×
09.05.2019
219.017.4fc3

ПОЛАЯ ЛОПАТКА ТУРБОМАШИНЫ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002439335
Дата охранного документа
10.01.2012
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области энергетического машиностроения. Полая лопатка турбомашины содержит полое перо. Во внутренней полости лопатки на спинке и на корыте выполнены конические углубления с радиусными округлениями. При этом высота углубления составляет 70…80% от толщины стенки лопатки, радиус углубления 0,3…2,0 мм, а радиус округления у основания углубления 0,3…3,0 мм. Изобретение направлено на повышение надежности и упрощение изготовление полой лопатки путем дополнительного крепления керамического стержня. 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а более конкретно - к охлаждаемым лопаткам турбомашины.

Известна охлаждаемая лопатка турбомашины, содержащая полое перо (патент RU №2062886).

Недостатком известной лопатки, принятой за прототип, является высокая сложность в изготовлении из-за коробления, смещения стержня оформляющего внутреннюю полость при отливке лопатки и уменьшения толщины стенки лопатки.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и в упрощении изготовления полой лопатки за счет дополнительного крепления керамического стержня, оформляющего внутреннюю полость по коническим выступам на стержне при отливке лопатки.

Сущность технического решения заключается в том, что в полой лопатке турбомашины, содержащей полое перо, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ во внутренней полости лопатки на спинке и на корыте выполнены конические углубления с радиусными округлениями, при этом высота углубления Н составляет 70…80% от толщины стенки лопатки, радиус углубления R=0,3…2,0 мм, а радиус округления у основания углубления R1=0,3…3,0 мм.

Выполнение во внутренней полости лопатки на спинке и на корыте конических углублений упрощает изготовление полой лопатки за счет дополнительного крепления керамического стержня.

При высоте углубления Н=70…80% от толщины стенки лопатки обеспечивается оптимальная толщина стенки по прочности и надежности.

При радиусе углубления R=0,3…2,0 мм и при радиусе округления R1=0,3…3,0 мм уменьшается концентрация напряжений в лопатке при работе.

На фиг.1 - изображена полая лопатка.

На фиг.2 - разрез А-А на фиг.1.

На фиг.3 - элемент I на фиг.2 в увеличенном виде.

Полая лопатка 1 имеет полое перо 2, входную кромку 3, выходную кромку 4, внутреннюю полость 5 в пере лопатки. Во внутренней полости 5 лопатки на спинке 6 и на корыте 7 выполнены конические углубления 8 с радиусными округлениями. Высота углубления Н составляет 70…80% от толщины стенки корыта 7 и спинки 6 лопатки. Радиус углубления R=0,3…2,0 мм, радиус округления у основания углубления 8 R1=0,3…3,0 мм.

При отливке лопатки 1 керамический стержень, оформляющий внутреннюю полость 5, имеет конические выступы, соответствующие размерам конических углублений 8 на внутренней полости лопатки 5. Конические выступы на стержне используются для ограничения перемещения стержня, оформляющего внутреннюю полость лопатки, и обеспечивают минимальную стенку пера лопатки не менее высоты конических выступов на керамическом стержне. При прогибе стержня конусные выступы стержня упрутся в оболочковую форму и обеспечат минимальную толщину стенки не менее высоты конических выступов.

Полая лопатка турбомашины, содержащая полое перо, отличающаяся тем, что во внутренней полости лопатки на спинке и на корыте выполнены конические углубления с радиусными округлениями, при этом высота углубления Н составляет 70…80% от толщины стенки лопатки, радиус углубления R=0,3…2,0 мм, а радиус округления у основания углубления R1=0,3…3,0 мм.
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 11-20 из 100.
20.04.2014
№216.012.b8e5

Лабиринтное уплотнение турбомашины

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода. Край обода направлен к диску...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513061
Дата охранного документа: 20.04.2014
20.04.2014
№216.012.b8e6

Упругодемпферная опора турбомашины

В упругодемпферной опоре турбомашины щелевая масляная полость разделена уплотнительными кольцами на глухую демпферную щелевую полость, расположенную с внешней стороны от подшипника, и жиклерную щелевую полость, расположенную с внешней стороны от масляного жиклера между диском турбомашины и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513062
Дата охранного документа: 20.04.2014
20.04.2014
№216.012.ba7a

Лабиринтное уплотнение турбины

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002513466
Дата охранного документа: 20.04.2014
10.05.2014
№216.012.c056

Статор турбины высокого давления

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...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002514987
Дата охранного документа: 10.05.2014
27.05.2014
№216.012.c811

Ротор турбомашины

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем. Диск турбины зафиксирован установленной на валу гайкой, выполненной с радиальным фланцем, размещенным с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516983
Дата охранного документа: 27.05.2014
27.05.2014
№216.012.c9f0

Ротор турбины

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает диск турбины с установленным на его ободе при помощи байонетного соединения уплотнительным кольцом с образованием кольцевой полости, расположенной между полотном диска и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002517462
Дата охранного документа: 27.05.2014
10.06.2014
№216.012.ced8

Лабиринтное уплотнение турбины

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение турбины состоит из размещенного на сопловой лопатке статорного фланца и установленного между дисками и турбиной лабиринта. На внешней поверхности лабиринта...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518723
Дата охранного документа: 10.06.2014
10.06.2014
№216.012.cf03

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке. Полка образует с внутренней поверхностью разрезного кольца...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518766
Дата охранного документа: 10.06.2014
20.06.2014
№216.012.d27d

Турбина низкого давления

Турбина низкого давления, в которой с внутренней стороны корпуса установлено секторное разрезное кольцо с уплотняющей сотовой вставкой, расположенной со стороны верхней полки рабочей лопатки турбины. Разрезное кольцо выполнено из листового материала одинаковой толщины. Передний и задний по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519656
Дата охранного документа: 20.06.2014
20.06.2014
№216.012.d292

Статор турбомашины

Статор турбомашины включает фланцевое соединение корпусов, состоящих из радиальных кольцевых ребер и присоединенных к ним обечаек. В стыке фланцевого соединения со стороны проточной части установлено дополнительное, состоящее из секторов, разрезное кольцо. Разрезное кольцо зафиксировано...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519677
Дата охранного документа: 20.06.2014
Показаны записи 11-20 из 49.
10.08.2014
№216.012.e778

Высокотемпературный газотурбинный двигатель

Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора. Рабочая лопатка второй ступени турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525049
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8ba

Высокотемпературная газовая турбина

Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525371
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.08.2014
№216.012.e8c6

Опора турбины

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002525383
Дата охранного документа: 10.08.2014
10.11.2014
№216.013.03e0

Ротор турбины высокого давления

Ротор турбины высокого давления включает диск, установленный фланцем, расположенным со стороны выходной кромки рабочей лопатки, на размещенной на валу втулке. На противоположной от диска стороне втулки выступами радиального ребра установлен лабиринт с уплотнительными гребешками. Фланец диска...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532390
Дата охранного документа: 10.11.2014
10.11.2014
№216.013.0424

Ротор высокотемпературной турбомашины

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В роторе (1) высокотемпературной турбомашины между первым (7) и вторым (8) и предпоследним (9) и последним (10) по потоку газа (11) уплотнительными гребешками в ободе (6)...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002532458
Дата охранного документа: 10.11.2014
27.11.2014
№216.013.0b6d

Статор газовой турбины

Изобретение относится к статорам газовых турбин авиационного и наземного применения. Статор газовой турбины включает наружный корпус с установленными по газовому потоку блоками сопловых лопаток, между которыми расположены секторы разрезного кольца. Блоки сопловых лопаток в осевом направлении...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534333
Дата охранного документа: 27.11.2014
10.12.2014
№216.013.0cb4

Статор турбины низкого давления

Изобретение относится к статорам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины низкого давления включает наружный корпус и разрезное кольцо. Разрезное кольцо состоит из секторов, расположенных между передней и задней сопловыми лопатками, и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534669
Дата охранного документа: 10.12.2014
10.12.2014
№216.013.0cb6

Статор турбины

Изобретение относится к статорам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает наружный корпус и обтекатели стоек подшипниковой опоры, зафиксированные болтовыми соединениями в наружном корпусе. Внешние радиальные ребра обтекателей стоек...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534671
Дата охранного документа: 10.12.2014
10.12.2014
№216.013.0cb7

Ротор высокотемпературной турбины

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины включает диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами. Промежуточный диск фиксируется...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534672
Дата охранного документа: 10.12.2014
10.12.2014
№216.013.0cbd

Турбина турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбинам турбореактивных двигателей повышенной степени двухконтурности. Турбина турбореактивного двигателя включает статор, роторы высокого и низкого давлений с размещенным между ними межвальным уплотнением, содержащим установленный на валу ротора высокого давления...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002534678
Дата охранного документа: 10.12.2014
+ добавить свой РИД