Рабочая лопатка турбины



Рабочая лопатка турбины
Рабочая лопатка турбины

 


Владельцы патента RU 2426888:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

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.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

Температура газа перед турбинами газотурбинных двигателей постоянно увеличивается. С одной стороны это ведет к повышению температуры рабочих лопаток, с другой - к изменению температуры диска по его радиусу. Наличие значительных перепадов температур по радиусу диска турбины приводит к появлению термических напряжений, величина которых при существующих температурах газа (Тг*>1800 К) уже превысила величину напряжений от действия центробежных сил. Для уменьшения указанных напряжений толщину дисков с ростом Тг* увеличивают, что ведет к росту массы турбины, доля которой в общей массе двигателя уже приблизилась к 30%.

Известны двухконтурные турбореактивные двигатели (Теория воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М.Шляхтенко. М.: Машиностроение, 1975, рис.8.2, с.349), у которых диаметральные размеры (мидель) увеличиваются из-за необходимости размещения второго контура над лопатками турбины, что приводит к увеличению массы указанных двигателей.

Для уменьшения отвода тепла в диски применяют лопатки с удлиненными ножками, в которых зубья замка начинаются на некотором удалении от корневой рабочей части (Г.С.Скубачвский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981, рис.5.44, с.155). Использование таких лопаток позволяет снизить термические напряжения в дисках турбин, но не устраняет их.

Известны двухярусные лопатки (Г.С.Скубачвский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1981, рис.5.07, с.125), в которых полка расположена в средней части лопатки.

Известен способ воздушного охлаждения поршневых двигателей (например, авиационные двигатели: АШ-82, М-14П), заключающийся в передаче тепловой энергии воздушному потоку с использованием воздушных радиаторов (ребристой поверхности).

Известна рабочая лопатка турбины турбореактивного двигателя, включающего охлаждающий контур, состоящая из пера, удлиненной ножки с ребристой поверхностью, полки, разделяющей перо и ножку, при этом полка выполнена с возможностью образования замкнутого контура при сборке колеса турбины, внутри которого проходит охлаждающий воздух охлаждающего контура, замковой части (US 4302148 A, МПК F01D 5/18, 1981).

Задачей изобретения является уменьшение величины термических напряжений в дисках турбин двухконтурных турбореактивных двигателей при одновременном уменьшении миделей двигателей и снижении температуры рабочих лопаток турбин.

Для решения указанной задачи предлагается рабочая лопатка турбины турбореактивного двигателя, включающего охлаждающий контур, состоящая из пера, удлиненной ножки с ребристой поверхностью, полки, разделяющей перо и ножку, при этом полка выполнена с возможностью образования замкнутого контура при сборке колеса турбины внутри которого проходит воздух охлаждающего контура, и замковой части. В которой в соответствии с изобретением длина ножки определяется соотношением: h=(1÷2,5)·l, где l - длина пера лопатки, причем турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, а охлаждающим контуром является второй контур двигателя.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения внутри лопатки выполнены каналы для прохода охлаждающего воздуха.

Сущность изобретения состоит в том, что диск (диски) турбины (турбин) изолируется от воздействия горячих газов потоком воздуха второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя, проходящим между полками рабочих лопаток и диском (дисками) турбины (турбин), при одновременном уменьшении миделя двигателя до размеров, определяемых габаритами турбины, и снижении температуры рабочих лопаток за счет отвода тепла в воздушный поток.

Существенным для решения поставленной технической задачи является длина ножки лопатки, которая должна составлять одну-две с половиной длины пера лопатки. Минимальная длина ножки - это длина, при которой весь воздух второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего минимальную степень двухконтурности (m~0,25), может быть пропущен через каналы, проходящие под полками рабочих лопаток. В этом случае мидель двигателя используется рационально, а именно: воздушный канал (второй контур) проходит под лопатками турбины и не требует дополнительного увеличения диаметральных размеров двигателя. Максимальная длина ножки - это длина, при превышении которой невозможно разместить рабочие лопатки на диске турбины.

Ребристая поверхность ножки лопатки позволяет передавать часть теплоты, поглощаемой рабочей лопаткой воздуху второго контура, охлаждая тем самым рабочую лопатку. Эффективность охлаждения рабочей лопатки напрямую зависит от длины ножки лопатки (расхода охлаждающего воздуха), которая, как уже сказано, должна быть не менее длины пера лопатки.

Для повышения эффективности охлаждения рабочей лопатки внутри нее могут выполняться каналы для прохода охлаждающего воздуха.

На фиг.1 изображена рабочая лопатка турбины.

На фиг.2 изображен фрагмент рабочего колеса турбины.

Рабочая лопатка турбины (фиг.1) состоит из пера 1, полки 2, удлиненной ножки с ребристой поверхностью 3, замковой части 4.

При сборке рабочего колеса полки 2 образуют замкнутый контур (фиг.2). Указанный контур совместно с ободом диска образует воздушный канал 5.

Изобретение реализуется следующим образом. Воздух второго контура двухконтурного турбореактивного двигателя подается в воздушный канал 5. Тепловой поток, который движется по ножке рабочей лопатки, за счет разницы температур между ножкой лопатки и охлаждающим воздухом отводится в воздушный поток. При этом температура обода диска, который охлаждается воздухом второго конура, практически не увеличивается и равна температуре ступицы, которая также охлаждается воздухом второго контура. Отсутствие разницы температур между ободом и ступицей исключает (уменьшает до минимума) появление термических напряжений в диске турбины. При этом диаметральные размеры двухконтурного турбореактивного двигателя определяются габаритами турбины.

Эффективность охлаждения (защиты) диска турбины, как и рабочей лопатки, основана на высоком расходе (хладоресурсе) охлаждающего воздуха, составляющем от четверти до половины расхода горячего газа (расход охлаждающего воздуха определяется длиной ножки рабочей лопатки).

Применение рабочей лопатки турбины позволит: а) снизить массу рабочего колеса турбины как минимум на 40%, приблизив ее к массе рабочего колеса компрессора (условия работы указанных колес будут отличаться незначительно); б) уменьшить массу двигателя за счет более рационального использования его миделя; в) повысить (за счет использования внешнего воздушного охлаждения рабочих лопаток) температуру газа перед турбиной на 100÷200 градусов.

1. Рабочая лопатка турбины турбореактивного двигателя, включающего охлаждающий контур, состоящая из пера, удлиненной ножки с ребристой поверхностью, полки, разделяющей перо и ножку, при этом полка выполнена с возможностью образования замкнутого контура при сборке колеса турбины, внутри которого проходит воздух охлаждающего контура, замковой части, отличающаяся тем, что турбореактивный двигатель - двухконтурный, в котором охлаждающим контуром является второй контур двигателя, длина ножки определяется соотношением h=(1÷2,5)·l, где l - длина пера лопатки.

2. Рабочая лопатка турбины по п.1, отличающаяся тем, что внутри лопатки выполнены каналы для прохода охлаждающего воздуха.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции лопаток большой длины ротора паровой турбины. .

Изобретение относится к газотурбостроению, где создаются и используются лопаточные турбомашины - турбины и компрессоры. .

Изобретение относится к поточному каналу для компрессора, который расположен концентрично вокруг проходящей в осевом направлении оси машины и для направления в осевом направлении основного потока ограничен круглой в поперечном сечении ограничительной стенкой, при этом ограничительная стенка имеет множество распределенных по окружности проходов обратного потока, через которые ответвляемый из основного потока в месте отбора частичный поток направляется обратно в основной поток в лежащем по потоку выше места отбора месте ввода, и который содержит расположенные лучевидно в поточном канале перья лопаток лопаточного венца, при этом вершины перьев лопаток лежат противоположно ограничительной стенке с образованием зазора, при этом перья рабочих лопаток установлены с возможностью движения в заданном направлении вращения вдоль окружности ограничительной стенки, или ограничительная стенка установлена с возможностью движения в заданном направлении вращения относительно перьев направляющих лопаток лопаточного венца.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям (ТРД) и газотурбинным двигателям (ГТД), а также газовым осевым компрессорам и паровым турбинам. .

Изобретение относится к энергомашиностроению, в частности к осевым газовым турбинам предельно высокотемпературных газотурбинных установок

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности турбореактивных двигателей, и касается направляющей лопатки, расположенной внутри компрессора

Изобретение относится к лопатке газотурбинного двигателя, и в частности к лопатке, находящейся в потоке горячих газов, требующих использования специальных средств, несмотря на температурные условия и часто высокое давление

Изобретение относится к аэродинамике и охлаждению горячего аэродинамического профиля турбины и поверхностей торцевой стенки в зоне, где аэродинамический профиль и торец встречаются, как, например, пересечение аэродинамического профиля лопатки турбины и обручей, между которыми они выступают по радиусу и, например, пересечение рабочих лопаток турбины и оснований, из которых они выступают по радиусу наружу

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
Наверх