость, расположенную между первым ротором и статором, от второй полости, расположенной между статором и вторым ротором. Внутри первой полости расположены средства понижения давления, содержащие множество радиальных ребер, образующих центробежный компрессор. Изобретение позволяет снизить утечки рабочего тела между полостями в турбине газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх