Конструктивные элементы, узлы, детали или вспомогательные приспособления, не отнесенные к группам  ,1/00: .размещение уплотнений – F02C 7/28

Опора турбины газотурбинного двигателя содержит подшипник (4), вал (6) и лабиринт (11) с фланцем (10) между подшипником (4) и диском (8) турбины. С внешней стороны фланца (10) лабиринта (11) установлен дополнительный фланец (12) с образованием полости продувки (13). Полость (13) на входе соединена с воздушной полостью (14) кожуха вала (15), а на выходе, через наклонные к оси (16) опоры (1) пазы (17) и каналы (18) в лабиринте (11) и (19) в валу (6), с внутренней полостью (20) вала (6). Пазы (17) от входа (21) к выходу (22) направлены по направлению (23) вращения вала (6). С внешней стороны дополнительного фланца (12) установлен дефлектор (25) с байонетным креплением (26) внутреннего хвостовика (27) на дополнительном фланце (12) с образованием щелевой воздушной полости (28). Ближний к диску (8) турбины лабиринт (31) опоры выполнен с уплотнительными микрогребешками (34) на рабочей поверхности (35) обода (33) увеличенной толщины. Отношение высоты h микрогребешка (34) к величине радиального зазора в ближнем к диску (8) лабиринте (31) находится в пределах 1,5 2,5. Отношение максимального диаметра D ближнего к диску лабиринта (31) к минимальной толщине Н обода (33) лабиринта (31) находится в пределах 20...40. Путем снижения поступающих в масляную полость опоры тепловых потоков повышается надежность опоры турбины, а также снижаются термические напряжения в ближнем к диску турбины лабиринте опоры. 4 ил.

Предложены способ и система для регулирования протечки газа в турбине и сама турбина. Могут использоваться несколько уплотнений, расположенных последовательно, причем каждое из этих уплотнений может быть выполнено с возможностью уменьшения давления обратного потока из входа элемента турбины. Кроме того, один или несколько каналов могут быть выполнены с возможностью направления по меньшей мере части обратного потока газа из соответствующих точек в пределах указанных нескольких уплотнений к соответствующим точкам в пределах газового тракта турбины. Технический результат изобретения заключается в том, что при размещении нескольких уплотнений последовательно уравновешивается осевое усилие, создаваемое потоком газа в элементах турбины. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к уплотнению вала для турбомашины. Уплотнение вала для турбомашины содержит нагружаемое технологическим газом и запираемое со стороны процесса уплотнение технологического газа и нагружаемое воздухом и запираемое со стороны атмосферы атмосферное уплотнение. Вокруг вала турбомашины проходит вентиляционная камера, которая размещена между уплотнением технологического газа и атмосферным уплотнением, Для сбора и отвода утечки технологического газа, проникающей через уплотнение технологического газа, и утечки воздуха, проникающей через атмосферное уплотнение, вентиляционная камера на своей расположенной радиально внутри стороне содержит впускное отверстие утечки, а на своей расположенной радиально снаружи стороне - выпускное отверстие утечки, а также насадки между впускным отверстием утечки и выпускным отверстием утечки. Насадки выполнены таким образом, что вентиляционная камера имеет функцию блокирования пламени в отношении воспламенения утечки на впускном отверстии утечки, и/или утечка в вентиляционной камере является негорючей. Изобретение повышает надежность уплотнения. 13 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к роторам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбомашины включает диск турбины, установленный на валу задним фланцем. Диск турбины зафиксирован установленной на валу гайкой, выполненной с радиальным фланцем, размещенным с передней стороны ступицы диска. На радиальном фланце гайки зафиксированы радиальным ребром с помощью болтового соединения лабиринт и сотовый фланец. Лабиринт зафиксирован с помощью осевого выступа в окружном направлении относительно установленной в радиальном отверстии вала втулки. Между радиальным фланцем и резьбовым хвостовиком гайки выполнены наклонные к оси ротора перемычки с образованием перед хвостовиком гайки увеличенных в окружном направлении выступов. Выступы перемычек образуют между собой прямоугольные, радиальные, расположенные на равных между собой расстояниях пазы. Изобретение позволяет повысить ремонтопригодность ротора турбомашины при снижении его веса. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Лабиринтное уплотнение турбины содержит примыкающий к диску турбины лабиринт и ответный ему фланец с сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха. Лабиринт установлен на осевом кольцевом выступе диска и выполнен охватывающим сопловой аппарат закрутки с образованием между лабиринтом и боковой поверхностью ступицы диска щелевой полости. В полости размещено уплотнительное кольцо. На внутренней поверхности лабиринта установлено разжимное демпфирующее кольцо, охватывающее кольцевое радиальное ребро лабиринта. На цилиндрическом выступе кольца выполнены радиальные отверстия. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность лабиринтного уплотнения. 1 ил.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Лабиринтное уплотнение содержит установленный на статоре сотовый фланец и лабиринтом с демпфирующим кольцом в кольцевой канавке на краю обода. Край обода направлен к диску турбины. Сотовый фланец установлен с возможностью регулировки осевого положения с помощью размещенного между фланцем и статором регулировочного кольца. Между лабиринтом и диском размещена ступица дефлектора диска с образованием щелевой полости между боковой поверхностью ступицы дефлектора диска и ближним к диску кольцевым радиальным ребром, ограничивающим кольцевую канавку. Отношение диаметра демпфирующего кольца в поперечном сечении к высоте щелевой полости составляет 6 12. изобретение позволяет повысить надежность лабиринтного уплотнения. 2 ил.

Уплотнительный элемент канала утечки между наружной площадкой турбинного сопла и удерживающим ее опорным кольцом включает лепестковое уплотнение и образующую ударные струи пластину. Опорное кольцо и наружная площадка включают поверхности, расположенные перпендикулярно оси соплового сегмента и образующие первую и вторую уплотняемые поверхности, соответственно. Уплотняемые поверхности находятся в одной плоскости и имеют между собой радиальный зазор. Лепестковое уплотнение закрывает зазор между уплотняемыми поверхностями. Образующая ударные струи пластина обеспечивает ударно-струйное охлаждение радиальной наружной поверхности наружной площадки и выполнена с возможностью ее жесткого крепления к турбинному соплу. Другое изобретение относится к сопловому устройству газовой турбины, содержащему опорное кольцо и сопловые сегменты, каждый из которых имеет наружную площадку, образующую сегмент наружной стенки канала течения горячего рабочего газа, по меньшей мере, одну направляющую лопатку, а также указанный выше уплотнительный элемент. Еще одно изобретение группы относится к газовой турбине, содержащей указанное выше сопловое устройство. Группа изобретений позволяет упростить уплотнительный элемент газовой турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Уплотнение внутреннего стыка кольцевой камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе соплового аппарата. Направляющая часть уплотнительного кольца камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для подачи охлаждающего воздуха. На фиксирующей части уплотняющего кольца выполнены центрирующие пазы, в которые входят выступы козырька соплового аппарата и которые взаимно центрируются по боковым сопрягаемым поверхностям. Между наружной поверхностью козырька и внутренней поверхностью направляющей части уплотнительного кольца образуется кольцевой зазор «a». Между пазами уплотнительного кольца жаровой трубы и выступами козырька соплового аппарата по боковым поверхностям предусмотрена посадка с зазором «b». Для крепления козырька соплового аппарата к внутреннему корпусу соплового аппарата используются болты, которые имеют с отверстиями в козырьке переменный зазор, а в меридиональном сечении зазор «c». С отверстиями внутреннего корпуса соплового аппарата образуют резьбовое соединение, с возможностью при сборке узла радиального и окружного смещения козырька, относительно внутреннего корпуса соплового аппарата. Изобретение позволяет снизить вибрационные нагрузки и обеспечить равномерное распределение охлаждающего воздуха в окружном направлении. 2 ил.

