Рабочие лопатки, элементы, на которых закрепляются лопатки: ..средства для подогрева, теплоизоляции или охлаждения – F01D 5/08

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора с расположенными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений. В ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки выполнены каналы для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток. Диск ротора снабжен кольцевым посадочным выступом, выполненным на ободе диска, а покрывной диск оснащен канавкой, выполненной ответной посадочному выступу. Каналы в ободе диска выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска и наклонными со стороны основания хвостовой части каждой лопатки. Разъемное соединение выполнено в виде радиально центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки покрывного диска и посадочного выступа диска ротора и штифтов, установленных в эти отверстия. Ротор содержит не менее трех разъемных соединений. Изобретение позволяет повысить надежность и технологичность ротора турбины газотурбинного двигателя, а также уменьшить его вес. 2 ил.

Лопатка турбины, продолжающаяся вдоль продольной оси (А), содержит крепежный участок, снабженный базовой поверхностью, платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком, основной продолговатый корпус, охлаждающий контур и регулировочную пластину. Основной продолговатый корпус продолжается от платформы на противоположной стороне по отношению к крепежному участку и содержит заднюю кромку. Охлаждающий контур содержит первую охлаждающую линию для охлаждения задней кромки и снабжен первым входным отверстием, расположенным на базовой поверхности крепежного участка лопатки. Регулировочная пластина соединена с базовой поверхностью у первого входного отверстия и содержит первый и второй участки, выполненные с возможностью соединения друг с другом и имеющие такую форму, чтобы образовывать вместе отверстие, имеющее переменное сечение. Изобретение направлено на снижение себестоимости лопатки и на корректирование скорости потока охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Двухпоточный цилиндр паротурбинной установки включает наружный и внутренний цилиндры, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, трубопровод подвода охлаждающего пара к турбине. Во внутреннем цилиндре установлены корпусы с уплотнениями вала ротора. В пространстве между дисками первых ступеней прямого и обратного потоков устанавливаются перегородки, соединенные по торцу с поверхностью внутреннего цилиндра и корпусов уплотнений, образующие две кольцевые камеры, ограниченные поверхностями внутреннего цилиндра, корпусов уплотнений и перегородок, а также боковыми поверхностями дисков первых ступеней. Каждая из кольцевых камер соединена через осевой зазор между диском первой ступени примыкающего к этой камере потока и торцевой поверхностью внутреннего цилиндра с камерой подвода пара на рабочую лопатку первой ступени. Через радиальный зазор между валом ротора и гребнями уплотнений кольцевые камеры соединены между собой. Достигается эффективное охлаждение центральной части ротора при минимальном расходе охлаждающего пара, исключаются непроизводительные перетоки пара, что повышает надежность и КПД цилиндра, увеличивает ресурс ротора. 1 ил.

Ступень турбины газотурбинного двигателя, выполненного с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения, содержит рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, аппарат закрутки с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины. В аппарате закрутки дополнительно имеется, по меньшей мере, одно отверстие отвода пылевого концентрата, которое выполнено под углом 0°< <90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°< <60° от оси двигателя. Отверстие отвода пылевого концентрата находится выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха. Изобретение направлено на предотвращение загрязнения системы охлаждения турбины и как следствие повышение надежности работы турбины. 3 ил.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск, две кольцевых радиально внешних полости. Одна из полостей расположена на входе диска и получает поток вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания. Вторая из полостей расположена на выходе диска. Лопаточный роторный диск включает в себя входной и выходной кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость, в которой размещена ступица диска. Входной фланец диска содержит средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости для вентиляции ступицы диска. Средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости содержат радиальные пазы, выполненные на входной поверхности входного фланца диска. Пазы образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем и вращающейся деталью газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец. Изобретение позволяет уменьшить тепловые градиенты в диске ротора турбины высокого давления и уменьшить время теплового отклика этого диска. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Объектом настоящего изобретения является узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника. Диск турбины содержит радиальный кольцевой крепежный фланец, неподвижно соединенный с радиальной кольцевой частью цапфы при помощи болтов. Болты последовательно проходят через крепежные отверстия, выполненные в радиальном кольцевом крепежном фланце диска турбины и в радиальной кольцевой части цапфы. Радиальная кольцевая часть цапфы содержит сквозные отверстия для циркуляции воздуха между входом и выходом цапфы. Отверстия выполнены между крепежными отверстиями цапфы. Другим объектом настоящего изобретения является контур охлаждения диска турбины в газотурбинном двигателе, содержащий канал удаления на выходе диска турбины, проходящий через упомянутые отверстия, описанные выше. Изобретение позволяет пропускание вентиляционного воздуха между входом и выходом цапфы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Лопатка турбины охлаждается внутренним потоком охлаждающей текучей среды, поступающей через отверстия, расположенные внизу хвостовой части лопатки. Лопатка включает в себя регулирующую пластину, снабженную отверстиями, расположенными в соответствии с отверстиями внизу хвостовой части лопатки. Регулирующая пластина выполнена из материала, имеющего коэффициент расширения, отличающийся от коэффициента расширения материала, из которого выполнена хвостовая часть лопатки. Регулирующая пластина установлена внизу хвостовой части лопатки с продольным направлением и закреплена с сохранением возможности относительного перемещения между отверстиями в регулирующей пластине и отверстиями в хвостовой части лопатки так, что сечение потока текучей среды увеличивается вместе с температурой. Изобретение направлено на уменьшение расхода охлаждающего воздуха во время полета на крейсерском режиме посредством пассивного регулирования расхода. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха. Средства забора воздуха содержат воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в камеру, образованную внутри стенки вращения между двумя дисками. Направляющая стенка для воздуха установлена в камере и содержит, по существу, цилиндрическую часть. Цилиндрическая часть проходит вдоль стенки вращения на малом радиальном расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода для осевого течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора. Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, например турбореактивный или турбовинтовой самолетный двигатель, содержащий описанный выше ротор компрессора. Изобретение позволяет снизить расход воздуха и уменьшить потребление турбомашины. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система охлаждения рабочего колеса турбины газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат и рабочее колесо с охлаждаемой рабочей лопаткой, устройство закрутки охлаждающего воздуха. На внутреннем корпусе соплового аппарата размещен ресивер, сообщенный с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания. Устройство закрутки охлаждающего воздуха выполнено в виде разъемной правой стенки ресивера с коническими отверстиями - соплами в ней. На диске рабочего колеса установлены два, левый и правый дефлекторы диска с отверстиями, сообщенными с каналами в диске и рабочей лопатке. Два лабиринтных уплотнения, расположенные в ступичной и ободной частях диска, а также на внутренней и периферийной частях внутреннего корпуса соплового аппарата, полотно диска рабочего колеса, внутренний корпус соплового аппарата, корпус устройства закрутки, левый дефлектор диска, кольцевой зазор между устройством закрутки и левым дефлектором диска образуют разгрузочную полость турбины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, уменьшение утечек воздуха в проточную часть, доводке осевых сил, упрощение и улучшение технологии изготовления узла. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Паровая турбина (10) содержит: ротор (20) турбины; обращенную к генератору сторону (12), имеющую первую ступень (26) с первой реакцией, сторону (14) турбины, имеющую первую ступень (34) со второй реакцией, не равной первой реакции; и трубчатую часть (18). Трубчатая часть (18) расположена между обращенной к генератору стороной (12) и стороной (14) турбины. Между ротором (20) турбины и трубчатой частью (18) образован кольцевой зазор (22). Разность первой реакции и второй реакции способна вызвать поток (46) пара через кольцевой зазор (22) для уменьшения температуры ротора (20) турбины. Способ охлаждения ротора (20) паровой турбины (10) включает нагнетание потока (46) пара в паровую турбину (10). Проход потока (46) пара через первую ступень (26) с обращенной к генератору стороны. Нагнетание, по меньшей мере, части потока (46) пара через кольцевой зазор (22) за счет разности второй реакции и первой реакции для уменьшения температуры ротора (20) турбины. Проход части потока (46) пара из кольцевого зазора (22) к стороне (14) турбины. Достигается охлаждение трубчатой части ротора двухпоточной турбины в зоне впуска пара. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к нанесению алюминиевого покрытия на металлическую деталь, а именно на полую деталь, содержащую внутреннюю рубашку, а также к рубашке для циркуляции охлаждающего воздуха, алюминированной полой лопатке газотурбинного двигателя и направляющему сопловому аппарату газотурбинного двигателя. Способ алюминирования путем осаждения из паровой фазы полой лопатки газотурбинного двигателя включает получение галогенида путем реакции между галогенидом и металлическим донором, содержащим алюминий, затем галогенид переносится газом-носителем и входит в контакт с полой лопаткой. Полая лопатка содержит отверстие для подачи воздуха для охлаждения и металлическую рубашку, соединенную с полой лопаткой путем прикрепления к стенке лопасти со стороны отверстия для размещения рубашки в полости. В качестве металлического донора используют металлическую рубашку, которую предварительно покрывают слоем, содержащим по меньшей мере 15 мас.% алюминия. Получается покрытие стенок внутренних полостей по всей поверхности и достаточной толщины, предохраняющее детали от эрозии и коррозии, вызываемой компонентами рабочих газов при высоких температурах. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система регулирования расхода воздуха на охлаждение турбины газотурбинного двигателя включает устройство регулирования подачи воздуха, поступающего от компрессора на охлаждение турбины. Устройство регулирования подачи воздуха расположено над валом турбокомпрессора и выполнено в виде цилиндрического корпуса с окнами, закрепленного на задней опоре ротора компрессора. Снаружи корпуса соосно с ним выполнено кольцо привода со сквозными прорезями, в котором размещены тела вращения, опирающиеся на внешнюю поверхность цилиндрического корпуса для возможности поворота кольца привода вокруг своей продольной оси. Между цилиндрическим корпусом и кольцом привода выполнены заслонки, соединенные с кольцом привода плоскими пружинами. Рабочие поверхности заслонок прижаты к наружной поверхности цилиндрического корпуса и выполнены с возможностью частичного перекрывания окон цилиндрического корпуса при повороте кольца привода. Изобретение позволяет повысить надежность устройства регулирования потока воздуха, а также упростить его конструкцию и снизить матсриалоемкость. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для перемещения потока в газотурбинном двигателе, имеющем рабочее колесо (70) первой ступени и рабочее колесо (80) второй ступени. Устройство содержит верхнюю и нижнюю части крыльчатки. Верхняя часть (85) крыльчатки расположена на рабочем колесе первой ступени. Нижняя часть (75) крыльчатки расположена на рабочем колесе второй ступени. Пазовое соединение (90) расположено между верхней и нижней частями крыльчатки. Пазовое соединение обеспечивает увеличенную площадь контакта между верхней и нижней частями крыльчатки. В соответствии с вариантом выполнения изобретения разделенная на части крыльчатка распределяет тепловой поток, имеющий место во время работы турбомашины на переходном режиме, по рабочему колесу первой ступени и рабочему колесу второй ступени. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Элемент стенки, в котором выполнен, по меньшей мере, один канал охлаждения, имеет внутреннюю поверхность и внешнюю поверхность, которые могут быть охлаждены холодным газом, циркулирующим в канале. Канал включает в себя одно просверленное отверстие и одну диффузорную часть. Просверленное отверстие открывается, с одной стороны, на уровне внутренней поверхности и, с другой стороны, в диффузорную часть с образованием отверстия. Диффузорная часть расширяется вокруг отверстия, будучи при этом ограниченной стенкой дна и боковой кромкой. Стенка дна имеет первую плоскую часть, в которую открывается просверленное отверстие, и вторую плоскую часть, расположенную перед первой плоской частью в направлении протекания холодного газа. Указанные первая и вторая плоские части наклонены вглубь стенки таким образом, что в срединной плоскости диффузорной части осью сверления (АР) первый угол ( ), измеренный между касательной (Т) к внешней поверхности, в точке пересечения (О) внешней поверхности и второй плоской части, и первой плоской частью, и второй угол ( ), измеренный между указанной касательной Т и второй плоской частью, таковы, что первый угол , направленный от указанной касательной Т к указанной первой плоской части, является алгебраически меньше второго угла , направленного положительно от указанной касательной Т по направлению к указанной второй плоской части, и таким образом, что величина угла ( ) между второй плоской частью (2) и первой плоской частью (1), измеренного в указанной срединной плоскости (М), заключена, при абсолютном значении, между 130° и 170°. Изобретение направлено на увеличение механического сопротивления стенки циклическим нагрузкам при сохранении геометрии диффузорной части. 5 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей. Устройство подачи вентилирующего воздуха в ротор турбины газотурбинного двигателя содержит первый и второй диски турбины и кольцо на выходе второго диска, образующие вместе моноблочный барабан. Второй диск турбины содержит ячейки, выполненные путем механической обработки в ободе для установки лопаток турбины. Лопатки стопорятся в осевом направлении сегментами осевого стопорения. Сегменты содержат основание, установленное в пазу, выполненном в барабане. В кольце на выходе обода выполняют, по меньшей мере, одно отверстие, соединяющее внутреннее пространство барабана с, по меньшей мере, частью упомянутых ячеек. В сегментах выполнен проход между отверстием и ячейками второго диска. Изобретение позволяет осуществить вентиляцию креплений и осевое стопорение лопаток. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Сектор направляющего соплового аппарата турбины содержит сегмент внешней площадки и сегмент внутренней площадки, между которыми располагаются одна или несколько полых лопаток. Каждая лопатка содержит полость задней кромки, предназначенную для подачи в нее охлаждающего воздуха и сообщающуюся с несколькими вентиляционными каналами, рассредоточенными вдоль задней кромки лопатки. Вентиляционные каналы позволяют удалять часть охлаждающего воздуха. Данная полость содержит внешнее отверстие, которое проходит сквозь сегмент внешней площадки и соединено с отверстием выпуска воздуха. Отверстие выпуска воздуха проходит сквозь деталь, которая покрывает внешнее отверстие, и прикреплена на сегменте внешней площадки. Это отверстие позволяет удалять часть охлаждающего воздуха, другим объектом настоящего изобретения является способ изготовления, согласно которому осуществляется поставка сектора направляющего соплового аппарата турбины, описанного выше. На этом секторе путем насыщения из газовой фазы наносится защитное покрытие таким образом, чтобы одна часть газа, используемого для его нанесения, проходила через отверстие выпуска воздуха, а стенки полости, расположенные на конце данного отверстия, были покрыты защитным покрытием. Также объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну турбину, оснащенную направляющим сопловым аппаратом, в котором направляющий сопловой аппарат создается путем скрепления нескольких секторов направляющего соплового аппарата, описанного выше. Изобретение позволяет создать сектор направляеющего соплового аппарата, в котором зона полости задней кромки будет менее подвержена высокотемпературной коррозии. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя содержит роторный диск, включающий в себя по своей периферии множество по существу аксиальных выемок, кольцевой фланец, кольцевой удерживающий выступ и множество отверстий для подачи воздуха. Аксиальные выемки равномерно распределены вокруг оси вращения диска. Кольцевой фланец направлен в сторону входа на входной радиальной поверхности диска. Кольцевой удерживающий выступ размещен напротив входной радиальной поверхности диска и содержит кольцевой фланец, который направлен в сторону входа вокруг фланца диска, образуя с последним кольцевое пространство. Это пространство представляет собой полость рассеивания охлаждающего воздуха. Полость рассеивания своим выходным концом открывается вглубь каждой выемки диска на входном конце последнего. Множество отверстий для подачи воздуха равномерно распределены вокруг оси вращения диска и открываются в полость рассеивания на входном конце последней. Полость рассеивания воздуха содержит на уровне своего выходного конца средства уменьшения расхода воздуха, поступающего в выемки диска, которые расположены в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха. Внешняя поверхность фланца диска и/или внутренняя поверхность фланца удерживающего выступа имеет на своем выходном конце и на уровне каждой выемки, размещенной в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха, утолщение, выступающее в полость рассеивания воздуха. Утолщение выполнено для уменьшения проходного сечения воздуха, поступающего в эти выемки. Каждое утолщение имеет максимальную высоту на уровне выемок диска, размещенных в радиальном продолжении соответствующего отверстия для подачи воздуха таким образом, что проходное сечение воздуха в этом месте является минимальным. Минимальные высоты посередине между соответствующим отверстием для подачи воздуха и двумя непосредственно рядом расположенными отверстиями таковы, что сечения прохода воздуха в этом месте являются максимальными. Другим объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанное выше устройство для охлаждения выемок роторного диска. Изобретение позволяет улучшить охлаждение выемок роторного диска для увеличения срока его службы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к устройству для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины. Диск ротора содержит на своей периферии множество осевых пазов, кольцевой фланец, множество лопаток, удерживающее кольцо и множество отверстий для пропускания воздуха. Осевые пазы распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска. Кольцевой фланец проходит перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска. Каждая лопатка имеет хвостовик, установленный в соответствующем пазу в диске ротора. Удерживающее кольцо имеет конец, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, и кольцевой фланец, проходящий перед указанной радиальной поверхностью диска и размещенный вокруг фланца диска. Кольцевой фланец и фланец диска взаимодействуют так, что между ними остается кольцевое пространство, образующее полость для диффузии охлаждающего воздуха. Диффузионная полость открывается на ее расположенном ниже по потоку конце в нижнюю часть каждого из пазов диска, расположенных выше по потоку концов пазов. Множество отверстий для пропускания воздуха распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска и открываются в диффузионную полость у ее конца, расположенного выше по потоку. Конец удерживающего кольца, установленный у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, включает в себя множество отверстий, распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов в диске. Изобретение позволяет увеличить срок службы диска ротора турбомашины. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель содержит статор, ротор, лопастные диски, установленные на роторе, и устройство токособирательного кольца, которое передает электрические сигналы на кабели от набора электрических проводов. Ротор установлен с возможностью вращения вокруг оси, которое осуществляется относительно статора, и включает в себя турбулизирующий цилиндр, на криволинейной внешней поверхности которого расположено множество турбулизаторов. Турбулизирующий цилиндр соединен с полым валом, через который электрические провода датчиков подведены к устройству токособирательного кольца. Статор включает в себя кольцеобразный кожух, который проходит вокруг турбулизирующего цилиндра. Турбулизирующий цилиндр и кольцеобразный кожух концентричны оси вращения ротора. Между смежными противоположными криволинейными поверхностями турбулизирующего цилиндра и кольцеобразным кожухом образован зазор. Множество турбулизаторов, расположенных на криволинейной внешней поверхности турбулизирующего цилиндра, повышает теплопередачу к хладагенту, проходящему между смежными противоположными криволинейными поверхностями турбулизирующего цилиндра и кольцеобразным кожухом. Эти особенности снижают теплопередачу от нагретых частей к чувствительным элементам контрольно-измерительной аппаратуры двигателя. 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к элементам турбины с охлаждаемыми рабочими лопатками и с противовибрационными средствами на роторе. Ротор турбины содержит установленные своей замковой частью в пазах диска охлаждаемые рабочие лопатки, выполненные с полками на ножках замковой части. На поверхности полок со стороны ножек установлены тонкостенные коробчатые демпферы. На каждой ножке лопатки выполнено отверстие, соединяющее канал охлаждения рабочей лопатки с полостью между ножками соседних лопаток. На тонкостенном коробчатом демпфере со стороны поверхности лопатки образована канавка, у которой вход размещен напротив отверстия в ножке лопатки, а выход - напротив зазора между полками лопаток. Изобретение позволяет охладить теплонапряженные участки полок рабочей лопатки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ротор компрессора газотурбинного двигателя с рабочими колесами и с системой отбора охлаждающего воздуха внутри ротора. Трубки отбора для направления охлаждающего воздуха в турбину с окнами для отбора воздуха. Переднее и заднее рабочие колеса с болтовым соединением. Окна для отбора воздуха выполнены на фланце заднего колеса между болтами с выходом их в проточную часть. Окна выполнены со скосом по вращению ротора. Перед поршневыми кольцами, установленными перед полостью отбора, расположенной под трубками отбора, выполнены упругие выступы. Нижний выступ переднего колеса предпочтительно имеет торцевой упор с задним колесом. Путем снижения напряжений в отверстиях под болты у заднего колеса, а также за счет упрощения отбора и уменьшения потерь воздуха повышается надежность и ресурс двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Газотурбинный двигатель содержит центробежный компрессор и кольцевой диффузор, установленный на выходе компрессора и содержащий задний кольцевой фланец по существу L-образного сечения, выполненный на выходе крыльчатки компрессора и ограничивающий вместе с задней радиальной стороной крыльчатки кольцевую полость, вентилируемую за счет отбора воздуха на выходе компрессора. Отбираемый воздух циркулирует в полости в сторону выхода и в сторону оси вращения компрессора. В этой полости размещен, по меньшей мере, один кольцевой отражатель, расположенный между задней стороной крыльчатки и задним кольцевым фланцем диффузора, чтобы препятствовать подъему горячего воздуха вдоль задней стороны крыльчатки и чтобы ускорить прохождение воздуха, отбираемого на выходе компрессора, и вызвать отклонение горячего воздуха в сторону выхода. Отражатель выполнен в радиальном направлении на уровне соединения между передней радиальной частью и задней цилиндрической частью кольцевого фланца диффузора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство для охлаждения ротора газовой турбины содержит пневмопроводы, холодильник, охлаждаемые рабочие лопатки с автономными охлаждающими системами входной кромки и пера лопатки, соединенными с каналами в хвостовике, кольцевое закручивающее пневматическое устройство, лабиринтные уплотнения и кольцевые полости. Одна из кольцевых полостей образована статором и роторной частью между компрессором и турбиной, а другая - покрывным диском и диском рабочего колеса. Проточная часть за компрессором пневмопроводом соединена с пневматическим входом холодильника. Пневматический выход холодильника соединен с кольцевой надроторной полостью между компрессором и турбиной, которая в районе турбины имеет лабиринтное уплотнение с увеличенным зазором, за которым в покрывном диске расположен ряд отверстий. Отверстия соединены с входом в телескопические трубчатые пневмопроводы, выход каждого из которых соединен с входным патрубком канала системы охлаждения входной кромки охлаждаемой рабочей лопатки турбины. Пневматический выход холодильника соединен с кольцевым закручивающим пневматическим устройством, напротив выхода из которого в покрывном диске расположен ряд отверстий с выходом в кольцевую полость, которая соединена с располагаемыми в хвостовиках лопаток продольными каналами системы охлаждения пера рабочей лопатки турбины. Изобретение обеспечивает экономически эффективное охлаждение ротора высокотемпературной газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Турбомашина содержит узел диффузор-выпрямитель (12), установленный на выходе крыльчатки (18) центробежного компрессора (14) и подающий воздух в кольцевую камеру сгорания (10), и средство (36) подачи воздуха для вентиляции турбины. Узел диффузор-выпрямитель содержит нижний кольцевой фланец (30), соединенный своим нижним концом со средством подачи и ограничивающий вместе с нижней поверхностью (40) крыльчатки кольцевую полость (41) циркуляции воздуха для вентиляции, отобранного на выходе компрессора. На средстве (36) подачи размещено средство отбора части объема (92) воздуха для вентиляции турбины и средство направления отобранного воздуха (83) к радиально внутренней части нижней поверхности крыльчатки. Воздух циркулирует радиально изнутри вовне вдоль нижней поверхности крыльчатки и смешивается с воздухом, отобранным на выходе (26) компрессора для снижения температуры воздуха в кольцевой полости (41). 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ охлаждения турбины заключается в использовании хладоресурса воздуха, перепускаемого из-за последней ступени вентилятора двухконтурного турбореактивного двигателя в канал (второй контур), соединяющий вентилятор с выходным устройством (форсажной камерой). Канал (второй контур) расположен под лопатками турбины. Турбина выполнена в виде радиально расположенных пластин, в центре которых находится ступица, а на периферии - полые лопатки. Внутри пластин выполнены каналы, соединяющие внутренние полости лопаток с внутренней полостью вала. Через каналы воздух из-за последней ступени вентилятора вместе с топливом, подаваемым через форсунку (форсунки) во внутреннюю полость вала под давлением не менее 10 МПа, перепускаются в газовоздушный тракт турбины. Пластины могут иметь ребристую поверхность. Способ позволяет повысить температуру газа перед и за турбиной двухконтурного турбореактивного двигателя до 2600-2700 К за счет улучшенного охлаждения. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Двухпоточный цилиндр среднего давления паровой турбины включает наружный (1) и внутренний (2) корпусы, ротор (3) с дисками (4) и рабочими лопатками проточной части прямого (5) и обратного (6) потоков и диафрагмы прямого (7) и обратного (8) потоков и обойму (11). В центральной части внутреннего корпуса цилиндра среднего давления по посадке с опиранием на внутренний корпус цилиндра установлено экранирующее тело (12). Обойма расположена осесимметрично внутри экранирующего тела и снабжена кольцевыми камерами (13, 14), соединенными между собой и имеющими отверстия (15, 16) на внутренней и торцевых стенках обоймы. В диафрагмах вторых ступеней прямого и обратного потоков выполнены кольцевые камеры (17) и установлены форсунки (18). В направляющих лопатках диафрагм вторых ступеней обоих потоков выполнены отверстия (20). Кольцевые камеры в диафрагмах соединены посредством трубопроводов (21, 22) с внешним источником охлаждающего пара. Позволяет охлаждать не только центральную часть ротора двухпоточных цилиндров, но и охлаждать наиболее напряженные первые диски обоих потоков со стороны паровпуска и со стороны вторых ступеней, при этом снижается ползучесть металла, увеличивается его длительная прочность, в результате чего продлевается ресурс работы ротора. 1 ил.

Устройство вентиляции элементов турбины в газотурбинном двигателе, включающем в себя два ротора турбины, механически независимых один от другого, имеющих каждый, по меньшей мере, один диск рабочего колеса турбины, соответственно, диск рабочего колеса турбины высокого давления и диск рабочего колеса турбины низкого давления и первый контур вентиляции турбины низкого давления. Первый контур вентиляции турбины низкого давления включает в себя нагнетательную крыльчатку, предназначенную для нагнетания воздуха. Нагнетательная крыльчатка расположена ниже диска рабочего колеса турбины низкого давления, и способствует циркуляции воздуха в первичном контуре. Входное отверстие для воздуха нагнетательной крыльчатки соединено с отверстием диска рабочего колеса турбины высокого давления. Нагнетательная крыльчатка расположена между двумя дисками рабочих колес турбин высокого и низкого давления. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство охлаждения картера турбины в турбомашине, в частности в турбореактивном двигателе или в турбовинтовом двигателе самолета, в которых турбина содержит несколько ступеней и колесо, установленное с возможностью вращения в картере внутри цилиндрической оболочки, состоящей из секторов кольца, закрепленных на картере по окружности. Каждая из ступеней турбины содержит распределительный механизм, образованный установленным по кольцу рядом неподвижных лопаток, закрепленных на картере турбины. Контур охлаждения лопаток распределительного механизма входной ступени содержит контуры подвода охлаждающего воздуха во внутренние полости, предусмотренные в лопатках распределительного механизма, и средства подвода воздуха к входным скобам картера, служащим для подвески секторов кольца, окружающих колесо входной ступени. Средства подвода воздуха соединяют внутренние полости лопаток распределительного механизма входной ступени с расположенным по кольцу пространством, в котором расположены входные скобы. Внутренние полости лопаток закрыты пластинами, которые установлены на стенке и закреплены на ней. Отверстия, сформированные в пластинах, служат выходами из полостей лопаток и открываются в кольцевой проход, соединенный через отверстия, выполненные в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, с кольцевым пространством. Отверстия средств подвода воздуха сформированы в кольцевой наружной реборде распределительного механизма, который расположен в радиальном направлении между радиальными наружными стенками полостей лопаток, и входными скобами, служащими для подвески секторов кольца. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности охлаждения. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Паровая турбина с корпусом (2, 3), причем внутри корпуса (2, 3) с возможностью вращения установлен вал (5), содержащий компенсирующий сдвиг поршень (4) и направленный вдоль оси (6) вращения, между корпусом (2, 3) и валом (5) выполнен проточный канал (9), вал (5) содержит внутри охлаждающую линию (17) для ведения охлаждающего пара в направлении оси (6) вращения, и охлаждающая линия (17) связана с одной стороны, по меньшей мере, с одной подающей линией (16) для подачи охлаждающего пара из проточного канала (9) в охлаждающую линию (17), а с другой стороны, по меньшей мере, с одной отводящей линией (18) для отвода охлаждающего пара на боковую поверхность (19) компенсирующего сдвиг поршня (4), отличающаяся тем, что она содержит возвратную линию (21) для возврата смешанного пара, состоящего из вытекающего из отводящей линии (18) охлаждающего пара и части свежего пара, протекающей в виде утечки между корпусом (2, 3) и валом (5) в направлении компенсирующего сдвиг поршня (4), причем возвратная линия (21) начинается между зоной (10) впуска свежего пара и выходом из отводящей линии (18) и впадает в проточный канал (9). Повышается эффективность охлаждения термически нагруженных участков паровой турбины, что позволяет применять пар более высокой температуры. 18 з.п. ф-лы, 13 ил.

Газовая турбина выполнена с воздушным охлаждением и содержит корпус, в котором вдоль оси машины последовательно расположены компрессор, по меньшей мере, одна камера сгорания и турбина, и проходящий вдоль оси машины ротор. Аксиально между компрессором и турбиной и радиально между корпусом и ротором предусмотрена концентричная оси машины полость, в которой расположена камера сгорания. В полость подается сжатый в компрессоре воздух. Для охлаждения турбины часть воздуха из компрессора в качестве охлаждающего воздуха отбирается из полости через, по меньшей мере, одно заборное отверстие со стороны ротора. Радиально снаружи рядом с заборным отверстием расположен защитный элемент для осаждения частиц, который затрудняет проникновение взвешенных в выходном воздухе компрессора частиц в заборное отверстие. Защитный элемент выполнен в виде козырька, обращенный к турбине конец которого прочно соединен с корпусом со стороны турбины, а обращенный к компрессору конец свободен. Изобретение направлено на повышение эффективности очистки используемого в турбине охлаждающего воздуха посредством защитного элемента для осаждения частиц, который затрудняет проникновение взвешенных в выходном воздухе компрессора частиц в заборное отверстие. 15 з.п. ф-лы, 1 ил.