Сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое

Авторы патента:

F01D9/02 - сопла; впускные патрубки; направляющие лопатки; направляющие каналы

Владельцы патента RU 2779785:

МИЦУБИСИ ПАУЭР, ЛТД. (JP)

Изобретение относится к соплу газовой турбины. Сопло газовой турбины включает в себя сопла, сформированные как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру. Торцевая стенка по внутреннему периметру имеет соединительный участок с верхней по потоку стороны и соединительный участок с нижней по потоку стороны. Соединительный участок с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. Соединительный участок с нижней по потоку стороны, расположенный с нижней по потоку стороны от соединительного участка с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. На заднем краевом участке торцевой стенки по внутреннему периметру торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру уменьшенной толщины. Изобретение обеспечивает понижение напряжения, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, и, таким образом, понижение напряжения, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Предпосылки создания изобретения

Настоящее изобретение относится к соплу газовой турбины и, в частности, к соплу газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток, в которой два сопла сформированы как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.

Известное из уровня техники техническое решение в данной области описывается, например, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889.

В выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, раскрывается сопло газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток (см. фиг. 2) и описывается, что внутренний бандаж включает в себя задний фланец, проходящий в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа, и этот задний фланец проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа относительно внутренней поверхности внутреннего бандажа в радиальном направлении, и что внутренний бандаж также включает в себя передний фланец, который проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа, и этот передний фланец располагается между верхним по потоку краевым участком внутреннего бандажа и задним фланцем, и проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа относительно внутренней поверхности внутреннего бандажа в радиальном направлении (см. параграф 0009).

Выложенная заявка на патент Японии, опубликованная под №2007-154889, раскрывает сопло газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток.

В дальнейшем во время работы газовой турбины температура сопла газовой турбины будет все больше и больше повышаться, и сопло газовой турбины будет подвергаться действию повышенного напряжения, связанного с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины.

Кроме того, при возникновении термической деформации в сопле газовой турбины напряжение в сопле газовой турбины повышается, что может приводить к появлению трещин в сопле газовой турбины.

Однако описания сопел газовой турбины, позволяющих избежать возникновения трещин, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, не приводится. В частности, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, не приводится описания сопла газовой турбины, в котором напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, понижается, и понижается напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.

Краткое изложение сущности изобретения

Поэтому задачей настоящего изобретения является создание сопла газовой турбины, в котором напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, понижается, и понижается напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.

Для решения указанной выше задачи предлагается сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру. Торцевая стенка по внутреннему периметру имеет соединительный участок с верхней по потоку стороны и соединительный участок с нижней по потоку стороны. Соединительный участок с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. Соединительный участок с нижней по потоку стороны, расположенный с нижней по потоку стороны от соединительного участка с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. На заднем краевом участке торцевой стенки по внутреннему периметру эта торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру уменьшенной толщины.

В соответствии с настоящим изобретением сопло газовой турбины позволяет понизить напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, и, таким образом, понизить напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.

Эти и другие объекты, признаки и преимущества станут очевидными из приводимого ниже описания вариантов осуществления.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 - пояснительная схематическая иллюстрация газовой турбины 100 в соответствии с вариантами осуществления;

Фиг. 2 - пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантами осуществления;

Фиг. 3 - пояснительный вид в разрезе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантами осуществления; и

Фиг.4 - пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий тонкостенный участок 33 в соответствии с вариантами осуществления.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Ниже со ссылками на прилагаемые чертежи приводится описание вариантов осуществления настоящего изобретения. При этом одни те же или подобные элементы конструкции обозначены одними и теми же ссылочными позициями, и повторного описания этих позиций не приводится.

Варианты осуществления

Газовая турбина 100

Сначала приводится описание варианта осуществления газовой турбины 100.

На фиг.1 представлена пояснительная схематическая иллюстрация газовой турбины 100 в соответствии с вариантом осуществления.

Газовая турбина 100 имеет сопло 10 газовой турбины и лопатку 20 газовой турбины, и в эту газовую турбину поступают газы сгорания.

Газы сгорания вырабатываются в камере сгорания (непоказанной) в результате сжигания воздуха, подвергаемого сжатию в компрессоре (непоказанном), и топлива, подаваемого в камеру сгорания.

В газовой турбине 100 газы сгорания, вырабатываемые в камере сгорания, поступают в сопло 10 газовой турбины, а после прохождения через сопло 10 газовой турбины эти газы сгорания направляются на лопатку 20 газовой турбины.

