Система охлаждения рабочего колеса турбины газотурбинного двигателя



Система охлаждения рабочего колеса турбины газотурбинного двигателя
Система охлаждения рабочего колеса турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2490473:

Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" (RU)

Система охлаждения рабочего колеса турбины газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат и рабочее колесо с охлаждаемой рабочей лопаткой, устройство закрутки охлаждающего воздуха. На внутреннем корпусе соплового аппарата размещен ресивер, сообщенный с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания. Устройство закрутки охлаждающего воздуха выполнено в виде разъемной правой стенки ресивера с коническими отверстиями - соплами в ней. На диске рабочего колеса установлены два, левый и правый дефлекторы диска с отверстиями, сообщенными с каналами в диске и рабочей лопатке. Два лабиринтных уплотнения, расположенные в ступичной и ободной частях диска, а также на внутренней и периферийной частях внутреннего корпуса соплового аппарата, полотно диска рабочего колеса, внутренний корпус соплового аппарата, корпус устройства закрутки, левый дефлектор диска, кольцевой зазор между устройством закрутки и левым дефлектором диска образуют разгрузочную полость турбины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, уменьшение утечек воздуха в проточную часть, доводке осевых сил, упрощение и улучшение технологии изготовления узла. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам ГТД.

Известна охлаждаемая турбина ГТД, содержащая рабочее колесо с выполненными в диске каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам с выпуском охлаждающего воздуха по торцу бандажной полки в зону лабиринтного уплотнения, включающая в себя внутренний корпус статора турбины, в котором входящими сборочными единицами и деталями организован ресивер сварной конструкции. На выходе из ресивера установлены лопатки в профильные пазы и припаяны тугоплавким припоем, образуя, таким образом, аппарат закрутки охлаждающего воздуха, для того, чтобы на выходе из аппарата получить более низкую температуру, давление воздуха и повысить эффективность охлаждения рабочей лопатки и замковую часть диска. Далее проходя через лопатку, воздух охлаждает перо и через отверстия выбрасывается в проточную часть (см. Газотурбинный двигатель НК-38СТ. «Руководство по технической эксплуатации», 1996 г., стр.79/80, рис.7.20).

Недостатком известной системы охлаждения рабочих лопаток первой ступени турбины, включая замковую часть обода диска и замков рабочих лопаток, является не разборная, сварная конструкция, предопределяющая низкую ремонтопригодность, сложность технологии изготовления.

Из известных охлаждаемых турбин газотурбинного двигателя, наиболее близкой к предлагаемому изобретению является охлаждаемая турбина, содержащая рабочее колесо, где в рабочей лопатке выполнены каналы подвода охлаждающего воздуха, а на статоре сопловой аппарат закрутки, выходные каналы которого направлены в сторону вращения рабочего колеса. Между выходом из аппарата закрутки, дополнительным диском и основным диском образована кольцевая полость. Дополнительный диск, соединен с диском рабочего колеса образуя с ним безлопаточный диффузор. Вход в безлопаточный диффузор сообщен с кольцевой полостью, а выход с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. (см. Патент RU 2196233, МПК F01D 5/08).

Недостатком этого технического решения является то, что данная конструкция выполняет ограниченные функции, связанные только с подводом охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины и не ограничивает утечки охлаждающего воздуха из системы подвода воздуха, из полостей под камерой сгорания двигателя в проточную часть, а также не позволяет доводить осевые силы, действующие на ротор турбины двигателя. Кроме этого, недостатком также является не разборная, сварная конструкция узла, имеющая низкую ремонтопригодность и сложность изготовления.

Технической задачей изобретения является решение комплексной задачи по подводу необходимого количества охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам, уменьшению утечек воздуха в проточную часть, доводкой осевых сил, путем формирования разгрузочной полости перед диском рабочего колеса турбины, снижением температуры воздушной среды, омывающей полотно диска, упрощения и улучшения технологии изготовления узла.

Указанная техническая задача в системе охлаждения турбины ГТД, содержащая сопловой аппарат и рабочее колесо с охлаждаемой рабочей лопаткой, устройство закрутки охлаждающего воздуха, достигается тем, что на внутреннем корпусе соплового аппарата размещен ресивер, сообщенный с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания, при этом устройство закрутки охлаждающего воздуха выполнено в виде разъемной правой стенки ресивера с коническими отверстиями - соплами в ней, а на диске рабочего колеса установлены два, левый и правый дефлекторы диска с отверстиями, сообщенными с каналами в диске и рабочей лопатке, при этом два лабиринтных уплотнения, расположенные в ступичной и ободной частях диска, а также на внутренней и периферийной частях внутреннего корпуса соплового аппарата, полотно диска рабочего колеса, внутренний корпус соплового аппарата, корпус устройства закрутки, левый дефлектор диска, кольцевой зазор между устройством закрутки и левым дефлектором диска образуют разгрузочную полость турбины.

Кроме того, между устройством закрутки в виде разъемной правой стенки ресивера и корпусом ресивера, установлены прокладки для регулирования осевого зазора между устройством закрутки и левым дефлектором диска.

Кроме того, центры конических отверстий - сопел в разъемной стенке устройства закрутки и центры приемных отверстий на левом дефлекторе диска, расположены на разных уровнях от оси турбины в меридиональном сечении.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 представлена охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая рабочее колесо турбины.

На фиг.2 представлен кольцевой ресивер с устройством.

Перед рабочим колесом турбины 1, под сопловым аппаратом 2 на внутреннем корпусе соплового аппарата 20 размещен ресивер 3, связанный с полостью под камерой сгорания 17 несколькими группами отверстий. На правой стенке ресивера расположено устройство закрутки 4 охлаждающего воздуха, состоящее из множества направляющих конических отверстий - каналов - сопел 16, с углом конуса при вершине Р, расположенных осесимметрично вокруг оси турбины. Если рассматривать положение одного отверстия, то оно расположено под углом а к фронту решетки, если смотреть в проекции на плоскость нормальную к меридиональному сечению. Конические отверстия заканчиваются косым срезом - соплом 14. Разгрузочная полость 12 от осевых сил образована путем установки нижнего лабиринтного уплотнения 5 под устройством закрутки охлаждающего воздуха и верхнего лабиринтного уплотнения 6 над ним. На диске 11 рабочего колеса устанавливают два дефлектора: левый 7 перед диском и правый 8 за диском. Лабиринтные уплотнения закреплены на статоре турбины, левом дефлекторе диска 7 и ступице диска, создавая разгрузочную полость. В дефлекторах проделаны отверстия, через отверстие 15 в левом дефлекторе поступает охлаждающий воздух в рабочую лопатку 9, а через отверстие 19 в правом дефлекторе выходит в проточную часть после охлаждения замка лопатки.

Вторичный воздух из под камеры сгорания 17 подается в ресивер 3, снабженный устройством закрутки охлаждающего воздуха 4. Закрутка и ускорение охлаждающего воздуха происходит в конфузорных каналах 16, после которых воздух выпускается из сопла 14, представляющих собой косой срез канала со скоростью C1 и осевой скоростью C1a. Снизив статическую температуру и давление, охлаждающий воздух в относительном движении поступает через отверстия 15 в левом дефлекторе диска 7 к рабочей лопатке 9. Падение статического давления в соплах требует, чтобы среда, в которую вытекает воздух, была бы пониженного давления. Также пониженное давление необходимо для балансировки осевой силы, действующей на компрессор и турбину. Это осуществляется путем образования разгрузочной полости 12. Кроме формирования разгрузочной полости, лабиринтные уплотнения 5 и 6, позволяют сократить утечки воздуха в проточную часть из разгрузочной полости. Давление в разгрузочной полости всегда выше, чем статическое давление газа в проточной части в выходном сечении, у втулки соплового аппарата, где расположен верхний лабиринт разгрузочной полости 6. Выход охлаждающего воздуха из рабочей лопатки, происходит через каналы, подводящие воздух к бандажной полке 10, где давление близко к статическому давлению газа в выходном сечении на периферии соплового аппарата, а статическое давление газа на периферии соплового аппарата всегда выше, чем у втулки. Таким образом, в разгрузочной полости, для формирования требуемой осевой силы, действующей на ротор турбины, диапазон возможного давления в полости, составляет от заторможенного давления в полости под камерой сгорания, до статического давления на периферии соплового аппарата. На давление в разгрузочной полости, оказывает влияние и воздух перед нижним лабиринтом, заторможенное давление которого, может быть выше, чем давление вторичного воздуха из камеры сгорания. Чтобы снизить влияние воздуха перед нижним лабиринтом, пропускную способность нижнего лабиринта уменьшают, делая лабиринт с большим числом гребешков, чем верхний, фиг.1.

Отверстия в устройстве закрутки охлаждающего воздуха 4 в меридиональном сечении, расположены ниже по радиусу приемных отверстий 15 в левом дефлекторе диска. Смещение центра отверстия сопла 14 вниз по радиусу на ΔR, относительно отверстий 15 в левом дефлекторе диска в меридиональном сечении, выбрано таким образом, чтобы с учетом величины осевого зазора «У», между фронтальными плоскостями устройства закрутки и левым дефлектором диска, углом поворота сопел в окружном направлении, в сторону направления вращения диска, обеспечить в относительном движении охлаждающего воздуха угол натекания потока, относительно фронтальной плоскости левого дефлектора диска, максимально приближающийся к нормальному. Также важно обеспечить, совпадение или минимальное отклонение центра струи от условной окружности, на которой находятся центры приемных отверстий в левом дефлекторе, после преодоления потоком из сопел осевого зазора между устройством закрутки и левым дефлектором диска, фиг.2. Чтобы получить требуемую осевую силу, действующую на ротор турбины, суммарная проходная площадь сопел устройства закрутки, нижний и верхний лабиринты, количество гребешков и зазоры в них, рассчитаны на снижение температуры и давления в разгрузочной полости. Диаметры отверстий в левом и правом дефлекторе, обеспечивают поступление необходимого количества охлаждающего воздуха в рабочие лопатки, с выпуском этого воздуха через каналы, проходящие через бандажную полку 10, а при продувке замка рабочей лопатки с выпуском воздуха через отверстия 19 в правом дефлекторе. Технологичность изготовления системы охлаждения рабочих лопаток турбины, диска ротора турбины высокого давления и других элементов конструкции достигается тем, что детали и сборочные единицы рабочего колеса и ресивера выполнены разборной конструкции. Устройство закрутки является одной из составных частей ресивера и крепится с помощью болтового соединения, которое позволяет подобрать устройство закрутки по расходу охлаждающего воздуха. Для этого на внутреннем корпусе соплового аппарата 20 ступени турбины имеется два фланца, на которых закреплено устройство закрутки охлаждающего воздуха. Охлаждающий воздух, из полости подачи вторичного воздуха камеры сгорания, поступает в ресивер и через систему конических отверстий устройства закрутки и отверстий на левом дефлекторе на охлаждение пера и замка рабочей лопатки, а часть этого воздуха в разгрузочной полости, охлаждает полотно и обод диска. Между фланцами аппарата закрутки и корпусом статора (соплового аппарата первой ступени), для регулировки осевого зазора между аппаратом закрутки и левым дефлектором диска, установлены прокладки.

На правом дефлекторе, выполнены отверстия выпуска воздуха в полость за рабочим колесом первой ступени. Количество отверстий в аппарате закрутки воздуха, на левом и правом дефлекторе, выбраны таким образом, чтобы обеспечить охлаждение рабочих лопаток и доводку осевых сил, действующих на ротор турбины.

Технический эффект изобретения состоит в организации перед диском разгрузочной полости, путем подбора аппарата закрутки по расходу воздуха, зазоров в верхнем и нижнем лабиринте с возможностью доводки осевых сил, действующих на ротор турбины, осевого зазора «У» между фронтальными плоскостями устройства закрутки и левым дефлектором диска, путем подбора прокладок в болтовом соединении, для снижения гидравлических потерь и обеспечения необходимого соотношения количества и площади отверстий на правом и левом дефлекторе, для регулирования охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение пера и замка рабочей лопатки. Технический эффект изобретения также связан в упрощении конструкции, технологичности изготовления, ремонте, повышении надежности.

1. Система охлаждения рабочего колеса турбины ГТД, содержащая сопловой аппарат и рабочее колесо с охлаждаемой рабочей лопаткой, устройство закрутки охлаждающего воздуха, отличающаяся тем, что на внутреннем корпусе соплового аппарата размещен ресивер, сообщенный с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания, при этом устройство закрутки охлаждающего воздуха выполнено в виде разъемной правой стенки ресивера с коническими отверстиями-соплами в ней, а на диске рабочего колеса установлены два, левый и правый, дефлекторы диска с отверстиями, сообщенными с каналами в диске и рабочей лопатке, при этом два лабиринтных уплотнения, расположенных в ступичной и ободной частях диска, а также на внутренней и периферийной частях внутреннего корпуса соплового аппарата, полотно диска рабочего колеса, внутренний корпус соплового аппарата, корпус устройства закрутки, левый дефлектор диска, кольцевой зазор между устройством закрутки и левым дефлектором диска образуют разгрузочную полость турбины.

2. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что между устройством закрутки в виде разъемной правой стенки ресивера и корпусом ресивера установлены прокладки для регулирования осевого зазора между устройством закрутки и левым дефлектором диска.

3. Система охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что центры конических отверстий-сопел в разъемной стенке устройства закрутки и центры приемных отверстий на левом дефлекторе диска расположены на разных уровнях от оси турбины в меридиональном сечении.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к нанесению алюминиевого покрытия на металлическую деталь, а именно на полую деталь, содержащую внутреннюю рубашку, а также к рубашке для циркуляции охлаждающего воздуха, алюминированной полой лопатке газотурбинного двигателя и направляющему сопловому аппарату газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к системам регулирования расхода воздуха на охлаждение турбины одноконтурных и двухконтурных двигателей. .

Изобретение относится к устройству для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины. .

Ротор компрессора газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, два коаксиальных диска, на которых расположены лопатки и которые соединены между собой, по существу, цилиндрической коаксиальной стенкой вращения, и средства центробежного забора воздуха. Средства забора воздуха содержат воздушные проходы, пересекающие стенку и открывающиеся в камеру, образованную внутри стенки вращения между двумя дисками. Направляющая стенка для воздуха установлена в камере и содержит, по существу, цилиндрическую часть. Цилиндрическая часть проходит вдоль стенки вращения на малом радиальном расстоянии от нее для образования вместе с этой стенкой кольцевого прохода для осевого течения потока воздуха, выходящего из проходов, до одного из дисков ротора. Другим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, например турбореактивный или турбовинтовой самолетный двигатель, содержащий описанный выше ротор компрессора. Изобретение позволяет снизить расход воздуха и уменьшить потребление турбомашины. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопатка турбины охлаждается внутренним потоком охлаждающей текучей среды, поступающей через отверстия, расположенные внизу хвостовой части лопатки. Лопатка включает в себя регулирующую пластину, снабженную отверстиями, расположенными в соответствии с отверстиями внизу хвостовой части лопатки. Регулирующая пластина выполнена из материала, имеющего коэффициент расширения, отличающийся от коэффициента расширения материала, из которого выполнена хвостовая часть лопатки. Регулирующая пластина установлена внизу хвостовой части лопатки с продольным направлением и закреплена с сохранением возможности относительного перемещения между отверстиями в регулирующей пластине и отверстиями в хвостовой части лопатки так, что сечение потока текучей среды увеличивается вместе с температурой. Изобретение направлено на уменьшение расхода охлаждающего воздуха во время полета на крейсерском режиме посредством пассивного регулирования расхода. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Объектом настоящего изобретения является узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника. Диск турбины содержит радиальный кольцевой крепежный фланец, неподвижно соединенный с радиальной кольцевой частью цапфы при помощи болтов. Болты последовательно проходят через крепежные отверстия, выполненные в радиальном кольцевом крепежном фланце диска турбины и в радиальной кольцевой части цапфы. Радиальная кольцевая часть цапфы содержит сквозные отверстия для циркуляции воздуха между входом и выходом цапфы. Отверстия выполнены между крепежными отверстиями цапфы. Другим объектом настоящего изобретения является контур охлаждения диска турбины в газотурбинном двигателе, содержащий канал удаления на выходе диска турбины, проходящий через упомянутые отверстия, описанные выше. Изобретение позволяет пропускание вентиляционного воздуха между входом и выходом цапфы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбина высокого давления газотурбинного двигателя содержит, по меньшей мере, один лопаточный роторный диск, две кольцевых радиально внешних полости. Одна из полостей расположена на входе диска и получает поток вентиляционного воздуха для лопаток диска от днища камеры сгорания. Вторая из полостей расположена на выходе диска. Лопаточный роторный диск включает в себя входной и выходной кольцевые фланцы, отделяющие радиально внутреннюю кольцевую полость, в которой размещена ступица диска. Входной фланец диска содержит средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости для вентиляции ступицы диска. Средства обеспечения сообщения радиально внешней входной полости и радиально внутренней полости содержат радиальные пазы, выполненные на входной поверхности входного фланца диска. Пазы образуют каналы для циркуляции воздуха между входным фланцем и вращающейся деталью газотурбинного двигателя, с которой связан упомянутый фланец. Изобретение позволяет уменьшить тепловые градиенты в диске ротора турбины высокого давления и уменьшить время теплового отклика этого диска. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ступень турбины газотурбинного двигателя, выполненного с отверстиями отвода концентрата пыли от системы охлаждения, содержит рабочие и сопловые охлаждаемые лопатки, образующие проточную часть турбины, аппарат закрутки с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха в систему охлаждения элементов турбины. В аппарате закрутки дополнительно имеется, по меньшей мере, одно отверстие отвода пылевого концентрата, которое выполнено под углом 0°<α<90° в направлении вращения рабочего колеса и под углом 0°<β<60° от оси двигателя. Отверстие отвода пылевого концентрата находится выше по радиусу отверстий подвода охлаждающего воздуха в меридиальной плоскости на расстоянии более одного диаметра отверстий подвода охлаждающего воздуха. Изобретение направлено на предотвращение загрязнения системы охлаждения турбины и как следствие повышение надежности работы турбины. 3 ил.

Двухпоточный цилиндр паротурбинной установки включает наружный и внутренний цилиндры, ротор с дисками и рабочими лопатками проточной части прямого и обратного потоков, трубопровод подвода охлаждающего пара к турбине. Во внутреннем цилиндре установлены корпусы с уплотнениями вала ротора. В пространстве между дисками первых ступеней прямого и обратного потоков устанавливаются перегородки, соединенные по торцу с поверхностью внутреннего цилиндра и корпусов уплотнений, образующие две кольцевые камеры, ограниченные поверхностями внутреннего цилиндра, корпусов уплотнений и перегородок, а также боковыми поверхностями дисков первых ступеней. Каждая из кольцевых камер соединена через осевой зазор между диском первой ступени примыкающего к этой камере потока и торцевой поверхностью внутреннего цилиндра с камерой подвода пара на рабочую лопатку первой ступени. Через радиальный зазор между валом ротора и гребнями уплотнений кольцевые камеры соединены между собой. Достигается эффективное охлаждение центральной части ротора при минимальном расходе охлаждающего пара, исключаются непроизводительные перетоки пара, что повышает надежность и КПД цилиндра, увеличивает ресурс ротора. 1 ил.

Лопатка турбины, продолжающаяся вдоль продольной оси (А), содержит крепежный участок, снабженный базовой поверхностью, платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком, основной продолговатый корпус, охлаждающий контур и регулировочную пластину. Основной продолговатый корпус продолжается от платформы на противоположной стороне по отношению к крепежному участку и содержит заднюю кромку. Охлаждающий контур содержит первую охлаждающую линию для охлаждения задней кромки и снабжен первым входным отверстием, расположенным на базовой поверхности крепежного участка лопатки. Регулировочная пластина соединена с базовой поверхностью у первого входного отверстия и содержит первый и второй участки, выполненные с возможностью соединения друг с другом и имеющие такую форму, чтобы образовывать вместе отверстие, имеющее переменное сечение. Изобретение направлено на снижение себестоимости лопатки и на корректирование скорости потока охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, преимущественно, к турбомашинам, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора с расположенными на нем охлаждаемыми рабочими лопатками и покрывной диск, установленный на ободе диска ротора с образованием кольцевой полости и зафиксированный с помощью неподвижных разъемных соединений. В ободе диска и в основании хвостовой части каждой лопатки выполнены каналы для подвода охлаждающего воздуха в полости под основанием лопаток и во внутренние полости рабочих лопаток. Диск ротора снабжен кольцевым посадочным выступом, выполненным на ободе диска, а покрывной диск оснащен канавкой, выполненной ответной посадочному выступу. Каналы в ободе диска выполнены открытыми по его поверхности со стороны покрывного диска и наклонными со стороны основания хвостовой части каждой лопатки. Разъемное соединение выполнено в виде радиально центрированных по одной оси отверстий в стенках канавки покрывного диска и посадочного выступа диска ротора и штифтов, установленных в эти отверстия. Ротор содержит не менее трех разъемных соединений. Изобретение позволяет повысить надежность и технологичность ротора турбины газотурбинного двигателя, а также уменьшить его вес. 2 ил.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения и может быть использовано преимущественно в турбомашинах, на роторе которых закрепляются лопатки и средства для охлаждения и устранения деформаций и вибраций. Ротор осевой газовой турбины содержит диск ротора, охлаждаемые рабочие лопатки, расположенные на диске, и покрывной диск. Покрывной диск установлен на диске ротора с образованием кольцевой полости и закреплен байонетными соединениями и штифтами. Кольцевая полость соединена каналами в диске с каналами в основании хвостовой части каждой лопатки. Ротор снабжен также, по меньшей мере, тремя выступами с пазами, выполненными над байонетными соединениями. Байонетные соединения образованы зацепами диска ротора и зацепами покрывного диска. В покрывном диске выполнено не менее трех отверстий, сопрягаемых с пазами. Штифты жестко закреплены в отверстиях покрывного диска и установлены в пазы диска ротора с радиальным зазором. Каждый зацеп покрывного диска установлен по радиусу на расстоянии, равном 1,4-1,8 внутреннего радиуса ступицы покрывного диска. Изобретение позволяет улучшить охлаждение рабочих лопаток, повысить надежность ротора турбины и повысить ресурс газотурбинного двигателя. 2 ил.

Газовая турбина с ротором, в котором установлена лопатка, содержит перо с входной кромкой и выходной кромкой, расположенное вдоль продольной оси указанной лопатки от корневой части до концевой части лопатки. В корневой части пера выполнен хвостовик, установленный съемно в гнезде ротора. В пере выполнена центральная полость, расположенная вдоль продольной оси от хвостовика лопатки до концевой части лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в центральную полость лопатки через входное отверстие в хвостовике лопатки и выходит из центральной полости лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в концевой части лопатки. Поток охлаждающей текучей среды подается по каналу ротора, который проходит через ротор и сообщается с входным отверстием лопатки. По меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения входного отверстия лопатки больше области поперечного сечения указанного канала ротора. Выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора и на границе раздела выходного отверстия канала ротора и входного отверстия лопатки область поперечного сечения выходного отверстия канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия лопатки. На границе раздела указанного входного отверстия лопатки и выходного отверстия канала ротора расположена полость повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика лопатки и гнездом ротора, в котором расположен хвостовик лопатки. Полость высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока охлаждающей текучей среды наружу хвостовика лопатки либо к входной кромке пера лопатки, либо к выходной кромке пера лопатки. Изобретение направлено на создание охлаждаемой лопатки, в которой предусмотрена гибкая конфигурация охлаждающих каналов и гибкие режимы на их работы. 11 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх