×
10.05.2014
216.012.c056

Результат интеллектуальной деятельности: СТАТОР ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002514987
Дата охранного документа
10.05.2014
Аннотация: Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму. Диафрагма закреплена болтовым соединением на опоре соплового аппарата своим внешним радиальным ребром. Внутренним радиальным ребром диафрагма соединена болтовым соединением с внешним и внутренним сотовыми фланцами и с задним хвостовиком упругого фланца. Центральная часть диафрагмы между внешним и внутренним ребрами выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, выпуклой в сторону внешнего сотового фланца. Между упругим фланцем и опорой соплового аппарата установлен Г-образный в поперечном сечении фланец, образующий совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость. Кольцевая полость на входе соединена с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой. Величина отношения расстояния между болтовыми соединениями крепления диафрагмы к радиусу цилиндрической внутренней поверхности диафрагмы составляет 3…4. Изобретение позволяет повысить надежность статора турбины высокого давления. 1 ил.
Основные результаты: Статор турбины высокого давления, состоящий из установленных на внутреннем корпусе камеры сгорания опоры соплового аппарата и переднего хвостовика упругого фланца, а также из диафрагмы, закрепленной болтовым соединением внешним радиальным ребром на опоре соплового аппарата, а внутренним радиальным ребром болтовым соединением с внешним и внутренним сотовыми фланцами и с задним хвостовиком упругого фланца, отличающийся тем, что центральная часть диафрагмы между внешним и внутренним ребрами выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, при этом выпуклой в сторону внешнего сотового фланца, а между упругим фланцем и опорой соплового аппарата установлен Г-образный в поперечном сечении фланец, образующий совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость, на входе соединенную с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой, при этом отношение L/R=3…4, где L - расстояние между болтовыми соединениями крепления диафрагмы; R - радиус цилиндрической внутренней поверхности диафрагмы.

Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известен статор турбины высокого давления, в котором внешний и внутренний сотовые фланцы лабиринтных уплотнений системы подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку турбины закреплены болтовым соединением на внутреннем корпусе камеры сгорания (патент RU №2443882, F02C 7/12, 2010 г.).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность, так как внутренний корпус камеры сгорания, имеющий значительные радиальные перемещения вследствие повышенной температуры, вызывает пластическую деформацию более холодных сотовых фланцев статора турбины.

Наиболее близким к заявляемому является статор турбины высокого давления, в котором внешний и внутренний сотовые фланцы лабиринтных уплотнений системы подвода охлаждающего воздуха на первую рабочую лопатку турбины закреплены болтовым соединением на корпусе подшипниковой опоры, а диафрагма между внешним сотовым фланцем и опорой первого соплового аппарата выполнена конической (патент RU №2261350, F02C 7/06, 7/12, 2003 г.).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за разницы температур внешнего и внутреннего сотовых фланцев, конусной диафрагмы и подшипниковой опоры. Из-за значительных термических деформаций конической диафрагмы дополнительную нагрузку испытывают как болты крепления сотовых фланцев, так и болты крепления диафрагмы к опоре первого соплового аппарата, что приводит к их поломке. Недостатком конструкции являются также повышенные гидравлические потери подводимого по трубам в воздушную полость статора охлаждающего воздуха.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении надежности статора турбины высокого давления путем уменьшения нагрузки на болтовые соединения крепления диафрагмы к опоре соплового аппарата и к внешнему сотовому фланцу и путем уменьшения деформации внешнего и внутреннего сотовых фланцев, а также в снижении гидравлических потерь подводимого в воздушную полость охлаждающего воздуха.

Указанный технический результат достигается тем, что в статоре турбины высокого давления, состоящем из установленных на внутреннем корпусе камеры сгорания опоры соплового аппарата и переднего хвостовика упругого фланца, а также из диафрагмы, закрепленной болтовым соединением внешним радиальным ребром на опоре соплового аппарата, а внутренним радиальным ребром болтовым соединением с внешним и внутренним сотовыми фланцами и с задним хвостовиком упругого фланца, центральная часть диафрагмы между внешним и внутренним ребрами выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, при этом выпуклой в сторону внешнего сотового фланца, а между упругим фланцем и опорой соплового аппарата установлен Г-образный в поперечном сечении фланец, образующий совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость, на входе соединенную с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой, при этом отношение L/R=3...4, где L - расстояние между болтовыми соединениями крепления диафрагмы; R - радиус цилиндрической внутренней поверхности диафрагмы.

Выполнение центральной части диафрагмы между внешним и внутренним ребрами упругой в радиальном направлении позволяет за счет радиальной упругости диафрагмы снизить деформацию внешнего и внутреннего сотовых фланцев, а также исключить работу на срез болтов в болтовых соединениях диафрагмы с опорой соплового аппарата и с сотовыми фланцами.

Выполнение центральной части диафрагмы цилиндрической в поперечном сечении, выпуклой в сторону внешнего сотового фланца снижает напряжения и осевую деформацию диафрагмы под действием избыточного давления охлаждающего воздуха в полости статора турбины, образованной опорой соплового аппарата, диафрагмой и промежуточным упругим фланцем, а также исключает работу болтов в болтовых соединениях крепления диафрагмы на изгиб.

Установка между упругим фланцем и опорой соплового аппарата Г-образного в поперечном сечении фланца, образующего совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость, соединенную на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой, позволяет снизить гидравлические потери и повысить давление охлаждающего воздуха в воздушной полости статора, а также снизить количество загрязняющих частиц, поступающих с воздухом в воздушную полость статора.

При L/R<3 снижается надежность диафрагмы из-за концентрации напряжений в местах перехода от цилиндрической к радиальной части диафрагмы.

При L/R>4 снижаются упругие свойства диафрагмы в радиальном направлении.

На чертеже изображен продольный разрез статора турбины высокого давления.

Статор турбины высокого давления 1 состоит из установленных на внутреннем корпусе 2 камеры сгорания 3 опоры 4 соплового аппарата, Г-образного в поперечном сечении фланца 5 и упругого промежуточного фланца 6, а также диафрагмы 7, внешним радиальным ребром 8 соединенной болтовым соединением 9 с опорой 4 соплового аппарата, а внутренним радиальным ребром 10 соединенной болтовым соединением 11 с внешним сотовым фланцем 12, с внутренним сотовым фланцем 13 и с задним хвостовиком 14 промежуточного упругого фланца 6.

Г-образный фланец 5 и опора 4 соплового аппарата совместно образуют кольцевую щелевую полость 15, соединенную на входе с воздушной полостью 16 камеры сгорания 3, а на выходе через каналы 17 в опоре 4 - с воздушной полостью 18 высокого давления статора турбины 1, ограниченной опорой 4, упругим фланцем 6 и диафрагмой 7. Поток воздуха 19 в воздушной полости 16 камеры сгорания 3 несет с собой загрязняющие частицы 20, которые на входе в щелевую полость 15 вследствие резкого поворота потока проходят мимо щелевой полости 15 и уходят в проточную часть турбины (не показано), что способствует очищению охлаждающего воздуха в полости 18.

Диафрагма 7 в центральной своей части 21 выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, выпуклой в сторону внешнего сотового фланца 12 и в сторону воздушной полости пониженного давления 22, расположенной между опорой 4 соплового аппарата и внешним сотовым фланцем 12.

Работает устройство следующим образом.

При работе статора турбины высокого давления 1 диафрагма 7, выполненная выпуклой в поперечном сечении в сторону полости пониженного давления 22, испытывает под действием перепада давления минимальную деформацию, что повышает циклическую долговечность болтов 23 в болтовом соединении 9 и болтов 24 в болтовом соединении 11.

Статор турбины высокого давления, состоящий из установленных на внутреннем корпусе камеры сгорания опоры соплового аппарата и переднего хвостовика упругого фланца, а также из диафрагмы, закрепленной болтовым соединением внешним радиальным ребром на опоре соплового аппарата, а внутренним радиальным ребром болтовым соединением с внешним и внутренним сотовыми фланцами и с задним хвостовиком упругого фланца, отличающийся тем, что центральная часть диафрагмы между внешним и внутренним ребрами выполнена упругой в радиальном направлении и цилиндрической в поперечном сечении, при этом выпуклой в сторону внешнего сотового фланца, а между упругим фланцем и опорой соплового аппарата установлен Г-образный в поперечном сечении фланец, образующий совместно с опорой соплового аппарата щелевую кольцевую полость, на входе соединенную с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через каналы в опоре соплового аппарата - с воздушной полостью статора, образованной опорой соплового аппарата, упругим фланцем и диафрагмой, при этом отношение L/R=3…4, где L - расстояние между болтовыми соединениями крепления диафрагмы; R - радиус цилиндрической внутренней поверхности диафрагмы.
СТАТОР ТУРБИНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 71-80 of 121 items.
04.04.2018
№218.016.2fcc

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной. Выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644660
Дата охранного документа: 13.02.2018
20.02.2019
№219.016.bd49

Камера сгорания газотурбинного двигателя

Камера сгорания газотурбинного двигателя включает наружный и внутренний корпуса, жаровую трубу в воздушной полости между ними и диффузор на входе с регламентированным срывом потока воздуха и перфорированной отверстиями радиально-конусной стенкой. Стенка выполнена за одно целое с внешним кольцом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002290566
Дата охранного документа: 27.12.2006
20.02.2019
№219.016.bd4a

Топливная форсунка камеры сгорания газотурбинного двигателя

Топливная форсунка камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус с каналами и со штуцерами основного и дополнительного контуров подвода топлива на основное и дополнительное сопла, расположенные в головке форсунки, а также установочный фланец крепления форсунки к наружному корпусу...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002290565
Дата охранного документа: 27.12.2006
20.02.2019
№219.016.be89

Приемник давления

Изобретение относится к испытаниям воздушно-реактивных двигателей, в частности к измерению полного давления набегающего потока воздуха или газа. Техническим результатом изобретения является обеспечение замера полного давления без специальной ориентации приемника относительно потока. Приемник...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002392598
Дата охранного документа: 20.06.2010
20.02.2019
№219.016.bea5

Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. Система управления тягой газотурбинного двигателя самолета включает в себя вычислительный модуль (1) управления тягой, электронный регулятор (2), топливный насос-регулятор (4), тросовый механизм (7), а также...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002393977
Дата охранного документа: 10.07.2010
20.02.2019
№219.016.bf00

Способ защиты газотурбинного двигателя от перегрева

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, в частности к способам защиты турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) от перегрева. Техническая задача заключается в повышении надежности за счет достоверной оценки теплового состояния выходящих газов за турбиной и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002315885
Дата охранного документа: 27.01.2008
20.02.2019
№219.016.bf4e

Газотурбинный насосный агрегат

Изобретение относится к наземным газотурбинным агрегатам для механического привода, а именно к установкам с насосным агрегатом. Газотурбинный насосный агрегат состоит из установленных в контейнере газотурбинного двигателя и соединенного с ним переходным валом редуктора, на выходе из которого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002386834
Дата охранного документа: 20.04.2010
20.02.2019
№219.016.c0df

Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя

Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит полое перо и бандажную полку с уплотнительными гребешками. Уплотнительные гребешки установлены на периферийной стенке бандажной полки, образующей ее внутреннюю полость. На радиальное ребро внутренней полости пера установлена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002369748
Дата охранного документа: 10.10.2009
20.02.2019
№219.016.c30d

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей (ГТД) заключается в изменении частот вращения n двигателей по программе n =f(L, Т, Р), где: L - угол поворота рычага управления двигателем, Твх - температура воздуха на входе в ГТД, Р - давление воздуха на входе в ГТД....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406849
Дата охранного документа: 20.12.2010
20.02.2019
№219.016.c30f

Способ эксплуатации газотурбинной установки

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных установок, в частности оценке технического состояния газотурбинного двигателя и осуществлению контроля степени загрязнения газовоздушного тракта двигателя. Технический результат - повышение достоверности определения необходимости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002406990
Дата охранного документа: 20.12.2010
Showing 71-80 of 106 items.
04.04.2018
№218.016.2fcc

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выход которого соединен с силовой свободной турбиной. Выход из газогенератора дополнительно соединен с реактивным соплом, выполненным в виде секторов и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644660
Дата охранного документа: 13.02.2018
10.05.2018
№218.016.3ca0

Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с биротативным вентилятором авиационного применения. Газотурбинный двигатель с биротативным вентилятором содержит подпорные ступени, размещенные между рабочими колесами биротативного вентилятора, а также биротативную турбину, соединенную валами с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002647944
Дата охранного документа: 21.03.2018
29.05.2018
№218.016.5490

Силовая турбина

Изобретение относится к газотурбинным двигателям с силовой свободной турбиной. Силовая турбина содержит статор с размещенным в нем роликоподшипником и установленный в роликоподшипнике вал ротора турбины с дисками турбины. Внутреннее кольцо роликоподшипника силовой турбины установлено на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002654156
Дата охранного документа: 16.05.2018
20.06.2018
№218.016.64e3

Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002658163
Дата охранного документа: 19.06.2018
05.07.2018
№218.016.6c85

Силовая свободная турбина

Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения. Силовая свободная турбина включает в себя роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено в осевом положении гайкой, а также воздушное лабиринтное уплотнение с лабиринтным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002659694
Дата охранного документа: 03.07.2018
19.07.2018
№218.016.7234

Ротор многоступенчатой турбины

Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент. Последний диск...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002661566
Дата охранного документа: 17.07.2018
19.07.2018
№218.016.7250

Высоконагруженный диск турбины или компрессора

Изобретение относится к высоконагруженным дискам турбин или компрессоров, применяемых в авиационных и наземных газотурбинных двигателях. Высоконагруженный диск турбины или компрессора содержит ступицу с замкнутой полостью. Замкнутая полость в ступице является незаполненной и выполнена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002661452
Дата охранного документа: 17.07.2018
09.08.2018
№218.016.7951

Опора турбины низкого давления

Изобретение относится к опорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Опора турбины низкого давления выполнена с радиальными силовыми стойками, размещенными в обтекателях, установленных в газовом тракте турбины. Обтекатели силовых стоек опоры выполнены с передней,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663364
Дата охранного документа: 03.08.2018
28.08.2018
№218.016.8030

Ротор турбины

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002664902
Дата охранного документа: 23.08.2018
05.12.2018
№218.016.a391

Статор газовой турбины

Изобретение относится к статорам газовых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины, внешний корпус которого содержит радиальные кольцевые ребра, образующие кольцевые воздушные полости, соединенные между собой воздушными каналами. Воздушные...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002673924
Дата охранного документа: 03.12.2018
+ добавить свой РИД