Под действием направляемых на нее газов сгорания лопатка 20 газовой турбины приводится во вращение. В свою очередь, в результате вращения лопатки 20 газовой турбины генератор (непоказанный), соосно соединенный с лопаткой 20 газовой турбины, генерирует электроэнергию.

Таким образом, высокотемпературные газы сгорания, образующиеся в камере сгорания, поступают в сопло 10 газовой турбины.

В дальнейшем во время работы газовой турбины 100 температура сопла 10 газовой турбины все больше и больше повышается, и сопло 10 газовой турбины подвергается действию повышенного напряжения, связанного с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла 10 газовой турбины. При возникновении термической деформации в сопле 10 газовой турбины сопло 10 газовой турбины может подвергаться действию повышенного напряжения.

При этом сопло 10 газовой турбины соединено со стороны своего внутреннего периметра с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, а со стороны своего внешнего периметра - с диафрагмой 40 по внешнему периметру.

Сопло 10 газовой турбины

Ниже приводится описание варианта осуществления сопла 10 газовой турбины.

На фиг.2 представлен пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления.

Сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления представляет собой, в частности, сопло 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток.

То есть в сопле 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток в соответствии с вариантом осуществления два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру.

Кроме того, два сопла 1 в сопле 10 газовой турбины сформированы со смещением задних краевых участков сопел 1 в окружном направлении относительно передних краевых участков сопел 1. Это обеспечивает эффективность направления газов сгорания, проходящих через сопло 10 газовой турбины, на лопатку 20 газовой турбины.

На фиг.3 представлен пояснительный вид в разрезе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления.

Сопло 10 газовой турбины имеет сопла 1, торцевую стенку 2 по внешнему периметру и торцевую стенку 3 по внутреннему периметру.

Торцевая стенка 2 по внешнему периметру имеет передний фланец 21 и задний фланец 22. Передний фланец 21 проходит в радиальном направлении наружу и соединен с диафрагмой 40 по внешнему периметру, а задний фланец 22 соединен с диафрагмой 40 по внешнему периметру, расположен с нижней по потоку стороны от переднего фланца 21 и проходит в радиальном направлении наружу.

Торцевая стенка 3 по внутреннему периметру имеет соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны и соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны. Соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединен с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, а соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны соединен с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, расположен с нижней по потоку стороны от соединительного участка 31 с верхней по потоку стороны и проходит в радиальном направлении внутрь.

Сопла 1 сформированы между торцевой стенкой 2 по внешнему периметру и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру. Передний краевой участок каждого сопла 1 (верхний по потоку участок в направлении поступления газов сгорания, то есть левый торцевой участок на фиг.3) имеет более короткую длину лопатки, чем длина лопатки его заднего краевого участка (нижнего по потоку участка в направлении поступления газов сгорания, то есть правого торцевого участка на фиг.3). Поэтому в сопле 1 температурное удлинение заднего краевого участка превышает температурное удлинение переднего краевого участка.

Температурное удлинение заднего краевого участка сопла 1 действует на участке контакта между соплом 1 и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру. То есть напряжение, связанное с температурным удлинением (напряжение, возникающее при термической деформации сопла 1), на участке контакта между задним краевым участком сопла 1 и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру увеличивается.

Напряжение, связанное с температурным удлинением, создается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру (на участке ниже по потоку от соединительного участка 32 с нижней по потоку стороны). При этом напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, можно уменьшить за счет уменьшения жесткости на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

При этом, так как сопло 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток имеет высокую жесткость на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, то на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру создается большое напряжение.

Поэтому в рассматриваемом варианте осуществления для уменьшения напряжения, создаваемого на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на этом заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру формируют тонкостенный участок 33. В частности, рассматриваемом варианте осуществления тонкостенный участок 33 сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в сопле 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток, в которой два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру.

Тонкостенный участок 33

Ниже приводится описание варианта осуществления тонкостенного участка 33.

На фиг. 4 представлен пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий тонкостенный участок 33 в соответствии с вариантом осуществления.

Тонкостенный участок 33 сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру. Тонкостенный участок 33 соответствует участку с уменьшенной толщиной стенок (толщиной в радиальном направлении) заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

Формирование тонкостенного участка 33 на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру позволяет уменьшить жесткость на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, что, в свою очередь, позволяет уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

При этом тонкостенный участок 33 можно сформировать в результате вырезания заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру или совместного литья с торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру.

Кроме того, тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в радиальном направлении) сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь.

Формирование тонкостенного участка 33 на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

То есть на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру сформированы тонкостенный участок 33 и участок пространства. Это участок пространства сформирован в результате, например, вырезания заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении со стороны внутреннего периметра.

Кроме того, в предпочтительном варианте радиальная толщина участка пространства превышает радиальную толщину заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, в которой сформирован тонкостенный участок 3 (радиальную толщину тонкостенного участка 33). То есть в предпочтительном варианте радиальная толщина тонкостенного участка 33 меньше, чем радиальная толщина участка пространства. В большинстве случаев радиальная толщина заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру составляет от 9 мм до 10 мм, а радиальная толщина участка пространства - от 5 мм до 6 мм. То есть в этом случае толщина тонкостенного участка 33 составляет примерно 3-4 мм.

Это позволяет обеспечить баланс между обеспечением прочности заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и уменьшением напряжения, создаваемого на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

Кроме того, в предпочтительном варианте участок пространства формируют в области от участка контакта между соединительным участком 32 с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении. То есть в предпочтительном варианте тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в осевом направлении) формируют в области от участка контакта между соединительным участком 32 с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении.

Это позволяет эффективно уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

Кроме того, в предпочтительном варианте участок пространства формируют на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в окружном направлении. То есть в предпочтительном варианте тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в радиальном направлении) формируют на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в окружном направлении, а толстостенные участки 34 (например, невырезанные области) формируют по обе стороны от тонкостенного участка 33. Таким образом, в предпочтительном варианте на виде заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в осевом направлении толстостенные участки 34 формируют по обе стороны от тонкостенного участка 33. Кроме того, в предпочтительном варианте толстостенные участки 34 с обеих сторон имеют одинаковую длину в окружном направлении.

Это позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

Кроме того, в сопле 10 газовой турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления задние краевые участки двух сопел 1 смещены в окружном направлении относительно оси. То есть задние краевые участки двух сопел 1 сформированы с наклоном в окружном направлении относительно заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.

Поэтому задний краевой участок одного сопла 1 располагается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на котором сформирован тонкостенный участок 33, а задний краевой участок другого сопла 1 располагается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на котором сформирован толстостенный участок 34.

Таким образом, в сопле 10 газовой турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру. Торцевая стенка 3 по внутреннему периметру имеет: соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны, который проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой 30 по внутреннему периметру; и соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны, который расположен с нижней по потоку стороны от соединительного участка 31 с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой 30 по внутреннему периметру. На заднем краевом участке 3 торцевой стенки по внутреннему периметру эта торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок 33, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру уменьшенной толщины.

В соответствии с вариантом осуществления можно уменьшить напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла 10 газовой турбины, и, таким образом, понизить напряжение, возникающее при термической деформации сопла газовой турбины.

При этом настоящее изобретение не ограничивается рассмотренными выше вариантами осуществления и включает в себя различные модификации. Подробное описание вышеупомянутых вариантов осуществления приводится в целях объяснения настоящего изобретения простым для понимания способом, и настоящее изобретение не обязательно ограничивается включением в себя всех элементов конструкции и конструкций, описанных выше.

Список ссылочных позиций

1 - сопло;

2 - торцевая стенка по внешнему периметру;

3 - торцевая стенка по внутреннему периметру; 10 - сопло газовой турбины;

20 - лопатка газовой турбины;

21 - передний фланец;

22 - задний фланец;

30 - диафрагма по внутреннему периметру;

31 - соединительный участок с верхней по потоку стороны;

32 - соединительный участок с нижней по потоку стороны;

33 - тонкостенный участок;

34 - толстостенный участок;

40 - диафрагма по внешнему периметру;

100 - газовая турбина.

1. Сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру,

в котором торцевая стенка по внутреннему периметру имеет соединительный участок с верхней по потоку стороны и соединительный участок с нижней по потоку стороны, причем соединительный участок с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру, а соединительный участок с нижней по потоку стороны, расположенный с нижней по потоку стороны от соединительного участка с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру, и

на заднем краевом участке торцевой стенки по внутреннему периметру торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру уменьшенной толщины.

2. Сопло газовой турбины по п. 1, отличающееся тем, что сопло газовой турбины имеет конструкцию соединенных между собой лопаток из двух сопел, сформированных как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.

3. Сопло газовой турбины по п. 2, отличающееся тем, что тонкостенный участок сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь.

4. Сопло газовой турбины по п. 2, отличающееся тем, что радиальная толщина тонкостенного участка меньше, чем радиальная толщина участка пространства.

