Рабочие лопатки, элементы, на которых закрепляются лопатки: ..форма и конструкция – F01D 5/14

Лопатка осевого компрессора содержит входную кромку, выходную кромку, корыто и спинку с выполненными на ее поверхности вихрегенераторами сферической формы, вогнутыми внутрь лопатки. Каждый вихрегенератор снабжен, по меньшей мере, двумя подводящими каналами с выходными отверстиями диаметра (0,05 0,25)D, равноудаленными от оси симметрии вихрегенератора, сориентированной в направлении набегающего потока. Расстояние от оси симметрии вихрегенератора до выходного отверстия составляет (0,1 0,4)D. Входные отверстия подводящих каналов расположены на корыте лопатки, а выходные расположены на расстоянии (0,025 0,7)D от передней кромки вихрегенератора. Подводящие каналы выполнены под углом 20° 110° к хорде лопатки, где D - диаметр отпечатка вихрегенератора. Реализация изобретения позволит увеличить диапазон безотрывного обтекания лопаток до 3%, увеличить расход воздуха через компрессор до 2% и увеличить КПД компрессора до 4% за счет получения устойчивой вихревой структуры потока в вихрегенераторах. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к центробежному компрессору и, в частности, к каплеуловителям для удаления жидкости из компрессора, а также к способу повышения эффективности работы центробежного компрессора в газотурбинных двигателях. Устройство для улавливания капель жидкости, расположенное в рабочем колесе компрессора, содержит первое отверстие, расположенное на поверхности рабочего колеса и выполненное с обеспечением приема капель жидкости, и канал, расположенный ниже указанного отверстия и проточно с ним сообщающийся. При этом канал выполнен с обеспечением направления капель жидкости из первого отверстия и из рабочего колеса компрессора. Центробежный компрессор, расположенный в газотурбинном двигателе, содержит центробежное рабочее колесо, которое содержит вращающиеся выполненные за одно целое лопатки, каждая из которых имеет корневую часть и концевую часть и которые выполнены с обеспечением сжатия воздуха в центробежном гравитационном поле, и устройства для улавливания капель жидкости. Согласно способу повышения эффективности центробежного компрессора с помощью удаления капель жидкости осуществляют размещение устройства для улавливания капель жидкости в части центробежного рабочего колеса, эффективной для улавливания капель жидкости в месте их соударения с центробежным рабочим колесом, после этого производят улавливание капель жидкости в отверстии указанного устройства и удаление капель жидкости из центробежного компрессора путем их направления из отверстия в канал указанного устройства. Техническим результатом является предотвращение скопления жидкости и образования более крупных капель или жидкой пленки на поверхности рабочего колеса центробежного компрессора, что устраняет риск повышения эрозионного воздействия и снижения эффективности компрессора. 4 н. и 16 з.п. ф-лы, 8 ил.

Колесо турбины и лопатка ротора турбины, имеющая поверхность (19) стороны нагнетания и поверхность (21) стороны разрежения. Сторона разрежения является гладкой на большей части ее поверхности за исключением нескольких выпуклостей (25). Выпуклости распределены вблизи и вдоль задней кромки (17). Поверхность стороны нагнетания является гладкой. Достигается уменьшение зоны отделения вблизи поверхности лопатки, которая отвечает за возмущения, оказывающие воздействие на эффективность турбины. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбинное колесо содержит турбинные лопатки (20 ), содержащие профильную часть (102), имеющую аэродинамическую форму. Данная аэродинамическая форма имеет номинальный профиль, соответствующий данным в приведенных в описании таблицах 1-11, в которых расстояния X, Y, Z и R выражены в дюймах, и в таблицах 1'-11', в которых расстояния X, Y, Z и R выражены в сантиметрах. Значения координат X и Y плавно соединены дугой радиуса R с образованием сечения профиля профильной части на каждом расстоянии Z. Сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием завершенной аэродинамической формы. Предложенный профиль профильной части лопатки обеспечивает в результате улучшение эффективности и несущей способности аэродинамической части и лопаток в целом. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил., 22 табл.

Узел диффузор-направляющий аппарат, предназначенный для установки на выходе компрессора в турбомашине, содержит направляющий аппарат. Направляющий аппарат включает в себя две, по существу, цилиндрические стенки: радиально внутреннюю и радиально наружную. Стенки соединены радиальными лопатками. Стенки направляющего аппарата продолжены к расположенной ниже по потоку части за радиальные лопатки. Радиальный зазор между стенок является изменяющимся по окружности ниже по потоку от лопаток так, чтобы быть, по существу, минимальным в продолжении лопаток и максимальным между лопатками. Зазор является изменяющимся по окружности до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата. Также объектом изобретения являет турбомашина, такая как турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель или вертолетный двигатель, содержащая описанный выше узел. Изобретение позволяет уменьшить неоднородность потока воздуха на входе в камеру сгорания. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 13 ил.