Подвижный уплотнительный элемент с масляным охлаждением для вращающегося уплотнения между корпусом двигателя и валом установлен с возможностью вращения в корпусе двигателя. Уплотнительный элемент включает кольцо, имеющее площадку с наружной в радиальном направлении контактной поверхностью и внутренней в радиальном направлении поверхностью, распределитель масла и внешний конус разбрызгивания смазки. Распределитель масла имеет внутреннюю в радиальном направлении зону, связанную с источником жидкой смазки. Внешний корпус имеет обод, расположенный внутри в радиальном направлении по отношению к внутренней поверхности площадки. Также объектом изобретения является способ управления радиальным зазором между подвижным уплотнительным элементом и углеродным уплотнением в диапазоне рабочих температур газотурбинного двигателя. Способ включает выбор требуемой температуры подвижного уплотнительного элемента в зависимости от температуры двигателя в пределах указанного диапазона рабочих температур с обеспечением заданной величины зазора с учетом разницы термических расширений между подвижным уплотнительным элементом и углеродным уплотнением, поддержание требуемой температуры подвижного уплотнительного элемента посредством направления потока жидкой смазки на поверхность подвижного уплотнительного элемента с управлением величиной радиального зазора. Изобретение позволяет поддерживать требуемую температуру подвижного уплотнительного элемента. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата. Козырек закреплен на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом. Уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор для организации подвода воздуха для пленочного охлаждения трактовых поверхностей. На плавающем кольце выполнен упорный бурт. Козырек соплового аппарата снабжен направляющим кольцом, образующим кольцевой зазор с внутренней поверхностью козырька соплового аппарата. Торцевая часть козырька прилегает к бурту кольца плавающего. Изобретение позволяет стабилизировать зазор и направить необходимое количество воздуха для организации пленочного охлаждения периферийной части сопловых и рабочих лопаток. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Уплотнитель для размещения между створкой задней секции гондолы и турбореактивным двигателем в узле воздушного судна, образующем реактивную струю, включает цилиндрической участок, губки и продольное ребро. Губки выступают радиально от образующей линии цилиндрического участка, продольное ребро выступает радиально внутрь цилиндрического участка, а максимальное соотношение габаритного размера уплотнителя к толщине материала более 10. Губки ориентированы друг относительно друга в форме буквы V, а цилиндрический участок содержит на своей наружной поверхности плоскую поверхность, расположенную диаметрально противоположно губкам. Изобретение позволяет повысить герметичность и сжимаемость уплотнения. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к уплотнительной технике, в частности, для обеспечения непроницаемости зазора между ротором и статором. Уплотнение содержит кожух для щетины, размещенный на роторе или статоре. Щетинки подвергаются, с одной стороны, входному давлению, а с другой стороны, выходному давлению, при этом входное давление превышает выходное давление. Щетинки опираются на статор или ротор со стороны уплотнения с более высоким давлением в сторону с меньшим давлением, то есть к выходному давлению. Изобретение повышает надежность устройства. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям турбомашин авиационного и наземного применения. В лабиринтном уплотнении турбомашины выполнены лабиринтные гребешки с уменьшающимся от диска наружным диаметром d. Уплотнительные гребешки выполнены парными с одинаковым наружным диаметром гребешков для каждой пары. На краях обода лабиринта установлены демпфирующие кольца. Статорный сотовый фланец со стороны выхода из уплотнения через упругий элемент закреплен на статоре. Со стороны входа фланец установлен телескопически в радиальном направлении относительно диафрагмы. Диафрагма, фланец и статор образуют замкнутую кольцевую воздушную полость над фланцем. Отношение шага Н между парами уплотнительных гребешков и к шагу h между парными уплотнительными гребешками равно 4 6. Путем обеспечения минимальных радиальных зазоров в лабиринтном уплотнении на всех режимах работы двигателя повышается его надежность. 1 ил.

Изобретение относится к отводимым уплотнениям для таких машин вращения, как паровые турбины, газовые турбины, авиационные двигатели и компрессоры. Узел активного отводимого уплотнения для использования между вращающимся и невращающимся компонентами турбомашины содержит: по меньшей мере, одно уплотнительное кольцо, установленное на невращающемся компоненте и выполненное с возможностью его перемещения к и от вращающегося компонента между соответствующими закрытым и открытым положениями в зависимости от перепада давления на уплотнительном кольце; и контур перепуска текучей среды для направления текучей среды вокруг, по меньшей мере, одного уплотнительного кольца, чтобы уменьшать перепад давления, в результате чего, по меньшей мере, одно уплотнительное кольцо перемещается в открытое положение под действием одной или нескольких пружин или исполнительных механизмов. Изобретение позволит повысить надежность работы активных отводимых уплотнений. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях повышенных температур и высокочастотных вибраций. Прирабатываемое уплотнение выполнено из адгезионно соединенных между собой частиц порошкового наполнителя, составляющего основу материала уплотнения и добавок. В качестве материала наполнителя использован материал состава: Cr - от 10,0 до 16,0%, Mo - от 0,8 до 3,7%, Fe - остальное, с размерами частиц порошка от 15 мкм до 180 мкм. В качестве добавки использован гексагональный нитрид бора в количестве от 0,5% до 10,0% с размерами частиц порошка менее 1 мкм. Технический результат - повышение прирабатываемости, механической прочности и износостойкости материала уплотнения. 10 з.п. ф-лы.

Способ выполнения герметичной сборки панелей включает следующие этапы: сначала выбирают герметичное уплотнение в зависимости от максимального зазора и минимального зазора между двумя смежными панелями, допустимых сборкой панелей. Используют герметичное уплотнение, содержащее центральную часть, размеры которой больше размеров минимального зазора, и наружную часть, направленную наружу обтекателя, размеры которой строго превышают размеры максимального зазора так, чтобы она могла закрывать продольные края панелей, идущие вдоль зазора. Герметичное уплотнение соединяют с первой панелью таким образом, чтобы наружная часть упомянутого уплотнения закрывала продольный край упомянутой панели. Вторую панель соединяют с первой панелью посредством опорной детали, оставляя между ними зазор, заключенный между максимальным зазором и минимальным зазором, между двумя примыкающими продольными краями панелей, таким образом, размещая центральную часть герметичного уплотнения в зазор. Наружной частью герметичного уплотнения закрывают продольный край второй панели, идущий вдоль зазора. Изобретение позволяет обеспечить герметичность соединения между панелями. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к турбиностроению, и предназначено для герметизации монтажных зазоров между статорными частями конструкции, устанавливаемыми в корпусе турбины. Технический результат изобретения - повышение надежности уплотнения монтажного зазора и упрощение конструкции уплотняющего устройства. Уплотнение выполнено в виде пластины из легкодеформируемого материала, например фторопласта, прикреплено к цилиндрической поверхности диафрагмы на величину, в 1,5 2 раза большую осевого монтажного зазора. 3 ил.

Способ монтажа газогенератора и свободной турбины газотурбинного привода включает предварительную установку газогенератора и свободной турбины на фундаментную раму, последующую установку в переходном участке от газогенератора к свободной турбине узла соединения, содержащего сильфон, и крепление узла соединения, содержащего сильфон, предварительно одной стороной к корпусу газогенератора или свободной турбины. Затем выполняют окончательную установку и крепление газогенератора и свободной турбины на фундаментной раме на монтажном расстоянии, после чего крепят узел соединения, содержащий сильфон, противоположной стороной к корпусу свободной турбины или газогенератора, соответственно. Окончательную установку и крепление газогенератора и свободной турбины на фундаментной раме выполняют на монтажном расстоянии, определяемом зависимостью, защищаемой настоящим изобретением. При креплении узла соединения, содержащего сильфон, противоположной стороной к корпусу свободной турбины или газогенератора, соответственно, растягивают сильфон в направлении оси газотурбинного привода на величину, определяемую зависимостью, защищаемой настоящим изобретением, то есть до ликвидации монтажных зазоров между узлом соединения, содержащим сильфон, и корпусами газогенератора и свободной турбины. Изобретение позволяет уменьшить нагрузки, действующие в узле соединения корпусов газогенератора и свободной турбины газотурбинного привода, а также обеспечить разгрузку сильфона и повышение его ресурса. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Лабиринтное уплотнение газотурбинного двигателя состоит из периферийного и внутреннего уплотнительных устройств. Каждое из устройств состоит из роторного лабиринта и статорного сотового фланца. Статорные фланцы с упругими элементами размещены на дополнительном упругом элементе. Упругий элемент состоит из параллельных между собой внешней и внутренней упругих стенок, образующих между собой канал подвода уплотняемого воздуха. Упругие стенки соединены между собой на входе и выходе через втулки крепежными элементами. Путем уменьшения радиальных зазоров между статором и ротором повышается надежность лабиринтного уплотнения на всех режимах работы газотурбинного двигателя. 1 ил.