5. Сопло газовой турбины по п. 2, отличающееся тем, что тонкостенный участок сформирован в осевом направлении в области от участка контакта между соединительным участком с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении.

6. Сопло газовой турбины по п. 2, отличающееся тем, что тонкостенный участок сформирован на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в окружном направлении.

Изобретение относится к конструкции камеры сгорания газовой турбины и, в частности, относится к технологии, которая эффективно применяется в конструкции торцевой рамы переходного отсека, и более детально - к охлаждающим отверстиям переходного отсека. Камера сгорания газовой турбины содержит переходный отсек, который направляет газ сгорания из камеры сгорания в турбину, торцевую раму переходного отсека, которая установлена на участке выпускного отверстия переходного отсека со стороны турбины и размещена напротив торцевой стенки лопатки статора первой ступени турбины с заданным зазором, и уплотнительный элемент, надетый на торцевую раму переходного отсека и вставленный в торцевую стенку лопатки статора первой ступени для уплотнения от утечки охлаждающего воздуха, подаваемого в зазор, причем охлаждающие отверстия размещены в торцевой раме переходного отсека так, что подают охлаждающий воздух непосредственно к торцевой стенке лопатки статора первой ступени.

Деталь турбины из сплава с содержанием мах-фазы // 2773969

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к изготовлению детали турбины. Может использоваться для изготовления рабочей лопатки турбины или лопатки соплового аппарата.

Способ изготовления направляющего лопаточного аппарата компрессора авиационного двигателя // 2766040

Изобретение относится к области турбостроения, точнее к способам изготовления направляющих лопаток компрессора из композиционного материала для газотурбинного двигателя, преимущественно авиационного. Направляющий лопаточный аппарат компрессора из композиционного материала, у которого лопатки монолитно выполнены с опорным кольцом и ободом, изготовление которого включает раскрой слоев для лопаток, при этом материал выходит за пределы контура лопатки со стороны корневого сечения на длину, большую длины дуги опорного кольца между соседними лопатками, а со стороны периферийного сечения - на длину, большую длины дуги обода между соседними лопатками.

Способ выполнения лопатки авиационного газотурбинного двигателя посредством аддитивного изготовления // 2765420

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к способу аддитивного изготовления лопатки авиационного газотурбинного двигателя. Изготавливают лопатку, содержащую верхнюю и нижнюю окружные стенки, между которыми расположено по меньшей мере одно перо, содержащее переднюю кромку и заднюю кромку, расположенные между упомянутыми стенками по меньшей мере частично с отступом по отношению соответственно к первым и вторым окружным краям упомянутых стенок.

Трубчатая камера сгорания для газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую трубчатую камеру сгорания // 2761262

Трубчатая камера сгорания для газовой турбины, при этом трубчатая камера сгорания содержит по меньшей мере одну горелку, по меньшей мере одну жаровую трубу, ограничивающую пространство горения, имеющее ось камеры сгорания, при этом жаровая труба содержит: внутренний трубчатый элемент, наружный трубчатый элемент, перекрывающий, по меньшей мере частично, внутренний трубчатый элемент и расположенный на расстоянии от внутреннего трубчатого элемента для образования зазора для охлаждающего воздуха, при этом наружный трубчатый элемент содержит расположенный выше по потоку конец, соединенный с промежуточной частью внутреннего трубчатого элемента.

Сопловой аппарат турбины высокого давления газотурбинного двигателя // 2757245

Сопловой аппарат (СА) турбины высокого давления (ТВД) авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) содержит наружное и внутреннее кольца соплового аппарата, соединенные с наружным и внутренним корпусом камеры сгорания соответственно, венец сопловых лопаток с наружными и внутренними полками, соединенными с наружным и внутренним кольцами соплового аппарата соответственно, причем в пере каждой из сопловых лопаток выполнен продольный охлаждающий канал, сообщенный с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, а также с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, при этом, согласно настоящему изобретению, с полостью, образованной наружным кольцом соплового аппарата и наружным корпусом камеры сгорания с клапанами перепуска воздуха, охлаждающий канал каждой из лопаток сообщен посредством двух втулок, соединенных между собой телескопически, с возможностью радиального смещения друг относительно друга, одна из которых установлена в отверстии наружного кольца соплового аппарата и зафиксирована относительно наружного кольца соплового аппарата посредством выполненных на ее наружной поверхности двух диаметрально расположенных выступов, заведенных в кольцевые пазы наружного кольца соплового аппарата, выполненные со стороны наружного диаметра последнего, а также контровочной шайбы, а другая втулка выполнена со стороны наружной поверхности наружной полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, при этом с полостью подвода воздуха к аппарату закрутки, выполненной во внутреннем кольце соплового аппарата, охлаждающий канал каждой из сопловых лопаток сообщен посредством трубчатого элемента, закрепленного в отверстии внутреннего кольца соплового аппарата посредством шарнирного соединения и втулки, выполненной со стороны внутренней поверхности внутренней полки сопловой лопатки, за одно целое с ней, и соединенной с трубчатым элементом посредством шарнирного соединения, кроме того, наружные полки венца сопловых лопаток зафиксированы в наружном кольце соплового аппарата в радиальном направлении посредством выполненного на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны выходной кромки пера, Г-образного выступа, вставленного концевым участком в кольцевой паз наружного кольца, выполненный со стороны внутреннего диаметра последнего, а также выполненных на наружной поверхности каждой из наружных полок лопаток, со стороны входной кромки пера, двух П-образных выступов, разнесенных друг относительно друга в окружном направлении, в пазы которых заведена торцовая часть наружного кольца, при этом на наружном диаметре внутреннего кольца соплового аппарата выполнен кольцевой паз, а со стороны внутренней поверхности каждой из внутренних полок венца сопловых лопаток выполнено по ответному пазу, в которых установлен кольцевой упругий элемент, перекрывающий поток воздуха из компрессора высокого давления в проточную часть турбины высокого давления.

Узел соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2755453

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД), преимущественно к элементам соединения сопловых аппаратов турбины с камерами сгорания. В узле соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащего наружный и внутренний кольцевые промежуточные элементы, со стороны торцов которых, обращенных к концевой части жаровой трубы, выполнено по кольцевой канавке, в которые заведены концевые участки наружного и внутреннего кольца жаровой трубы, согласно настоящему изобретению, каждый из кольцевых промежуточных элементов выполнен в виде набранных в окружном направлении идентичных деталей, причем каждая из идентичных деталей наружного кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей наружной полкой сопловой лопатки, а каждая из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента соединена с соответствующей ей внутренней полкой сопловой лопатки, при этом со стороны торца наружного кольцевого промежуточного элемента, обращенного к наружной полке сопловой лопатки, выполнена кольцевая канавка, в которую заведены с осевым зазором выступы, каждый из которых выполнен на торце наружной полки сопловой лопатки, до контакта торцов наружного и внутреннего выступов наружного кольцевого промежуточного элемента, образующих кольцевую канавку, с торцами наружных полок сопловых лопаток, при этом в наружном выступе каждой из идентичных деталей и в выступе наружной полки сопловой лопатки выполнено по соосному отверстию под штифт, над которыми в наружном кольце соплового аппарата со стороны его торца, обращенного к жаровой трубе, выполнено по продольному пазу, в каждом из которых установлена с осевым зазором верхняя часть штифта, причем между торцом нижней части штифта и наружной поверхностью внутреннего выступа наружного кольцевого промежуточного элемента образован зазор, причем на каждом из штифтов, между внутренней поверхностью продольного паза и наружной поверхностью наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента выполнены два бурта, диаметр наружного из которых больше чем ширина продольного паза, а внутреннего - чем диаметр отверстия под штифт, при этом внутренняя поверхность внутреннего бурта и наружная поверхность наружного выступа наружного кольцевого промежуточного элемента сопряжены, а между наружным буртом и наружным кольцом соплового аппарата выполнен радиальный зазор, кроме того со стороны внутренней поверхности каждой из идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента и соответствующей ей внутренней полки сопловой лопатки выполнены радиальные выступы, контактирующие по близлежащим поверхностям и зафиксированные относительно друг друга посредством резьбового соединения, при этом на упомянутых близлежащих поверхностях радиальных выступов идентичных деталей внутреннего кольцевого промежуточного элемента выполнены осевые выступы в виде кольцевых сегментов, заведенные с осевым зазором в соответствующие им пазы, выполненные в радиальных выступах внутренних полок сопловых лопаток.

Подводящий патрубок радиальной турбомашины // 2749936

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при конструировании подводящих патрубков расширительных турбомашин. Подводящий патрубок радиальной турбомашины содержит спиральную камеру (1), которая состоит из двух половин и имеет разъем, проходящий через ее вертикальную ось.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины // 2740627

Изобретение относится к турбостроению, а именно к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур. Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо (1), выполненное в виде передней полости (2) и задней полости (3), разделенных радиальной перегородкой (4).