СПОСОБ (ВАРИАНТЫ) И СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ ЗАЗОРА У КОНЦОВ ЛОПАТОК РОТОРА В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ, А ТАКЖЕ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СОДЕРЖАЩИЙ ТАКУЮ СИСТЕМУ
DE 4309199 A1, 29.09.1994. US 5630702 A, 20.05.1997. US 2005017876 A1, 27.01.2005. SU 171699 A1, 01.01.1965. RU 2217599 C2, 27.11.2003. RU 2086792 C1, 10.08.1997. ВЬЮНОВ С.А. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.213-218.
Имя заявителя:
СНЕКМА (FR)
Изобретатели:
ФИЛИППО Винсэн (FR)
Патентообладатели:
СНЕКМА (FR)
Приоритетные данные:
14.09.2005 FR 05 09387
Реферат
Способ и система регулирования зазора (18) между концами движущихся лопаток (16) ротора турбины в авиационном газотурбинном двигателе и кольцом (22) турбины внешнего корпуса, окружающего лопатки. Двигатель имеет различные возможные рабочие стадии, включая первую рабочую стадию в режиме малого газа, вторую рабочую стадию в режиме крейсерской скорости, которая превышает скорость в режиме малого газа, и третью рабочую стадию в режиме высокой скорости, которая превышает крейсерскую скорость. Корпус турбины содержит нагревательные средства (30) для увеличения зазора посредством увеличения внутреннего диаметра кольца турбины. Нагрев корпуса турбины нагревательными средствами осуществляют на первой или на третьей рабочей стадии для устранения или минимизации износа концов лопаток из-за вхождения в контакт с кольцом турбины в результате перехода к работе на другой рабочей стадии. Предпочтительно электрические нагревательные средства содержат, по меньшей мере, один резистивный контур (30), установленный на внешнем корпусе. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента