Лопатка газотурбинного двигателя, лопатка турбины турбореактивного двигателя, турбины и газотурбинный двигатель



Лопатка газотурбинного двигателя, лопатка турбины турбореактивного двигателя, турбины и газотурбинный двигатель
Лопатка газотурбинного двигателя, лопатка турбины турбореактивного двигателя, турбины и газотурбинный двигатель
Лопатка газотурбинного двигателя, лопатка турбины турбореактивного двигателя, турбины и газотурбинный двигатель
Лопатка газотурбинного двигателя, лопатка турбины турбореактивного двигателя, турбины и газотурбинный двигатель
Лопатка газотурбинного двигателя, лопатка турбины турбореактивного двигателя, турбины и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2403403:

СНЕКМА (FR)

Лопатка газотурбинного двигателя имеет в свободном конце концевую перегородку, из которой выступает реборда. Реборда содержит первый участок, начинающийся в области задней кромки лопатки и продолжающийся вдоль верхней поверхности лопатки вплоть до зоны сопряжения, а также второй участок, имеющий замкнутый контур и сопряженный с первым участком на уровне указанной зоны сопряжения. Второй участок является продолжением первого участка, располагается вдоль верхней поверхности лопатки, а затем вдоль ребра атаки лопатки и соединяется с зоной сопряжения. Изобретение направлено на улучшение производительности турбомашины. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение касается лопатки газотурбинного двигателя, в свободном конце которой имеется концевая перегородка, из которой выступает реборда. Речь может идти, например, о лопатке ротора турбины или компрессора турбореактивного двигателя.

На фиг.1 и 2 представлен свободный конец лопатки 1 ротора турбины известного типа. Эта лопатка имеет на своем свободном конце 3 углубление или емкость 2, ограниченную концевой перегородкой лопатки 8 и ребордой 9, имеющей замкнутый контур и выступающей по всей периферии этой перегородки. Эта реборда располагается вдоль верхней поверхности 4 лопатки, ребра атаки 6, нижней поверхности 5 лопатки и задней кромки 7 лопатки.

Когда лопатки 1 смонтированы внутри турбореактивного двигателя, они окружены кольцом 30, представленным на фиг.2. При этом реборда 9 предохраняет от трения с кольцом 30 концевую перегородку лопатки 8. Кроме того, указанная реборда позволяет оптимизировать зазор J между свободным концом 3 лопатки и кольцом 30, таким образом, чтобы ограничить возможность прохождения газа в этом месте.

Аэродинамическая концепция лопатки турбины обуславливает необходимость того, чтобы расстояние между ребром атаки лопатки и ее задней кромкой было бы по величине большим со стороны верхней поверхности лопатки, нежели с ее нижней поверхности.

Ввиду того, что газы, проходящие со стороны верхней поверхности лопатки, вынуждены проходить большее расстояние по сравнению с газами, проходящими со стороны нижней поверхности лопатки, газы приобретают и сравнительно большую по величине скорость. По этой причине газы оказывают на верхнюю поверхность лопатки меньшее давление по сравнению с тем давлением, которое оказывают газы на нижнюю поверхность лопатки.

Указанный градиент давления объясняет и факт просачивания некоторого объема газа F в зазор J между ребордой 9 и кольцом 30, причем эти газы перемещаются в направлении от нижней поверхности лопатки к верхней поверхности лопатки. Это явление вредно сказывается на производительности турбины, так как газы F не участвуют во вращении ротора.

Задачей настоящего изобретения является ограничение объема газов F, проходящих в направлении от нижней поверхности лопатки к верхней поверхности лопатки, для улучшения производительности турбомашины.

Для решения этой задачи предложена лопатка турбомашины, в свободном конце которой предусмотрена концевая перегородка, из которой выступает реборда, отличающаяся тем, что указанная реборда содержит первый участок, начинающийся в области задней кромки лопатки и продолжающийся вдоль верхней поверхности лопатки вплоть до зоны сопряжения, а также второй участок, имеющий замкнутый контур и сопряженный с первым участком на уровне указанной зоны сопряжения, при этом второй участок является продолжением первого участка и располагается вдоль верхней поверхности лопатки, а затем вдоль ребра атаки лопатки, и затем соединяется с зоной сопряжения.

Предлагаемое изобретение направлено на увеличение расстояния, которое должны пройти газы, циркулирующие со стороны нижней поверхности лопатки вдоль указанной выше реборды. Эти газы в дальнейшем называются “газами нижней поверхности лопатки”.

Газы нижней поверхности лопатки протекают вдоль части указанного выше второго участка, расположенной между ребром атаки и зоной сопряжения, а также проходят вдоль указанного выше первого участка. Расстояние, которое проходят газы со стороны нижней поверхности лопатки, будет, таким образом, более значительным, по сравнению с расстоянием, которое они проходят в случае лопатки, типа представленной на фиг.1 и 2.

Скорость истечения указанных газов будет, таким образом, более высокой, а статическое давление, оказываемое ими на реборду со стороны нижней поверхности лопатки более низким. Вместе с тем, статическое давление, оказываемое газами верхней поверхности лопатки, окажется таким же, как и в случае лопатки, типа представленной на фиг.1 и 2, так как расстояние, преодолеваемое указанными газами при их прохождении вдоль реборды со стороны верхней поверхности лопатки остается прежним.

Удается достичь, таким образом, снижения величины градиента статического давления, оказываемого газами нижней поверхности лопатки и верхней поверхности лопатки на реборду, что приводит в свою очередь к снижению объема газов, проходящих в зазоре между указанной ребордой и кольцом, ее окружающим.

Предлагаемое изобретение и его преимущества станут более понятными после ознакомления с приведенным ниже описанием, иллюстрируемым фигурами, в числе которых:

Фиг.1 представляет общий вид одного из известных типов лопаток;

Фиг.2 - разрез в плоскости II-II;

Фиг.3 - общий вид, иллюстрирующий первый пример лопатки согласно предлагаемому изобретению;

Фиг.4 - разрез в плоскости IV-IV фиг.3 ; и

Фиг.5 - общий вид, иллюстрирующий второй пример лопатки согласно предлагаемому изобретению.

Примеры лопаток 11, представленные на фиг. с 3 по 5, соответствуют лопаткам ротора турбины высокого давления турбореактивного двигателя. Каждая лопатка 11 имеет ножку 12 и расположенный на противоположном ей конце свободный конец 13. Лопатка 11 выполнена пустотелой, причем материал из нее удален таким образом, чтобы обеспечивалась возможность охлаждения ее внутренней части с помощью холодного воздуха. После монтажа лопатки 11 внутри турбореактивного двигателя она оказывается окруженной кольцом 30, которое можно увидеть на фиг.4.

Лопатка 11 имеет аэродинамический профиль: она имеет закругленное переднее ребро (или ребро атаки 16) и ее толщина уменьшается в направлении заднего ребра (или задней кромки 17). Указанная лопатка имеет также две расположенные друг напротив друга боковые поверхности: верхнюю выпуклую боковую поверхность 14 и нижнюю вогнутую боковую поверхность 15.

Свободный конец 13 лопатки включает в себя концевую перегородку 18 лопатки, которая располагается по всему краю последней и из которой выступает реборда 19. Указанная реборда состоит из двух участков 20 и 21.

Первый участок 20 реборды начинается у задней кромки 17 и проходит вдоль верхней поверхности лопатки 14, доходя до зоны сопряжения 22. Указанная зона сопряжения 22 представляет собой зону реборды 19, расположенную на периферии концевой перегородки лопатки 18, со стороны верхней поверхности лопатки, между ребром атаки 16 и задней кромкой 17.

В состав второго участка 21 реборды входят как минимум три сегмента:

- верхний сегмент 21а, который начинается в зоне сопряжения 22, продлевает собой первый участок 20 и проходит вдоль верхней боковой поверхности 14 лопатки;

- сегмент атаки 21b, который продлевает собой верхний сегмент 21а и проходит вдоль ребра атаки 16 лопатки; и, наконец,

- сегмент сопряжения 21с, который начинается у ребра атаки 16 или нижней вогнутой боковой поверхности 15 лопатки и простирается вплоть до зоны сопряжения 22.

На примере, представленном на фиг.3, второй участок 21 реборды 19 состоит исключительно из трех сегментов 21а, 21b и 21с, причем сегмент сопряжения 21с продлевает собой сегмент атаки 21b.

На примере, представленном на фиг.5, второй участок 21 реборды включает в себя четвертый сегмент, называемый нижним сегментом 21d, который располагается вдоль части нижней боковой поверхности лопатки 15. Указанный нижний сегмент 21d продлевает собой сегмент атаки 21b и в свою очередь сам продлевается сегментом сопряжения 21с.

Первый участок 20 реборды 19, верхний сегмент 21а, сегмент атаки 21b и возможный нижний сегмент 21d располагаются вдоль периферии концевой перегородки 17 лопатки. Ввиду того, что указанная периферия имеет, как правило, криволинейную поверхность, эти части реборды 19 также имеют криволинейную поверхность. Преимуществом рассматриваемого изобретения является то, что с целью придания реборде 19 аэродинамического профиля, сегменту сопряжения 21с также придается криволинейная поверхность.

В примере, представленном на фиг.3, как и в примере, изображенном на фиг.5, второй участок 21 реборды 19 образует замкнутый контур, который формирует совместно с концевой перегородкой 18 лопатки емкость 24, размер которой ограничен по сравнению с емкостями, известными из уровня техники.

Как уже было показано выше, предлагаемое изобретение позволяет увеличить скорость перемещения газов нижней поверхности лопатки вдоль реборды 19 за счет увеличения длины пробега последних. Перед тем как достигнуть задней кромки лопатки, газы нижней поверхности последней циркулируют вдоль части сегмента атаки 21b, вдоль возможного нижнего сегмента 21d, вдоль сегмента сопряжения 21с и вдоль первого участка 20 реборды 19.

Преимуществом рассматриваемого изобретения является то, что для увеличения длины пробега указанных газов нижней поверхности лопатки увеличивают длину первого участка 20 реборды 19. С этой целью расстояние, отделяющее зону сопряжения 22 от грани атаки 16, измеренное вдоль верхней боковой поверхности 14, делают меньшим по сравнению с расстоянием, отделяющим зону 22 от задней кромки 17, также измеренным вдоль верхней боковой поверхности лопатки 14.

В связи с тем, что предлагаемое изобретение направлено на увеличение скорости истечения газов нижней поверхности лопатки вдоль реборды 19, следует обеспечить соответствующее направление этих газов и ограничить возможность возникновения турбулентности в процессе их истечения. С этой целью сегмент сопряжения 21с играет важную роль, так как он обеспечивает направление газов в сторону первого участка 20 реборды 19.

Преимуществом рассматриваемого изобретения является то, что зона стыка между сегментом сопряжения 21с и первым участком 20 реборды имеет, в целях исключения возможности создания турбулентностей в процессе истечения газов нижней поверхности в указанном месте, криволинейную поверхность. Эта зона стыка соответствует той части зоны сопряжения 22, которая повернута в сторону нижней боковой поверхности 15.

Еще одним преимуществом рассматриваемого изобретения является то, что в целях обеспечения наилучшего направления газов и с целью создания для газов нижней поверхности лопатки достаточной длины пробега вдоль реборды 19, сегмент сопряжения 21с и первый участок 20 реборды 19 образуют совместную криволинейную поверхность, выпуклую в направлении верхней боковой поверхности лопатки.

Таким образом, в примере, представленном на фиг.3, замкнутый контур емкости 24, реализованный с помощью второго участка 21 реборды 19, имеет общую форму выпукло-вогнутой лунки, у которой округленный первый край располагается вдоль ребра атаки 16 лопатки, а второй край расположен на уровне зоны сопряжения 22.

1. Лопатка газотурбинного двигателя, в свободном конце (13) которой имеется концевая перегородка (18), из которой выступает реборда (19), отличающаяся тем, что указанная реборда содержит первый участок (20), начинающийся в области задней кромки (17) лопатки и продолжающийся вдоль верхней поверхности (14) лопатки вплоть до зоны сопряжения (22), а также второй участок (21), имеющий замкнутый контур и сопряженный с первым участком (20) на уровне указанной зоны сопряжения (22), при этом второй участок (21) является продолжением первого участка (20), располагается вдоль верхней поверхности (14) лопатки, а затем вдоль ребра атаки (16) лопатки, и соединяется с зоной сопряжения (22).

2. Лопатка по п.1 формулы изобретения, отличающаяся тем, что второй участок (21) реборды включает в себя верхний сегмент (21а), который располагается вдоль верхней боковой поверхности лопатки, сегмент атаки (21b), идущий вдоль ребра атаки (16) лопатки, а также сегмент сопряжения (21 с), проходящий от ребра атаки (16) или нижней боковой поверхности (15) лопатки вплоть до зоны сопряжения (22), расположенной на верхней боковой поверхности (14) лопатки.

3. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что второй участок (21) реборды включает в себя также расположенный между сегментом атаки (21а) и сегментом сопряжения (21с) нижний сегмент (21d), который располагается вдоль части нижней боковой поверхности (15) лопатки.

4. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что расстояние, отделяющее зону сопряжения (22) от ребра атаки (16), измеренное вдоль верхней боковой поверхности (14), меньше расстояния, отделяющего зону (22) от задней кромки (17), также измеренного вдоль верхней боковой поверхности лопатки (14).

5. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что сегмент сопряжения (21 с) имеет криволинейную поверхность.

6. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что зона стыка между сегментом сопряжения (21с) и первым участком (20) реборды (19) имеет криволинейную поверхность.

7. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что сегмент сопряжения (21 с) и первый участок (20) реборды образуют совместно криволинейную поверхность, выпуклую в направлении верхней боковой поверхности (14) лопатки.

8. Лопатка турбины турбореактивного двигателя по любому из пп.1-7.

9. Турбина, содержащая лопатку по любому из пп.1-7.

10. Газотурбинный двигатель, содержащий лопатку по любому из пп.1-7.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбинной лопатке, содержащей профилированное, обтекаемое рабочим газом перо лопатки, которое имеет предназначенную для набегания рабочего газа переднюю кромку, а также заднюю кромку, предназначенную для сбегания рабочего газа, и первую систему каналов и вторую систему каналов для раздельного направления двух различных подаваемых раздельно в турбинную лопатку сред, при этом первая канальная система заканчивается, по меньшей мере, в одном первом расположенном в зоне задней кромки выходном отверстии для выдувания первой среды в рабочий газ.

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей.

Изобретение относится к газотурбинным установкам и газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к тепловым и ядерным силовым установкам, в частности к реактивным двигательным установкам, и может быть использовано для защиты от тепловых потоков высокой плотности деталей и узлов, в том числе датчиков замера параметров рабочего тела, линий коммуникаций, а также устройств распыла дополнительной среды, располагаемых в тракте высокотемпературного, высокоскоростного рабочего тела силовой установки.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в конструкции охлаждаемых сопловых лопаток газовых турбин. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к охлаждаемым рабочим лопаткам газовых турбин, и может найти применение в авиадвигателестроении и других областях техники, где используются газотурбинные двигатели.

Изобретение относится к турбинной лопатке, согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения

Изобретение относится к авиадвигателестроению

Изобретение относится к полой лопатке газотурбинного двигателя, в частности к полой лопатке ротора газовой турбины, типа турбины высокого давления турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбинной лопатке, согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения, и к способу изготовления турбинной лопатки, согласно ограничительной части пункта 9 формулы изобретения

Изобретение относится к узлу, состоящему из лопатки и рубашки охлаждения лопатки, в направляющем сопловом аппарате газотурбинного двигателя
Наверх