Рабочая лопатка (20) паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины (10). Рабочая лопатка (20) паровой турбины содержит участок (42) аэродинамической поверхности. Секция (44) хвостовика прикреплена к одному концу участка (42) аэродинамической поверхности. Часть (40) в виде ласточкиного хвоста выступает от секции (44) хвостовика, а часть (40) в виде ласточкиного хвоста содержит скошенную часть (40) в виде ласточкиного хвоста с осевой заводкой, имеющую угол скоса, составляющий 19°. Секция (46) венца прикреплена к участку (42) аэродинамической поверхности на конце, противоположном секции (44) хвостовика. Бандажная полка (48) выполнена за одно целое в виде части секции (46) венца. Полка (50) прикреплена к промежуточной секции участка (42) аэродинамической поверхности между его концами. Рабочая лопатка (20) имеет площадь выходного кольцевого сечения, составляющую около 4,43 м² или больше. Участок (42) аэродинамической поверхности имеет длину, составляющую около 68,1 см или больше. Достигаются оптимальные аэродинамические и механические характеристики секции низкого давления паровой турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбинный узел агрегата включает корпус подвода рабочего тела - пара, сопловый аппарат с наклонными соплами, турбину, имеющую вал с рабочим колесом, и расположенный за турбиной по потоку пара корпус отвода отработанного пара. Корпус подвода пара снабжен коллектором, включающим осесимметричную кольцевую оболочку, имеющую форму усеченного фрагмента тора или тороида. Рабочее колесо турбины выполнено не менее чем из одного диска с лопатками. Лопатки выполнены по ширине выпукло-вогнутыми, радиальной высотой, составляющей (0,05÷0,25) радиуса диска. Толщина лопатки переменна в направлении потока пара с максимумом в средней части хордовой ширины лопатки. Хордовая ширина лопатки в проекции на условную хордовую плоскость, соединяющую заходную и выходную боковые кромки лопатки, не превышает радиальную высоту лопатки. Сопла выполнены в диске в количестве 8÷15 и продольными осями радиально эквидистантно удалены от оси турбины и разнесены по условной окружности на равные углы, определенные в диапазоне (24÷45)°. Общее количество лопаток в 2,6÷34,4 раз превышает количество сопел. Изобретение направлено на повышение ресурса, надежности и эффективности работы турбинного узла при одновременном снижении материалоемкости и повышении компактности узла. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбонасосный агрегат содержит турбинный узел c корпусами подвода и отвода рабочего тела, сопловым аппаратом, одноступенчатой турбиной. Агрегат содержит насосный узел со шнекоцентробежным рабочим колесом. Корпус подвода рабочего тела снабжен коллектором, включающим осесимметричную герметичную кольцевую оболочку. Большая часть оболочки имеет форму типа продольно усеченного фрагмента тора или тороида. Лопатки рабочего колеса турбины выполнены выпукло-вогнутыми по ширине, радиальной высотой 0,05÷0,25 радиуса диска колеса турбины. Толщина лопатки принята переменной в направлении вектора потока рабочего тела с максимумом в средней части хордовой ширины лопатки. Хордовая ширина лопатки в проекции на условную хордовую плоскость, соединяющую заходную и выходную боковые кромки лопатки, не превышает радиальную высоту лопатки. Межлопаточный канал выполнен конфузорно-диффузорным в направлении вектора потока пара с максимальным сужением площади поперечного проходного сечения, определяемой в зоне максимальной толщины лопаток. Общее количество лопаток колеса турбины в 2,6÷34,4 раза превышает количество сопел в сопловом аппарате. Изобретение направлено на повышение ресурса работы агрегата, надежности, эффективности перекачивания, компактности и кпд при одновременном снижении материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Металлокерамическая лопатка газовой турбины содержит профилированную керамическую оболочку и размещенный в ее полости силовой стержень с внутренней и наружной полками. Силовой стержень снабжен упругими штырьками, наклоненными к внутренней полке силового стержня, контактирующими с внутренней поверхностью профилированной керамической оболочки и предназначенными для обеспечения устойчивости профилированной керамической оболочки и демпфирования ее колебаний. Пластинчатая пружина установлена между внутренней полкой силового стержня и нижней опорной полкой профилированной керамической оболочки и предназначена для компенсации температурных расширений профилированной керамической оболочки. С целью повышения надежности наружная полка силового стержня, являющаяся съемной, без зазора сопрягается с верхней опорной полкой профилированной керамической оболочки и крепится на наружном радиусе силового стержня. Техническим результатом является повышение надежности путем снижения динамического дисбаланса рабочего колеса и вибронагруженности двигателя в целом. 3 ил.

Монокристаллическая лопатка рабочего колеса турбины изготовлена путем литья с направленной кристаллизацией и содержит перо лопатки, конечный конструктивный элемент пера лопатки и переходную зону. Перо лопатки имеет переднюю и заднюю кромки, стороны С-образного корыта и С-образной спинки, срединную линию и продольную ось. Конечный конструктивный элемент пера лопатки содержит конечную сторону пера лопатки со стороны газовоздушного тракта, образующую угол с продольной осью пера лопатки. Переходная зона расположена между пером лопатки и конечной стороной пера лопатки и образует утолщение пера лопатки. Переходная зона простирается вокруг передней кромки между точкой, находящейся на спинке пера лопатки и на конечной стороне конечного конструктивного элемента пера лопатки вверх по потоку относительно спинки С-образной формы, и точкой, находящейся на корыте пера лопатки и на конечной стороне конечного конструктивного элемента пера лопатки выше по потоку корыта С-образной формы. Другие изобретения группы относятся к модулю турбомашины и турбомашине, содержащим указанные выше лопатки. Изобретения позволяют повысить срок эксплуатации монокристаллической лопатки турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Лопасть (10) для рабочего лопастного колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль и, по меньшей мере, одну полку на одном конце аэродинамического профиля. Лопасть (10) приспособлена для расположения совместно с множеством по существу одинаковых лопастей таким образом, чтобы формировать кольцо. Поверхность полки имеет профиль (80) на стороне поверхности разрежения и профиль (85) на стороне нагнетающей поверхности, соответственно, вдоль поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. У лопасти профиль (85) нагнетающей поверхности имеет углубленную часть (I) нагнетающей поверхности, расположенную в осевом направлении в верхней по потоку половине аэродинамического профиля. Большая часть поверхности между аэродинамическими профилями создается движением линейного сегмента на основе профилей (80, 85) поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. Благодаря этой конфигурации эффективность лопасти и турбомашины повышена за счет снижения турбулентности вблизи поверхности полки лопасти. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к способу изготовления направляющей лопатки, к направляющей лопатке из композиционного материала и к турбомашине, включающей в себя по меньшей мере одну направляющую лопатку. Способ включает в себя изготовление волоконной преформы посредством трехмерного переплетения одной детали. Преформа содержит первую часть, продолжающуюся вдоль продольной оси и образующую преформу для аэродинамического профиля лопатки, и расположенную на продольном конце первой части вторую часть, образующую преформу для платформы лопатки. Вторая часть выполнена в виде первого слоя и второго слоя, обращенного к первому слою и отделенного от первого слоя посредством разделения без разрезания при изготовлении преформы. Способ включает сгибание первого и второго слоев таким образом, что каждый из них расположен в плоскости, перпендикулярной продольной оси, по существу симметрично друг другу относительно первой части, и таким образом, что первый участок первого слоя перекрывает второй участок второго слоя перед передней кромкой первой части. Способ включает согласование преформы с формой и уплотнение преформы полимерной матрицей. Изобретение обеспечивает упрощение способа изготовления лопатки, а также повышение ее механической прочности. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 14 ил.

Лопасть рабочего колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль с корытом, спинкой, задней и передней кромками, а также полку, проходящую от одного из концов аэродинамического профиля перпендикулярно его продольному направлению. Лопасть вместе с множеством одинаковых лопастей образовывает кольцо. Аэродинамические профили кольца установлены радиально. Смежные полки лопастей объединены попарно для образования непрерывной поверхности между их аэродинамическими профилями, соединяющей корыто аэродинамического профиля со спинкой соседнего аэродинамического профиля. Указанная поверхность в верхней по потоку половине аэродинамического профиля содержит выступ, расположенный ближе к корыту, чем к спинке, и углубленный канал, расположенный между ней и корытом. Выступ отделен от корыта посредством упомянутого углубленного канала. Другие изобретения группы относятся к участку соплового аппарата турбомашины и рабочему лопастному колесу, содержащим указанные выше лопасти. Еще одно изобретение относится к турбомашине, содержащей указанное выше рабочее лопастное колесо. Изобретение позволяет снизить потери в межлопастном канале без существенного увеличения стоимости изготовления турбомашины. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Рабочее колесо центробежного компрессора турбомашины имеет по меньшей мере одну лопатку (24), присоединенную к ступице (26) рабочего колеса посредством галтели (27). Лопатка продолжается вдоль хорды, образованной между передней кромкой (28) и задней кромкой лопатки. Галтель (27) имеет форму, которая изменяется непрерывно вдоль хорды. Галтель (27) представляет собой участок (Р) эллипса (Е1). Галтель (27) подвергается изменению посредством непрерывного изменения длин осей эллипса. Достигается оптимальное распределение механической прочности лопатки вдоль хорды. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой. В каждой части лопатки выполнены полости таким образом, что соседние полости образуют ребра, вершинами которых между собой соединены обе части лопатки в корневой области. Ребра в корневой области лопатки ориентированы преимущественно радиально по отношению к оси вращения. В средней и периферийной областях ребра изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки, соединяясь между собой по контактным площадкам. Выбор геометрических размеров, количества и направления ребер, количества, формы и расположения контактных площадок осуществляется исходя из условий статического и динамического нагружения лопаток и колеса компрессора. Достигается минимизация массы рабочих лопаток и массы колес компрессора. 3 ил.

Лопатка газотурбинного двигателя содержит первую лопасть, вторую лопасть и, по меньшей мере, одну пластинку. Каждая из первой лопасти и второй лопасти имеет внутреннюю и внешнюю стороны, размещенные между передней и задней кромками. Первая и вторая лопасти расположены рядом таким образом, что внутренняя сторона первой лопасти размещена всей своей поверхностью напротив внутренней стороны второй лопасти. Пластинка связывает внутреннюю сторону первой лопасти и внутреннюю сторону второй лопасти и размешена до задней кромки лопатки. Задняя кромка лопатки образована задней кромкой первой лопасти и задней кромкой второй лопасти. Задняя кромка первой лопасти выровнена относительно задней кромки второй лопасти и располагается рядом с ней. Другие изобретения группы относятся к колесу турбины и газотурбинному двигателю, содержащим указанные выше лопатки. Изобретение позволяет снизить аэродинамические потери на лопатке. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопатка рабочего колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль и полку на его конце. Лопатка выполнена с возможностью образования с множеством идентичных лопаток кольца, содержащего аэродинамические профили, расположенные радиально на нем. Профиль спинки аэродинамического профиля у поверхности полки и вдоль спинки содержит первый углубленный элемент, расположенный аксиально в передней половине аэродинамического профиля, и первый выступообразный элемент, расположенный аксиально за углубленным элементом. Расположенные рядом с передней частью и задней частью аэродинамических профилей участки поверхностей полок собранных в кольцо лопаток образуют переднюю срединную окружность и заднюю срединную окружность. Две срединные окружности образуют конус, коаксиальный оси кольца. Углубленный элемент является вогнутым относительно конуса, а выступообразный элемент является выпуклым относительно конуса. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей, по меньшей мере, одно рабочее колесо, включающее указанную выше лопатку. Изобретения позволяют снизить потери при обтекании потоком межлопаточного канала рабочего колеса. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя с двойным потоком, содержащая внутреннюю аэродинамическую часть (11) и внешнюю аэродинамическую часть (12), совмещенные в радиальном направлении (Z) и разделенные платформой (10), причем внутренняя аэродинамическая часть (11) содержит один аэродинамический профиль (13), а внешняя аэродинамическая часть (12) содержит, по меньшей мере, два аэродинамических профиля (14), причем ребра атаки указанных аэродинамических профилей (14) указанной аэродинамической части (12) лопасти аксиально выровнены в ряд. Достигается уменьшение количества лопастей вентилятора при сохранении удовлетворительного качества за счет сохранения повышенного относительного шага внутренней аэродинамической части (11) лопасти вентилятора. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице. Ступица имеет в области каждого основания лопатки внешний скос (38) и внутренний скос (40), вытянутые от задней кромки (30) лопатки до ее передней кромки (28). Внутренний и внешний скосы сходятся на входе передней кромки лопатки для образования выступающего утолщения (42), имеющего профиль, спиральный вокруг оси ступицы, для обеспечения принудительного течения газового потока в каждый проход течения для огибания основания лопатки, в основном, с внешней стороны последней, а внешний скос имеет профиль, наклонный относительно внешней поверхности спирали для того, чтобы отклонить газовый поток, проходящий в соответствующий проход течения от внешней стороны лопатки к внутренней поверхности соседней лопатки. Достигается улучшение эффективности компрессии и подкачки компрессора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Система снижения образования вихрей включает аэродинамический профиль, простирающийся в направлении размаха профиля от торцевой стенки, округление между аэродинамическим профилем и торцевой стенкой, зону передней кромки округления рядом и вокруг передней кромки аэродинамического профиля, а также генераторы плазмы. Генераторы плазмы простираются в направлении размаха профиля через округление в зоне передней кромки и выполнены с возможностью производить плазму, простирающуюся над частью округления в области передней кромки. В другом варианте система снижения образования вихрей содержит блок лопаток, включающий в себя венец лопаток газотурбинного двигателя, каждая из которых имеет аэродинамический профиль и простирается по радиусу в направлении размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами. Каждый аэродинамический профиль имеет внешнюю стенку, простирающуюся в направлении хорды между противоположными передней и задней кромками, скругления между аэродинамическим профилем и внутренним и внешним обручами, зоны передней кромки округлений около и вокруг передней кромки аэродинамического профиля, а также генераторы плазмы. Генераторы плазмы простираются в направлении размаха профиля через скругление в зонах передней кромки. Еще одно изобретение группы относится к способу работы системы снижения образования вихрей, в соответствии с которым включают питание генераторов плазмы для образования плазмы, простирающейся над частью скругления в зоне передней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Изобретения позволяют повысить аэродинамические характеристики лопатки газотурбинного двигателя. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

При формировании рельефных элементов, представляющих собой завихрители пограничного слоя, на поверхность стенки, обтекаемой потоком текучей среды, наносят лазерные удары. Лазерные удары наносят с созданием гребней по периметру зон нанесения этих лазерных ударов. Гребни образуют рельефные элементы, являющиеся завихрителями. Следы от нанесения лазерного удара имеют квадратную, прямоугольную, круглую или эллиптическую форму. Лазерные удары организуют таким образом, чтобы следы реализованных лазерных ударов оказались примыкающими друг к другу или частично перекрывали друг друга. Изобретение позволяет повысить прочность обрабатываемой детали, а также обеспечить возможность воздействия на пограничный слой. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система подъема граничного слоя посредством плазмы содержит лопатку газотурбинного двигателя с аэродинамическим профилем, проходящим по длине этой лопатки, и генераторы для создания плазмы. Аэродинамический профиль имеет внешнюю поверхность, проходящую вдоль хорды между расположенными друг против друга передней и задней кромками. Генераторы для создания плазмы расположены вдоль хорды на расстоянии друг от друга, причем плазма распространяется по внешней поверхности аэродинамического профиля вдоль хорды. В другом варианте система подъема граничного слоя содержит лопаточный венец, включающий ряд расположенных по окружности на расстоянии друг от друга лопаток газотурбинного двигателя, каждая из которых содержит генераторы для создания плазмы. Другое изобретение группы относится к способу использования газотурбинного двигателя с указанной выше системой подъема граничного слоя, в соответствии с которым формируют плазму, распространяющуюся в направлении вдоль хорды по внешней поверхности аэродинамического профиля лопатки газотурбинного двигателя. Изобретения позволяют повысить эффективность газотурбинного двигателя. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, проходящего вдоль хорды между передней и задней кромками и продолжающегося в направлении размаха от основания до кончика, содержит генераторы плазмы. Аэродинамический профиль имеет стороны давления и разрежения, продолжающиеся вдоль хорды между передней и задней кромками, а также основание задней кромки и область задней кромки, включающую себя основание задней кромки. Генераторы плазмы установлены на внешней стенке аэродинамического профиля и продолжаются, по меньшей мере, частично в направлении размаха, вдоль стороны давления и/или стороны разрежения для формирования в области задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки. Другое изобретение группы относится к способу эксплуатации системы снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, в котором включают указанные выше генераторы плазмы. Изобретения позволяют повысить коэффициент полезного действия газотурбинного двигателя за счет уменьшения влияния толщины задней кромки аэродинамического профиля на его аэродинамические свойства. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Лопатка (10) преимущественно турбины высокого давления газотурбинного двигателя содержит ребра (50), образованные на внутренней стороне вблизи задней кромки (42). На большей части задней кромки в зонах, в которых рабочая температура лопаток особенно повышена, концы ребер вблизи задней кромки размещены ближе к задней кромке и/или сечение ребер имеет большую площадь. Между последовательно расположенными ребрами (50) образованы выемки (60), причем в этих выемках выполнены отверстия (41) для инжекции воздуха. Достигается оптимизация конструкции лопаток, чтобы обеспечить необходимую жесткость задней кромки без чрезмерного ухудшения аэродинамических качеств. Такая оптимизированная конструкция лопатки обеспечивает ей увеличенный срок службы. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопатка вентилятора газотурбинного двигателя содержит аэродинамическую поверхность (12) в первом направлении (14) между передней кромкой (16) и задней кромкой и во втором направлении, по существу перпендикулярном к первому направлению, между ножкой и вершиной лопатки. Аэродинамическую поверхность выполняют из композитного материала. Лопатка содержит сплошной металлический усилительный элемент (32), приклеенный к передней кромке (16) аэродинамической поверхности лопатки. Усилительный элемент расположен в первом направлении (14) за пределами передней кромки аэродинамической поверхности лопатки и во втором направлении между ножкой и вершиной лопатки. Усилительный элемент содержит, по меньшей мере, одну полость (34а), предназначенную для поглощения, по меньшей мере, части энергии при столкновении постороннего предмета с передней кромкой лопатки. Достигается лучшее рассеяние энергии удара и снижение повреждений лопатки. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 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.

Лопатка осевой турбомашины состоит из металлического несущего стержня, профилированной керамической оболочки, дефлектора и двухслойной тепловой изоляции, охватывающей дефлектор. Несущий стержень включает хвостовик, состоящий из элементов замкового соединения и втулочной полки, и радиальный стержень с несущей полкой на его периферии. На несущей полке установлена бандажная полка из жаропрочного металлического сплава, сопряженная с внутренней поверхностью несущей полки. Наружный слой тепловой изоляции прилегает к внутреннему обводу керамической оболочки, а внутренний слой прилегает к радиальному стержню. Радиальная протяженность керамической оболочки, дефлектора и двухслойной тепловой изоляции равны между собой и радиальному расстоянию от втулочной до бандажной полки. Керамическая оболочка выполнена в радиальном направлении в виде отдельных сегментов с пограничными поверхностями, безуступно сопряженными между собой и перпендикулярными радиальной оси несущего стержня. Внутренняя поверхность первого от втулочной полки сегмента без зазора сопряжена с втулочной полкой. Наружная по радиусу поверхность последнего от втулочной полки сегмента без зазора сопряжена с внутренней поверхностью бандажной полки. Изобретение позволяет повысить надежность металлокерамической лопатки. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Рабочая лопатка турбины турбореактивного двигателя состоит из пера, удлиненной ножки с ребристой поверхностью, полки, разделяющей перо и ножку и выполненной с возможностью образования при сборке колеса турбины замкнутого контура, внутри которого проходит воздух охлаждающего контура, и замковой части. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, в котором охлаждающим контуром является второй контур двигателя. Длина ножки лопатки составляет от одной до двух с половиной длины пера лопатки, а внутри лопатки выполнены каналы для прохода охлаждающего воздуха. Изобретение позволяет повысить температуру газа перед турбиной, а также снизить массу рабочего колеса и двигателя в целом. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ротор содержит диск и лопатки. Лопатки имеют П-образную форму, включающую основную рабочую часть и обратную промежуточную рабочую часть. Предложенная П-образная конструкция позволяет увеличить рабочую поверхность лопатки, воспринимающую кинетическую энергию пара, без увеличения длины лопатки. Достигается увеличение мощности и повышение КПД ротора без увеличения его диаметра. 1 ил.

Составная лопатка осевой турбомашины состоит из металлического хвостовика, радиального металлического стержня, прочно скрепленного с хвостовиком, бандажной полки, закрепленной на периферийном конце радиального стержня, дефлектора и профильной пустотелой оболочки, свободно установленных снаружи радиального стержня и упирающихся в бандажную полку при радиальном их перемещении вдоль радиального стержня. Профильная оболочка выполнена по длине составной, состоящей, по меньшей мере, из двух не соединенных между собой частей, свободно установленных на радиальном стержне снаружи дефлектора между хвостовиком и бандажной полкой, в которую упирается верхняя часть профильной оболочки. Все части профильной оболочки изготовлены из жаропрочных жаростойких керамических или композиционных материалов. Изобретение позволяет повысить надежность лопатки. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.