Газотурбинный двигатель включает, по меньшей мере, два узла, соединенных друг с другом и формирующих между собой кольцевую камеру, содержащую уплотнительную прокладку. Две соприкасающиеся друг с другом кольцевые части, принадлежащие соответственно двум узлам и ограничивающие упомянутую камеру, прижаты друг к другу с осевым усилием. Между поверхностями кольцевых частей встык установлена кольцевая промежуточная деталь. Одна из кольцевых частей содержит цилиндрический участок, а кольцевая промежуточная деталь содержит цилиндрическую поверхность, заходящую на упомянутый цилиндрический участок, и радиальный участок, опирающийся на плоскую поверхность другой кольцевой части. Изобретение позволяет повысить герметичность соединения между узлами за счет компенсации термических колебаний, а также обеспечить защиту узлов двигателя от повреждения фрагментами уплотнительной прокладки. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к лабиринтным уплотнениям для газотурбинных двигателей. Газотурбинный двигатель включает от входного по потоку конца к выходному концу компрессор высокого давления с ротором, диффузор и зафиксированный элемент стенки, образующий, по меньшей мере, одну часть внутренней оболочки камеры сгорания. Устройство лабиринтного уплотнения для газотурбинного двигателя включает часть статора, установленную на элементе стенки посредством крепежного средства с фланцами и несущую круговую снашивающуюся часть. Снашивающаяся часть работает вместе с роторным элементом, имеющим, по меньшей мере, один периферийный зубец и выполненным за одно целое с ротором компрессора для образования лабиринтного уплотнения. Один из фланцев крепежного средства выполнен массивным таким образом, чтобы согласовать степень расширения части статора со степенью расширения роторного элемента при разгонах двигателя. Изобретение позволяет повысить долговечность лабиринтного уплотнения за счет поддержания минимального зазора в уплотнении на переходных режимах работы газотурбинного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Узел соединения корпусов газогенератора и свободной турбины газотурбинного привода, имеющего раздельное крепление газогенератора и свободной турбины, состоит из теплового компенсатора и корпусных элементов, выполненных симметрично относительно оси вращения двигателя. Корпусные элементы на участке между турбиной газогенератора и свободной турбиной образуют в поперечном сечении кольцевой канал, являющийся частью газовоздушного тракта газотурбинного привода. Тепловой компенсатор содержит раздельно выполненные сильфон и, как минимум, одно телескопическое соединение. Сильфон закреплен торцевыми краями в корпусных элементах газогенератора и свободной турбины, а его ось совпадает с осью вращения двигателя. Телескопическое соединение закреплено своими концами в корпусных элементах соответственно газогенератора и свободной турбины с возможностью осевого перемещения противоположных не закрепленных концов по телескопическому принципу. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия газотурбинного привода за счет уменьшения кольцевого зазора в месте соединения корпусов газогенератора и свободной турбины и улучшения их соосности, а также повысить ресурс сильфона за счет разгружения сильфона от сил, действующих в плоскости, перпендикулярной оси газотурбинного привода. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям наземного применения для привода электрогенератора или механического привода. Технический результат заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем снижения действующей на ротор компрессора осевой силы от газовых сил за счет размещения закомпрессорного лабиринтного уплотнения на максимально возможном диаметре. Газотурбинный двигатель выполнен с закомпрессорным лабиринтом и ответным ему статорным фланцем, закрепленным силовым резьбовым соединением между фланцем спрямляющего аппарата компрессора и опорой шарикоподшипника компрессора. Между фланцем спрямляющего аппарата компрессора и опорой шарикоподшипника с помощью силового резьбового соединения установлен радиальный фланец, на котором дополнительным резьбовым соединением закреплены верхний и нижний фланцы лабиринта. Головка болта силового резьбового соединения размещена между верхним фланцем лабиринта и фланцем спрямляющего аппарата. При этом h/L=1-3, где h - высота пера последней рабочей лопатки компрессора; L - расстояние между проточной частью компрессора и ближайшим к ней уплотнительным гребешком лабиринтного уплотнения. Поскольку разгрузочная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, размещенным на максимальном диаметре с минимальным расстоянием от гребешков лабиринта до проточной части, то осевая сила от газовых сил, действующих на ротор компрессора минимальна, что повышает надежность шарикоподшипника и двигателя в целом. Головки болтов силового резьбового соединения, размещенные в полости между фланцем лабиринта и фланцем спрямляющего аппарата, ограничивают перемещение болтов резьбового соединения в случае их выкручивания от вибрации при работе двигателя и исключают попадание болтов в проточную часть компрессора. 2 ил.

Изобретение относится к уплотнению полости для забора воздуха в кабину, ограниченной с одной стороны наружным кольцом компрессора, кольцевой конструкцией, сопряженной с кольцом, и с другой стороны - наружным картером решетки диффузора, опорной конструкцией, сопряженной с указанным наружным картером и с наружным кольцом картера двигателя, закрепленным на кольцевой конструкции. Первую прокладку устанавливают в первый паз, выполненный вокруг передней части наружного картера решетки диффузора, при этом пластины этой первой прокладки опираются на задний конец первого выступа, выполненного заодно с кольцевой конструкцией. Вторую прокладку устанавливают во второй паз, выполненный под указанной кольцевой конструкцией, при этом пластины этой второй прокладки опираются на передний конец второго выступа, выполненного заодно с указанной кольцевой конструкцией, и на конец третьего выступа, выполненного на передней части наружного картера диффузора. Такое выполнение уплотнения позволит обеспечить полную герметичность между полостью и контуром первичного потока. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано при создании турбин для газовой промышленности. Турбодетандерная установка включает турбодетандер, содержащий рабочее колесо, камеру высокого давления и камеру низкого давления, которые сообщаются через уплотнения с накопительной камерой. Накопительная камера сообщена через магистраль отвода газовоздушной смеси с эжекторной трубой с размещенным в ней вентилятором и форсунками. Эжекторная труба выходом соединена с теплообменником, сопряженным с магистралью природного газа высокого давления. Рабочее колесо турбодетандера жестко соединено с ротором электрогенератора на подшипниках, преимущественно магнитных или воздушных. Электрогенератор через преобразователь частоты соединен с потребителем электроэнергии. Техническим результатом является повышение эффективности использования потенциальной энергии утечек природного газа. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к уплотнительным устройствам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении эффективности уплотнительного устройства за счет регулирования расхода охлаждающего воздуха и обеспечения постоянной минимальной величины уплотняемого радиального зазора. Уплотнительное устройство газотурбинного двигателя, включающее рабочую часть, состоящую из лабиринта с уплотнительными гребешками и ответного им статорного фланца, а также дефлектор, образующий с фланцем щелевую полость, согласно изобретению дополнительно содержит регулирующую часть, которая установлена на выходе из рабочей части, состоит из лабиринта с гребешками и статорного фланца и отделена от рабочей части кольцевой полостью, соединенной на выходе каналами с полостью низкого давления, а на входе - с межгребешковыми полостями рабочей и регулирующей частей, при этом щелевая полость на выходе соединена с межгребешковой полостью регулирующей части, лабиринты и статорные фланцы рабочей и регулирующей частей, соответственно, выполнены за одно целое или скреплены неподвижным соединением, причем F₁/F₂=1÷20 и Н/ ₂=2÷50, где F ₁ - площадь каналов; F₂ - площадь кольцевого зазора между гребешком лабиринта и статором рабочей части уплотнительного устройства; Н - минимальная высота щелевой полости; ₂ - радиальный зазор между первым гребешком лабиринта и статором регулируемой части. 1 ил.

Система предназначена для уплотнения и создания повышенного давления для амортизатора опоры газовой турбины. Газовая турбина снабжена компрессором, с которым связана внутренняя полость, а амортизатор опоры, в свою очередь, снабжен уплотнениями по отношению к оси компрессора, и имеет по меньшей мере одну трубу для воздухообмена. Воздух подается во внутреннюю полость с использованием вентиляционной трубы амортизатора опоры с тем, чтобы создавался поток воздуха, который начинается от промежуточной ступени компрессора и протекает по направлению к внутренней полости. Такое выполнение системы позволит обеспечить возможность регулировки, ориентированной на потребителя и непрерывной в течение периода времени без необходимости прекращения работы установки. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к многоступенчатым газовым турбинам авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая данным изобретением, заключается в повышении надежности многоступенчатой газовой турбины путем организации эффективного охлаждения обода диска последней ступени и замкового соединения этого диска с рабочей лопаткой. Сущность изобретения заключается в том, что в многоступенчатой газовой турбине с разгрузочной полостью повышенного давления на выходе, ограниченной по периферии лабиринтным уплотнением, согласно изобретению лабиринтное уплотнение выполнено многоступенчатым, воздушная полость между первой и второй со стороны разгрузочной полости ступенями лабиринтного уплотнения соединена с газовой полостью перед последним диском турбины каналами, выполненными под подошвами замков рабочих лопаток последней ступени и щелевыми полостями, размещенными между кольцевым фланцем на ободе диска последней ступени и самим ободом диска со стороны входа по потоку газа, при этом F₁/F₂=3...10, где F ₁ - проходная площадь первой ступени лабиринтного уплотнения, F₂ - площадь щелевых полостей. 2 ил.

Устройство герметизации соединения частей газовоздушного тракта газотурбинной установки включает шумотеплоизолирующий кожух, улитку, дымовую трубу и герметизирующие элементы, перекрывающие зазоры между частями газовоздушного тракта. Причем между стенками улитки и дымовой трубы установлена перегородка с выполненной на ней полкой, обращенной в сторону улитки. Герметизирующие элементы - уплотнения установлены на нижнем торце перегородки, ее наружной стенке и на полке. Перегородка поджата к шумотеплоизолирующему кожуху, а уплотнение на полке - к ее поверхности. Изобретение позволяет повысить надежность герметизации соединяемых частей газовоздушного тракта газотурбинной установки. 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для герметизации газовоздушных трактов газотурбинной установки в составе газоперекачивающих агрегатов газотурбинных электростанций. Устройство герметизации соединения частей газовоздушного тракта газотурбинной установки, у которой одна часть по потоку охватывается другой с зазором, содержит перекрывающие зазор герметизирующие элементы. Герметизирующие элементы выполнены в виде сегментов, подвижно соединенных с помощью выполненных на их торцах пазов и выступов. Пазы выполнены Г-образного профиля и вместе с выступами расположены на стороне, прилегающей к торцу охватывающей части газовоздушного тракта. Высота выступов превышает более чем в 2 раза величину зазора между охватываемой и охватывающей частями. Суммарный зазор между торцами сегментов превышает величину разности периметров охватываемой части при минимальной и максимальной температуре в процессе эксплуатации. Сегменты подпружинены к герметизируемым поверхностям и в Г-образном пазе, например, пружинами. Изобретение позволяет повысить надежность герметизации соединяемых частей газовоздушного тракта. 3 ил.