Статоры (корпуса без направляющих устройств, а также регулирующие, управляющие и предохранительные устройства см. в соответствующих группах): ..кольцевые или секторные – F01D 9/04

Кольцо статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата имеет множество сквозных отверстий, предназначенных для расположения лопатки статора. Каждое отверстие определяет среднюю линию, проходящую между первым краем, предназначенным для расположения задней кромки лопатки, и вторым краем, предназначенным для расположения передней кромки лопатки. С отверстием для расположения лопатки статора соотнесена прорезь снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края такого отверстия в направлении средней линии. Другие изобретения группы относятся к части статора, содержащей указанное выше кольцо и множество лопаток статора, к модулю турбинного двигателя летательного аппарата, содержащему указанную выше часть статора, и к турбинному двигателю, содержащему такой модуль. Группа изобретений позволяет снизить вероятность образования трещин на кольце статора в области задней кромки лопатки. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит узел направляющих лопаток, включающий ряд неподвижных, выравнивающих поток лопаток, а также лопатки ротора. Внешний край направляющих лопаток в осевом направлении опирается на контур внешнего кожуха турбины. Внутренний край направляющих лопаток находится в аксиально скользящем соединении с контуром внутреннего кожуха, обеспечивающем свободное перемещение этого края вдоль оси двигателя, с ограничением аксиального смещения за счет аксиальной опоры внешним краем лопатки. Каждый внутренний край направляющей лопатки содержит выступы, проходящие в направлении контура внутреннего кожуха и имеющие форму скобы. Одна группа выступов ориентирована в направлении по ходу вперед турбины. Скобы соединены между собой в паре фланцев. Часть выступов направляющих лопаток, расположенных по ходу спереди, и фланцы, расположенные по ходу спереди, выполнены с возможностью образования прохода для подачи по ходу спереди воздуха в узел направляющих лопаток. Другие изобретения группы относятся к сектору узла указанных выше направляющих лопаток, кольцеобразному фланцу, соединяемому с одной из групп указанных выше скоб, а также авиационному двигателю, содержащему указанную выше турбину высокого давления. Группа изобретений позволяет обеспечить компенсацию разницы осевого расширения между внешним и внутренним кожухами. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Газотурбинный двигатель включает лопатку статора для направления горячих газов сжигания на роторные лопатки. Лопатка статора включает платформу, расположенную на радиально внутренней стороне лопатки относительно оси вращения двигателя. Платформа имеет часть задней кромки по потоку ниже относительно потока горячих газов сгорания после лопатки статора. Двигатель включает также опорную и охлаждающую систему для направления охлаждающей текучей среды на верхний по потоку конец стороны части задней кромки платформы. Сторона обращена радиально внутрь относительно оси вращения двигателя. Опорная и охлаждающая система также направляет охлаждающую текучую среду для прохождения по стороне в основном в осевом направлении к нижнему по потоку концу стороны. Охлаждающая текучая среда охлаждает часть задней кромки при прохождении по стороне. В сторону включены турболизаторы для увеличения переноса тепла с части задней кромки при прохождении потока охлаждающей текучей среды по стороне. Турболизаторы проходят поперек осевого направления оси вращения двигателя. Обращенная радиально внутрь сторона включает несколько проходящих в осевом направлении стенных перегородок, которые разделяют сторону на несколько раздельных, проходящих в осевом направлении охлаждающих каналов. Турболизаторы, включенные в сторону, расположены в охлаждающих каналах. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбомашина содержит корпус, колесо турбины, установленное с возможностью вращения внутри корпуса, кольцо, образованное из сегментов и установленное концентрично вокруг колеса турбины, а также установочный элемент. Установочный элемент включает крепежный участок, прикрепленный к корпусу, упругий участок, образующий пружину, и опорный участок, соединенный с упругим участком и упирающийся в осевом направлении в сегмент кольца. Установочный элемент прикреплен к корпусу, оказывая осевое усилие на, по меньшей мере, один из сегментов кольца таким образом, чтобы прижать его в осевом направлении к участку корпуса. В одном из вариантов выполнения турбомашины установочный элемент включает в себя консоль, содержащую крепежный участок. В другом варианте выполнения установочный элемент включает в себя упругую консоль, оказывающую осевое усилие на первый сегмент кольца, и упругую консоль, оказывающую осевое усилие на второй сегмент кольца, прижимая его тем самым к участку корпуса. Изобретения позволяют повысить герметичность корпуса турбомашины. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Узел неподвижных лопаток газотурбинного двигателя содержит кожух, оснащенные лопатками угловые секторы, неподвижно закрепленные в кожухе, кольцо из изнашиваемого материала, опирающееся на опору, неподвижно закрепленную в кожухе при помощи множества резьбовых соединений, а также шпильки для радиальной фиксации угловых секторов. Каждый из угловых секторов содержит полку и крепежное ребро, выступающее от полки радиально внутрь для крепления углового сектора в кожухе. Резьбовые соединения проходят через опору кольца из изнашиваемого материала. Шпильки для радиальной фиксации угловых секторов вставлены в отверстия, образованные в крепежных ребрах и крепежном зажиме, расположенном напротив кольца из изнашиваемого материала относительно кожуха. Крепежный зажим образует совместно с кожухом канавку, в которой расположены крепежные ребра, и неподвижно закреплен в кожухе с помощью тех же резьбовых соединений, которыми опора кольца из изнашиваемого материала закреплена в кожухе. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше узел неподвижных лопаток. Группа изобретений позволяет снизить массу и длину газотурбинного двигателя. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 11 ил.

Кольцевой неподвижный элемент для использования с паровой турбиной (100). Неподвижный элемент содержит радиально наружное первое кольцо (228), радиально внутреннее второе кольцо (226) и, по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (212). Первое кольцо (228) содержит первую полость (262), образованную в нем, и множество каналов (264) первого кольца, соединенных с первой полостью (262) и продолжающихся радиально от первой полости (262). Второе кольцо (226) содержит вторую полость (242) и, по меньшей мере, одно выпускное отверстие (244), образованные в нем. Вторая полость (242) связана по потоку с выпускным отверстием (244). Второе кольцо (226) расположено радиально внутри первого кольца (228). По меньшей мере, одна аэродинамическая поверхность (212) продолжается между первым кольцом (228) и вторым кольцом (226). Аэродинамическая поверхность содержит проходное отверстие (280), продолжающееся сквозь нее. Проходное отверстие (280) аэродинамической поверхности соединено с, по меньшей мере, одним каналом (264) первого кольца и второй полостью (242). Диаметр (D₀ ) канала (264) первого кольца больше диаметра (D_A) проходного отверстия (280). Облегчается охлаждение вращающегося элемента в паровой турбине без изменения внешних геометрий элемента, материалов элемента, и/или температуры, и/или давления пара для обеспечения надежной долгосрочной эксплуатации ротора паровой турбины с лопатками. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Неподвижный блок лопаток газотурбинного двигателя содержит внутренний корпус, угловые сектора, снабженные лопатками, а также штифты радиального удержания угловых секторов. Каждый угловой сектор содержит платформу и крепежную пластину крепления углового сектора на корпусе, выступающую из платформы радиально внутрь. Корпус содержит первую кольцевую канавку, открывающуюся радиально наружу и принимающую крепежные пластины. Штифты радиального удержания установлены в отверстия, выполненные в корпусе и крепежных пластинах и имеющие оси, параллельные продольной оси газотурбинного двигателя. Корпус также содержит вторую кольцевую канавку, открывающуюся радиально наружу и принимающую кольцо осевого удержания штифтов радиального удержания. Кольцо осевого удержания расположено на стороне камеры сгорания относительно первой канавки. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше неподвижный блок лопаток. Группа изобретений позволяет снизить вес блока лопаток газотурбинного двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 10 ил.

Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя содержит лопаточный сегмент с дуговой направляющей и лопатками, проходящими от направляющей, а также полый цилиндрический корпус, имеющий кольцевую канавку для размещения направляющей. Направляющая закреплена в кольцевой канавке посредством упругих прокладок, расположенных между направляющей и канавкой. Каждая упругая прокладка содержит плоское основное тело и распорные крылья, проходящие по обе стороны основного тела под углом к его плоскости. Каждая упругая прокладка выполнена с возможностью перемещения в окружном направлении между первым положением, в котором прокладка прикладывает усилие в радиальном направлении к направляющей для ее фиксации в кольцевой канавке, и вторым положением, в котором крылья прокладки занимают углубления в узле для снятия радиального усилия и освобождения направляющей. Изобретение позволяет упростить конструкцию узла крепления лопаточного сегмента к корпусу газотурбинного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Обойма направляющих лопаток газовой турбины содержит осевые сегменты, по меньшей мере, один из которых выполнен в виде решетчатой структуры из труб. Решетчатая структура соответствующего осевого сегмента с внутренней и/или наружной стороны снабжена облицовкой из листового металла, имеющей отверстия для охлаждающего воздуха. Другие изобретения группы относятся к газовой турбине и газопаровой турбинной установке, содержащим указанную выше обойму направляющих лопаток. Изобретения позволяют снизить вес обоймы и упростить конструкцию газовой турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Сектор лопаток направляющего соплового аппарата турбины содержит переднее и заднее средства зацепления, а также износостойкое устройство. Переднее средство зацепления опирается на опору, установленную на корпусе турбины. Износостойкое устройство образовано деталью из металлического материала, охватывающей передний конец переднего средства зацепления и вставленной между передним средством зацепления и упомянутой опорой с обеспечением скользящего контакта между этими двумя деталями. Износостойкое устройство удерживается в осевом направлении на секторе лопаток средством крепления, взаимодействующим с передним средством зацепления. Другое изобретение группы относится к турбинному модулю авиационного газотурбинного двигателя, содержащему направляющий сопловой аппарат, образованный указанными выше секторами. Еще одно изобретение относится к авиационному двигателю, содержащему указанный турбинный модуль. Изобретения позволяют снизить износ крепежной опоры корпуса турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.

Разделенный на сектора направляющий аппарат турбомашины содержит внутреннюю и внешнюю платформы, связанные между собой радиальными лопатками. Внутренняя платформа соединена с радиальной перегородкой, несущей элементы из истираемого материала. Элементы из истираемого материала закреплены на разделенной на сектора кольцевой опоре, имеющей паз, открывающийся радиально наружу, в который введена внутренняя периферия перегородки. Каждый сектор опоры на одном из своих окружных концов содержит отверстие для монтажа на перегородке сектора направляющего аппарата. На другом из своих окружных концов сектор опоры содержит средства, образующие упор в окружном направлении и взаимодействующие с сектором перегородки сектора направляющего аппарата для обеспечения удержания в сторону окружного направления перегородки относительно сектора опоры. Другие изобретения группы относятся к турбине низкого давления турбомашины и турбомашине, содержащим указанный выше разделенный на сектора направляющий аппарат. Изобретения позволяют упростить замену изношенных элементов из истираемого материала, а также изготовление направляющего аппарата турбомашины. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство для соединения радиальных кронштейнов с круглым кольцом содержит круглое кольцо, радиальные кронштейны, соединяющие кольцо с другим концентричным кольцом и средства для соединения кронштейнов с кольцом. Средства для соединения содержат выступы, фиксаторы, содержащие выступы, отверстия кольца и отверстия фиксаторов и болты, проходящие через выравнивающие средства. Выступы проходят от двух противоположных сторон кронштейна. Выравнивающие средства содержат одно из отверстий кольца и одно из отверстий фиксаторов, и удерживающие фиксаторы на кольце. Выступы, проходящие от кронштейна, удерживаются между выступами фиксаторов и кольцом. Устройство содержит выравнивающие средства других отверстий кольца и отверстий кронштейна. В указанных выравнивающих средствах расположены центрирующие штифты. Кольцо выполнено коническим и содержит приливы, выполненные плоскими или цилиндрическими. Кронштейны окружены обтекателями. Также объектом изобретения является турбомашина, содержащая описанное выше устройство для соединения, в котором кольцо, другое кольцо и кронштейны расположены между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, причем кронштейны проходят через поток продуктов сгорания. Изобретение позволяет облегчить сборку соединений, снизить его вес и объем. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 11 ил.

Сопловой аппарат турбомашины включает цилиндрические сектора, содержащие коаксиальные сектора кольцевых площадок, соединенные радиальными лопатками, и сектор кольцевой опорной направляющей для элементов истираемого материала. Сектор направляющей находится внутри сектора внутренней площадки и сопрягается с его внутренней поверхностью. Продольные края каждого сектора внутренней площадки имеют комплементарные V-образные формы, взаимодействующие с продольными краями смежных секторов. Сектор направляющей каждого сектора соплового аппарата содержит на одном из своих окружных концов средства осевой опоры на сектор направляющей смежного сектора соплового аппарата. Другие изобретения группы относятся к турбине низкого давления турбомашины и турбомашине, содержащим указанный выше разделенный на секторы сопловой аппарат. Изобретения позволяют повысить жесткость соплового аппарата и обеспечить простоту его изготовления 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок, ограниченного заглубленной передней стенкой и стенкой, проходящей в толще полки, наклоненной от передней стенки в направлении течения потока газа до поверхности полки, каналы подачи воздуха в направлении движения газа, соединенные с передней стенкой. Углубление выполнено в виде паза со стороны заглубленной передней стенки в форме треугольной призмы и размещено в межлопаточном канале. Каналы подачи воздуха в заглубленной передней стенке выполнены в виде щели длиной по ширине паза. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения сопла за счет повышение равномерности охлаждения полок в сопловом агрегате по всей длине. 2 ил.

Узел корпуса компрессора содержит корпусную секцию, имеющую сборочную направляющую, и статорные блоки, выполненные с возможностью установки в сборочной направляющей. Корпусная секция и статорные блоки выполнены таким образом, что статорные блоки крепятся к корпусной секции лишь в одной конфигурации. Способ обеспечения правильной установки статорных блоков в корпусе компрессора включает введение статорных блоков в сборочную направляющую корпуса компрессора. Сборочную направляющую и статорные блоки выполняют с такими элементами соединения, что каждый статорный блок крепится к корпусу компрессора лишь в одной конфигурации. Исключается неправильная сборка. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к энергетическим турбинам. Опорная конструкция для сегмента диафрагмы в корпусе турбины содержит опорную планку, корпус турбины, вырезанную область, прокладку и средство для удержания прокладки между горизонтальным уступом и опорной планкой. Опорная планка присоединена к сегменту диафрагмы. Корпус турбины содержит вертикальную стенку и горизонтальный уступ, причем участок горизонтального уступа расположен под опорной планкой. Прокладка размещена между горизонтальным уступом и опорной планкой. Вырезанная область образована вертикальной стенкой и наружным краем опорной планки. При этом вырезанная область имеет ширину, которая по меньшей мере больше ширины прокладки для обеспечения прохождения прокладки по ширине. Средство для удержания прокладки между горизонтальным уступом и опорной планкой содержит задний упор, расположенный в вырезанной области. Изобретение позволяет быстро и эффективно осуществить вертикальную регулировку кольцевого сегмента диафрагмы турбины. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Узел (10) диффузор-выпрямитель предназначен для подачи воздуха в кольцевую камеру (20) сгорания турбореактивного двигателя или турбовинтового двигателя самолета. Узел (10) содержит радиальный диффузор (12) и кольцевой выпрямитель (14). Радиальный диффузор (12) содержит два кольцевых фланца (22, 24), соединенных лопатками (26) со спиральным наклоном. Кольцевой выпрямитель (14) установлен на выходе диффузора и содержит две цилиндрических обечайки (28, 30), соединенные радиальными лопатками (32). Кольцевые фланцы (22, 24) диффузора и цилиндрические обечайки (28, 30) выпрямителя выполнены из листов. Радиальные лопатки (32) закреплены пайкой. Радиально внутренние концы кольцевых фланцев (22, 24) диффузора соединены с кольцевыми стенками (44, 46), которые снабжены крепежными фланцами (48, 50) и которые находятся радиально внутри лопаток диффузора. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбина содержит узел сопла, включающий, по меньшей мере, один аэродинамический профиль, внутреннюю боковую стенку, внешнюю боковую стенку и корпус, имеющий открытую радиально внутрь канавку. Передняя контактная область между внешней боковой стенкой и корпусом содержит переднее периферийное посадочное место, образованное на расположенной выше по потоку обращенной назад поверхности канавки, смежной радиально внешней торцевой стенке канавки. Переднее периферийное посадочное место имеет осевую поверхность, образованную в радиальной плоскости, которая расположена позади и на расстоянии в осевом направлении от остальной части расположенной выше по потоку обращенной назад поверхности канавки. Переднее периферийное посадочное место имеет радиальный размер, по существу меньший радиального размера канавки. Задняя контактная область между внешней боковой стенкой и корпусом содержит заднее периферийное посадочное место, образованное на одной из расположенной ниже по потоку обращенной вперед поверхности канавки и расположенной ниже по потоку осевой поверхности внешней боковой стенки. Заднее периферийное посадочное место расположено смежно радиально внутреннему участку канавки, отдаленному от радиально внешней торцевой стенки канавки. Заднее периферийное посадочное место имеет радиальный размер, по существу меньший, чем радиальный размер канавки. Заднее периферийное посадочное место образовано на расположенной ниже по потоку осевой поверхности внешней боковой стенки. Изобретение позволяет упростить сборку и разборку турбины. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способы конструирования венца осевой или радиальной турбины повышенной эффективности (ВТПЭ), при которых разделяют межлопаточный канал турбинной решетки на два участка. Изменяют или нет высоту меридиональных обводов канала на всем первом участке поворота межлопаточного канала или его части. Второй участок разгона с дополнительным поворотом межлопаточного канала или без него включает косой срез межлопаточного канала, где уменьшают высоту меридиональных обводов канала по направлению к выходу из канала вплоть до границы, связанной с горловым сечением. После границы высоту изменяют таким образом, чтобы увеличить площадь проходного сечения канала. Формируют горловое, самое узкое, сечение каждого межлопаточного канала. На втором участке разгона расположено множество возможных местоположений горлового сечения, включающее месторасположение горлового сечения, когда центр горлового сечения размещают на поверхности фронтального выходного сечения турбинной решетки. За выходным сечением предпочтительно устанавливают кольцевые выступы - козырьки на периферии, либо у втулки, либо одновременно на периферии и у втулки проточной части венца. Достигается повышение КПД за счет устранения потери скорости в косом срезе и уменьшения гидравлических потерь, связанных с поворотом потока в решетке турбины. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 14 ил.

Сектор статора турбинной установки содержит секторы внутреннего и внешнего колец и множество соединяющих их лопаток. Между двумя следующими друг за другом лопатками сектора внешнего или внутреннего кольца имеются разрезы, выполненные в радиальном направлении и делящие сектор на элементарные сегменты по числу лопаток. В контуре выполненных в радиальном направлении разрезов предусмотрены гнезда, в которых расположены амортизирующие пластинки. Пластинки включают в себя, по меньшей мере, один слой вязкоупругого вещества. Каждый слой вязкоупругого вещества размещается между двумя слоями металла. Другие изобретения группы относятся к компрессору и турбине турбинной установки, содержащим, по меньшей мере, один указанный выше сектор статора. Еще одно изобретение относится к турбинной установке, включающей компрессор и/или турбину, указанные выше. Изобретения позволяют снизить вибрацию сектора статора турбинной установки без увеличения количества его деталей. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 14 ил.

Узел неподвижных направляющих лопаток выполнен в виде единой детали и содержит два кольцевых сектора, проходящих коаксиально, и две наружные лапки. Между кольцевыми секторами проходят соединенные с ними лопатки. Наружные лапки выполнены на наружном кольцевом секторе и проходят наружу от него, для установки узла направляющих лопаток на кожухе. Передние и задние кромки лопаток соединены с зонами наружного кольцевого сектора, менее жесткими, чем зоны, соединенные с монтажными лапками. Наружный кольцевой сектор содержит на своем переднем конце первый бортик, с которым соединены передние кромки лопаток, а на своем заднем конце второй бортик, с которым соединены задние кромки лопаток. Передний и задний бортики соединены между собой и со срединной частью наружного кольцевого сектора, причем срединная часть имеет толщину или радиальный размер больше, чем толщина переднего и заднего бортиков. Другое изобретение группы относится к компрессору газотурбинного двигателя, включающему кольцевой ряд неподвижных направляющих лопаток, образованный из указанных выше узлов направляющих лопаток. Еще одно изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный компрессор. Изобретение позволяет повысить надежность узла неподвижных направляющих лопаток компрессора газотурбинного двигателя. 3. н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Паровая турбина содержит корпус, формованную секцию впуска, расположенную в корпусе турбины, и пакетированный статорный узел, расположенный вблизи формованной секции впуска. Пакетированный статорный узел соединен с возможностью скольжения с корпусом турбины для регулирования перемещения пакетированного статорного узла в продольном направлении. Формованная секция впуска содержит отстоящие по периферии резьбовые отверстия, а пакетированный статорный узел дополнительно содержит множество статорных пластин, имеющих отстоящие по периферии крепежные отверстия. Пакетированный статорный узел соединен с формованной секцией впуска посредством множества крепежных болтов, ввинченных в резьбовые отверстия формованной секции впуска и проходящих через крепежные отверстия статорных пластин. Изобретение позволяет повысить срок службы паровой турбины, а также упростить ее сборку. 3 з.п. ф-лы, 14 ил.

Сектор направляющих лопаток газотурбинного двигателя включает, по меньшей мере, одну направляющую лопатку, соединенную с внутренним и внешним кольцами и имеющую радиально внутреннюю и внешнюю части, нижнюю и верхнюю поверхности, а также переднюю и заднюю кромки. Радиально внешняя часть разделена на соединенные между собой промежуточную и связующую части, а промежуточная часть расположена между связующей и радиально внутренней частями. Радиально внутренняя часть включает первую зону, соединенную с радиально внешней частью переходной зоной. Каждая лопатка соединена с внешним кольцом только своей связующей частью, а ее промежуточная часть расположена радиально внутри внешнего кольца. Задняя кромка, соединяющая нижнюю и верхнюю поверхности, имеет радиус кривизны, постепенно увеличивающийся в переходной зоне лопатки, достигая максимума на уровне соединения между переходной зоной и промежуточной частью, а затем остается постоянным в промежуточной части и в связующей части. Еще одно изобретение относится к ступени сжатия, включающей решетку секторов направляющих лопаток и подвижное колесо, в которой решетка секторов включает в себя по меньшей мере один указанный выше сектор направляющих лопаток. Другие изобретения группы относятся к компрессору, включающему указанную выше ступень сжатия, и газотурбинному двигателю, включающему такой компрессор. Изобретения позволяют повысить надежность сектора направляющих лопаток за счет снижения напряжений в спае, связывающем лопатку с ее внешним кольцом. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системам парораспределения паровых турбин. Система регулирования направлением потока в камере регулирующей ступени паровой турбины содержит регулирующие клапаны, соединенные со своими сервомоторами, сопловые коробки, каждая со своим сегментом сопел, камеру регулирующей ступени, диафрагму первой ступени давления. Для регулирования направлением потока в камере регулирующей ступени используется поворотная диафрагма, содержащая поворотное кольцо. Поворотное кольцо разделяется на автономные сегменты, каждый из которых снабжен собственным сервомотором, рабочее положение которого в свою очередь связывается с определенным положением соответствующего ему регулирующего клапана. Система позволяет повысить эффективность и надежность парциального отсека паровой турбины путем улучшения организации течения в камере регулирующей ступени. 2 ил.

Паровая турбина содержит статорный узел и роторный узел. Статорный узел включает в себя сопла, направляющие поток пара. Роторный узел включает в себя лопатки, принимающие поток пара. Роторный узел содержит участок удержания, первый конец вала, расположенный на первом конце участка удержания; и второй конец вала, расположенный на втором конце участка удержания, противоположном первому концу участка удержания. Участок удержания имеет пакетированную роторную секцию, включающую в себя одну или более роторную пластину, каждая из которых выполнена из единой металлической заготовки. Лопатки соединены с роторной пластиной с образованием монолитного соединения. Роторный узел содержит также кованую роторную секцию, расположенную вблизи участка удержания и включающую в себя кованую роторную часть и роторные ступени, имеющие лопатки, включающие в себя выступы в форме ласточкина хвоста, располагаемые в пазах на наружной поверхности кованой роторной части. Достигается упрощение изготовления, так как устраняется необходимость в формировании и сборке отдельных ступеней лопаток и отдельных роторных пластин, поскольку кованая роторная секция располагается вблизи участка удержания. 4 з.п. ф-лы, 13 ил.

Паровая турбина содержит узел статора и узел ротора. Узел статора включает в себя статорные пластины, содержащие основной корпус статора, имеющий плоскую форму. Основной корпус статора включает в себя первую и вторую осевую торцевую поверхность, противоположную первой, аэродинамическую базовую поверхность статора на внутреннем по радиусу краю основного корпуса статора, сопла, направляющие поток пара и проходящие по радиусу внутрь от аэродинамической базовой поверхности статора, и уплотнение статорных пластин, установленное для предотвращения воздействия пара на торцевые поверхности статорных пластин. Узел ротора включает в себя роторные пластины, содержащие основной корпус ротора, имеющий плоскую форму. Основной корпус ротора включает в себя первую осевую торцевую поверхность и вторую осевую торцевую поверхность, противоположную первой, аэродинамическую базовую поверхность ротора на внешнем по радиусу краю основного корпуса ротора, лопатки, принимающие поток пара и проходящие по радиусу наружу от аэродинамической базовой поверхности ротора, и уплотнение роторных пластин, установленное для предотвращения воздействия пара на осевые торцевые поверхности статорных пластин. Достигается уменьшение стоимости и времени изготовления паровой турбины и ее узлов, за счет использования пластин, при исключении утечек пара между ними. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.

Система входных направляющих лопастей для газовой турбины содержит множество элементов канала направляющих лопастей, включающих стенку стороны всасывания и стенку стороны повышенного давления. Обе стенки обращены друг к другу и предназначены для соединения друг с другом элементов канала направляющих лопастей, так что стенка стороны повышенного давления одного элемента взаимодействует со стенкой стороны всасывания смежного элемента с образованием направляющей лопасти. Каждый элемент канала направляющих лопастей включает элементы для размещения шпоночного элемента, фиксирующего вместе примыкающие друг к другу элементы канала направляющих лопастей и расположенного между стенкой стороны повышенного давления и стенкой стороны всасывания смежных элементов канала направляющих лопастей. Изобретение позволяет упростить изготовление системы направляющих лопастей, имеющих охлаждающие каналы. 16 з.п. ф-лы, 8 ил.

Сегмент направляющих лопаток содержит расположенное на платформе профилированное перо и расположенные на обращенной от пера стороне платформы крепежные элементы для закрепления сегмента направляющих лопаток в обойме. По меньшей мере, один из крепежных элементов выполнен в виде отдельно изготовленной детали, прочно соединенной с платформой. Указанный крепежный элемент изготовлен из материала, более вязкого по сравнению с платформой и/или пером лопатки, и содержит отстоящий от платформы крепежный крюк и утопленный опорной поверхностью в платформу соединительный элемент. Другое изобретение группы относится к тепловой лопаточной машине, в частности газовой турбине, содержащей, по меньшей мере, один указанный выше сегмент направляющих лопаток. Еще одно изобретение группы относится к способу изготовления указанного выше сегмента направляющих лопаток, включающему изготовление крепежного элемента с крепежным крюком из продолговатой профильной заготовки за счет ее сгибания в виде крепежного крюка. После изготовления крепежного элемента его соединяют с силовым и/или материальным замыканием с утопленной в платформе опорной поверхностью. Изобретения позволяют обеспечить надежное закрепление сегмента направляющих лопаток в обойме и упростить его изготовление. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к турбостроению и предназначено для расстановки сопловых лопаток газотурбинного двигателя. На каждой лопатке, предназначенной для установки в корпус, измеряют площади горла решетки со стороны корыта и со стороны спинки лопатки. Сортируют лопатки, предназначенные для установки в корпус, по возрастанию или убыванию площадей горла решетки по корыту или спинки лопатки и располагают лопатки в ряд. Лопатку с максимальной или минимальной площадью горла решетки со стороны корыта или со стороны спинки лопатки размещают в корпусе, а каждую следующую лопатку из ряда размещают в корпусе рядом с установленными с изменением направления обхода. Способ обеспечивает заданные конструкцией ГТД минимальные величины проходного сечения соплового аппарата при минимальной разнице площадей горла решетки между каждой парой соседних лопаток. Способ позволяет сортировать сопловые лопатки и осуществлять одноразовую сборку соплового аппарата. 2 табл., 4 ил.

Жесткий на кручение кольцевой узел статора авиационного двигателя содержит жесткий кольцевой опорный элемент и по меньшей мере одно средство крепления двигателя к летательному аппарату. Средство крепления двигателя включает в себя корпус, выполненный из композиционного материала и жестко закрепленный на кольцевом опорном элементе, и жесткий элемент, охватывающий композитный корпус с плотной пригонкой к нему и содержащий соединительный элемент для соединения с летательным аппаратом. Изобретение позволяет снизить вес кольцевого узла статора, сохранив при этом его жесткость. 17 з.п. ф-лы, 13 ил.