Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро



Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро

 


Владельцы патента RU 2503820:

ТУРБОМЕКА (FR)

Лопатка турбины простирается радиально между хвостовиком лопатки и венцом лопатки. В венце лопатки выполнена открытая полость, которая образована замкнутой концевой стенкой и боковым ободом. Боковой обод полости несет на себе, по меньшей мере, одно ребро, проходящее между передним краем и задним краем лопатки. Упомянутое ребро при работе вызывает возникновение турбулентной структуры, которая имеет три уровня газового потока в радиальном направлении. Изобретение направлено на структурирование потока горячего газа в полости так, чтобы уменьшить теплообмен между горячим газом и стенками полости. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к лопатке для ротора турбины, и, более конкретно, изобретение относится к полой лопатке для газовой турбины высокого давления, в частности, для вертолета. Тем не менее, изобретение может применяться и в двигателях для самолетов, и вообще любых газовых турбинах. Изобретение относится, в частности, к тому типу полых лопаток, что имеют замкнутую концевую стенку, т.е. в которых концевая стенка не включает в себя отверстия, в отличие от того типа полых лопаток, что имеют открытую концевую стенку или называются «охлаждаемыми», и которые не являются объектом настоящего изобретения.

Как показано на фиг. 1 и 2, в лопатке 10 турбины, радиально проходящей от хвостовика до венца 12 лопатки, имеется открытая полость 14, называемая «ванной», обычно образованная замкнутой концевой стенкой 16 и боковым ободом 18. Радиальным направление R лопатки является относительно ротора, на котором она установлена, а осевым направлением является направление оси двигателя, перпендикулярное к радиальному направлению. Такая лопатка обычно имеет сторону 24 нагнетания, сторону 26 всасывания, передний край 28 и задний край 30.

По сравнению с лопаткой с цельным венцом, наличие полости 14 служит для облегчения лопатки и изменения структуры газового потока, тем самым, ограничивая нежелательный поток газа со стороны 24 нагнетания на всасывающую 26 сторону лопатки. Тем не менее, попадая внутрь полости 14, горячий газ из камеры сгорания, расположенной выше по потоку от турбины, нагревает стенки полости 14 путем конвекции.

Задачей настоящего изобретения является структурирование потока горячего газа в полости так, чтобы уменьшить теплообмен между горячим газом и стенками полости.

Изобретение решает эту задачу тем, что на боковом ободе полости расположено, по меньшей мере, одно ребро, простирающееся между передним краем и задним краем лопатки. Таким образом, понятно, что упомянутое ребро пролегает внутри полости.

Преимуществом такой лопатки является то, что, по меньшей мере, упомянутое одно ребро бокового обода вызывает циркуляцию газа, которая блокирует вход в полость для большей части горячего газа, который может в нее проникнуть. Следовательно, теплообмен между горячим газом и стенками полости уменьшается, и, таким образом, стенки полости подвергаются меньшему тепловому воздействию.

Упомянутое, по меньшей мере, одно ребро предпочтительно пролегает в плоскости, по существу перпендикулярной радиальному направлению лопатки, при том понимании, что термин «по существу перпендикулярной» использован для обозначения плоскости, лежащей под углом в диапазоне от -30° до +30° относительно плоскости, строго перпендикулярной радиальному направлению лопатки. Упомянутое, по меньшей мере, одно ребро предпочтительно простирается в плоскости, строго перпендикулярной радиальному направлению лопатки. Авторы изобретения обнаружили, что в данной конфигурации, упомянутое, по меньшей мере, одно ребро эффективно блокирует поток горячего газа, который может попасть в полость и, таким образом, нагревать его стенки.

Как вариант, боковой обод может включать в себя, по меньшей мере, два ребра. Наличие двух ребер служит для дальнейшего улучшения блокировки газа на входе в полость. Два ребра предпочтительно обращены лицевыми сторонами друг к другу.

Боковой обод предпочтительно имеет, по меньшей мере, два ребра, находящихся в одной плоскости, по существу, перпендикулярной радиальному направлению лопатки. Таким образом, отверстие полости ограничено в одной общей плоскости, что служит для ограничения попадания газа в полость.

В качестве альтернативного варианта, боковой обод может иметь, по меньшей мере, два ребра, находящихся в двух различных плоскостях, которые по существу перпендикулярны радиальному направлению лопатки. Это разница в расположении ребер в радиальном направлении служит для блокировки потоков газа, которые могут проникать в полость.

Кроме того, боковой обод полости образован первым участком обода, расположенным вблизи стороны нагнетания лопатки и вторым участком обода, расположенным вблизи от всасывающей стороны лопатки, при этом боковой обод предпочтительно имеет, по меньшей мере, два ребра на общем участке обода. Такая конфигурация позволяет осуществить точную регулировку блокировки потоков газа, которые могут проникнуть в полость, и снизить лишний вес, привносимый ребрами лопатки.

Следует отметить, что термин «участок обода» использован для обозначения участка обода, который простирается между передним краем и задним краем лопатки. Два участка обода являются смежными. Таким образом, обод образован из двух участков: первого участка обода, который простирается между передним краем и задним краем рядом со стороной нагнетания лопатки, и второго участка обода, который простирается между передним краем и задним краем рядом с всасывающей стороной лопатки.

В качестве альтернативного варианта, по-прежнему с учетом того, что боковой обод образован первым участком обода, расположенным вблизи от стороны нагнетания лопатки и вторым участком обода, расположенным вблизи от всасывающей стороны лопатки, боковой обод имеет, по меньшей мере, два ребра, расположенных на двух участках обода. Таким образом, вход в полость становится значительно меньше из-за ребер, и только небольшой поток газа может проникнуть в полость.

В радиальном направлении лопатки, упомянутое, по меньшей мере, одно ребро, предпочтительно установлено на удалении от венца лопатки. В результате на венце лопатки имеется остаточный зазор, что позволяет эффективно ограничивать объем газа, которые может проникнуть в полость, тем самым, улучшая блокировку на входе в полость.

Упомянутое, по меньшей мере, одно ребро предпочтительно имеет по существу прямоугольное сечение. Авторы изобретения обнаружили, что такие ребра улучшают функцию блокировки. Термин «по существу прямоугольное сечение» использован для обозначения прямоугольного сечения, а также трапецеидального сечения, квадратного сечения, или же имеющего форму параллелограмма.

Ребра могут также быть скошены. Скошенная форма ребра служит для уменьшения веса ребра при сохранении зоны соединения между ребром и ободом, что является достаточным для обеспечения механической целостности упомянутого соединения. Кроме того, скошенная форма ребер служит для создания особого краевого эффекта газовых потоков и тем самым для улучшения блокировки потоков газа, которые могут проникать в полость.

Изобретением также предусмотрен ротор турбины, включающий в себя, по меньшей мере, одну предлагаемую изобретением лопатку, и турбомашина, например, газовая турбина вертолета, включающая в себя, по меньшей мере, один ротор турбины.

Изобретение и его преимущества будут более понятны при изучении нижеследующего подробного описания различных вариантов осуществления, приведенных в качестве неограничительных примеров. Описание приведено со ссылками на сопровождающие фигуры, на которых:

На фиг. 1 представлен вид в перспективе венца лопатки предшествующего уровня техники;

На фиг. 2 представлен вид в разрезе лопатки, показанной на фиг. 1 по плоскости II фиг. 1;

На фиг. 3 представляет вид в перспективе венца лопатки в первом варианте осуществления изобретения;

На фиг. 4A представлен вид в разрезе лопатки, показанной на фиг. 3 по плоскости IV фиг. 3, в то время как на фиг. 4B, 4C, 4D показаны другие варианты осуществления лопатки согласно изобретению;

На фиг. 5A представлен вид лопатки, показанной на фиг. 3, если смотреть по стрелке V фиг. 3, в то время как на фиг. 5B и 5C показаны другие варианты осуществления лопатки согласно изобретению, а также

На фиг. 6 представлен вид газовой турбины, имеющей ротор турбины, оснащенный лопатками согласно изобретению.

Первый вариант осуществления изобретения описан со ссылкой на фиг. 3. На фиг. 3 показана лопатка 10 турбины высокого давления, проходящая в радиальном направлении между хвостовиком лопатки и венцом 12 лопатки, в которой образована открытая полость 14, называемая ванной. Эта полость 14 образована концевой стенкой 16, которая является замкнутой, т. е. не имеет отверстия, и боковым ободом 18. Боковой обод 18 образован первым участком обода 18a, расположенным вблизи стороны 24 нагнетания лопатки, и вторым участком обода 18b, расположенным вблизи стороны 26 всасывания лопатки. В соответствии с изобретением, боковой обод 18 имеет, по меньшей мере, одно ребро, проходящее между передним краем 28 и задним краем 30 лопатки 10.

В данном примере, боковой обод 18 имеет два ребра 32 и 34, проходящих соответственно над первым участком 18 обода и вторым участком 18b обода, при этом каждое ребро выступает соответственно из одного из участков 18a и 18b.

Ребро 32 выступает из бокового обода 18, при этом образуя канавку между замкнутой концевой стенкой 16 и упомянутым ребром 32. Таким образом, понятно, что ребро 32 отделено от замкнутой концевой стенки 16 и что между замкнутой концевой стенкой 16 и ребром 32 имеется пространство. Другими словами, ребро 32 расположено между замкнутой концевой стенкой 16 и венцом 12 лопатки. Таким образом, ребро 32 не является смежным с замкнутой концевой стенкой 16. То же самое относится к ребру 34.

Таким образом, наличие ребер 32 и 34, простирающихся между передним краем 28 и задним краем 30 лопатки, служит для блокировки горячего газа на венце лопатки, так что в полость 14 горячий газ не проникает или проникает его малая часть. По сравнению с предшествующим уровнем техники, нагрев за счет конвекции на стенках полости 14 снижается.

Наличие ребра приводит к возмущению (или краевым эффектам) газового потока. Авторы изобретения обнаружили, что ребро является причиной возникновения турбулентной структуры, которая имеет три уровня газового потока в радиальном направлении лопатки. Таким образом, на фиг. 4A газ, поступающий со стороны 24 нагнетания лопатки через зазор J, блокируется на венце лопатки и выполняет стационарное вращательное движение 13 (или вихревое движение), которое «образовано» ребрами 32 и 34. На уровне ребер 32 и 34, газ выполняет другое вращательное движение 15, вращающееся в противоположном направлении по отношению к вращательному движению 13. Внутри полости 14, под ребрами 32 и 34, газ выполняет вращательное движение 17 в том же направлении вращения, что и вращательное движение 13. Таким образом, когда поступающий газ является горячим, турбулентная структура позволяет ограничить поступление газа, который мог бы нагреть стенки полости 14, ограниченных венцом лопатки и ограничить скорость подачи горячего газа внутрь полости 14. Кроме того, эта турбулентная структура циркулирующего газа служит для ограничения теплообмена между различными вращающимися потоками газа. Кроме того, эти вращающиеся потоки служат для обеспечения более равномерной температуры между стороной 24 нагнетания и стороной 26 всасывания концевой стенки 16 полости 14, что снижает уровни механических напряжений, возникающих вследствие температурных градиентов в стенках. Таким образом, в отличие от предшествующего уровня техники, стенки полости нагреваются незначительно или совсем не нагреваются от горячего газа, поступающего из камеры сгорания газовой турбины, и имеют более однородную температуру.

На фиг. 4A представлен вид в разрезе лопатки, показанной на фиг. 1 по плоскости IV фиг. 1. В данном примере ребра 32 и 34 лежат в одной плоскости P, которая строго перпендикулярна к радиальному направлению R лопатки 10. Вызывая в полости циркуляцию газа противоположного вращения, ребра 32 и 34 служат для создания краевых эффектов на входе в полость, тем самым, предотвращая попадание в полость газа, находящегося за пределами полости 14.

На фиг. 4B, ребра 36 и 38 лежат в двух различных плоскостях P' и P'', которые строго перпендикулярны радиальному направлению R лопатки.

В данной конфигурации, созданные ребрами краевые эффекты эффективны при блокировании потоков газа, которые являются по существу наклонными по отношению к радиальному направлению R.

Поскольку верхним участком лопатки является венец 12 лопатки, то в данном примере расположенным выше является ребро на первом участке 18a обода рядом со стороной 24 нагнетания (т.е. расположенным ниже является ребро на втором участке 18b обода рядом со стороной 26 всасывания). Естественно, в ином варианте осуществления расположенным выше может являться ребро на втором участке 18b обода рядом со стороной 26 всасывания (т.е. расположенным ниже является ребро на первом участке 18a обода рядом со стороной 24 нагнетания).

На фиг. 4A и 4B, ребра 32 и 34, а также 36 и 38 имеют по существу прямоугольное сечение. На фиг. 4C и 4D, ребра 40 и 42 являются скошенными. Таким образом, можно менять форму ребер в целях совершенствования краевого эффекта и тем самым улучшить блокирование газа на входе в полость 14 и при этом сделать устройство более легким.

На фиг. 4A, 4B, 4C, 4D, в радиальном направлении R лопатки 10 ребра 32, 34, 36, 38, 40 и 42 расположены на удалении от венца 12 лопатки. Оставляя образованный ребрами зазор между венцом 12 лопатки и входом в полость, можно ограничить количество газа, которое может проникнуть внутрь полости 14 в этот зазор. Данный зазор служит для создания циркуляции газа между кожухом 22 турбины и венцом 12 лопатки. Это улучшает блокирование газа на входе в полость 14.

На фиг. 5A представлен вид по стрелке V, показанной на фиг. 3. Эта фигура соответствует виду на фиг. 4A. Вид сверху на вариант, показанный на фиг. 4b (где «верхом» является венец 12 лопатки) выглядел бы аналогично. Таким образом, этот пример показывает, как ребра 32 и 34, а также 36 и 38 могут быть расположены вдоль двух участков обода 18a и 18B.

На фиг. 5B показан вариант осуществления, в котором единственное ребро 34 простирается над вторым участком 18b обода рядом со стороной 26 всасывания. В зависимости от условий использования лопатки, этот вариант достаточен для блокировки потока газа, который может проникнуть в полость 14. В альтернативном варианте обода, единственное ребро простирается над первым участком 18a обода, рядом со стороной 24 нагнетания.

На фиг. 5C представлен вариант, показанный на фиг. 5B. Два ребра 34' и 34" находятся на одном участке 18b обода (или же в качестве альтернативного варианта на участке 18a обода). Таким образом, длина ребра, сокращенная по сравнению с вариантом осуществления, показанным на фиг. 5B, служит для уменьшения лишнего веса ребра 34. Этот тип варианта осуществления также легко позволяет разместить множество ребер на одном участке обода, с радиальным смещением ребер. Таким образом, можно улучшить (уточнить) краевые эффекты, вызывающие возмущение потока газа, который может проникнуть в полость 14, и тем самым улучшить блокирование газа на входе в полость 14.

Кроме того, в зависимости от выбранного варианта осуществления, два ребра 34' и 34" могут размещаться в линию друг с другом (при этом оба находятся в одной плоскости или на одной поверхности), или же, как вариант, могут располагаться с радиальным смещением.

В примере, представленном на фиг. 5C, хотя и показаны два ребра, может быть предусмотрено произвольное число ребер. В другом варианте, может быть предусмотрено единственное ребро 34' или 34" и т.п.

В настоящем примере, ребро 34' длиннее ребра 34", но как вариант, ребро 34' может быть той же длины или короче ребра 34", в зависимости от нужного эффекта.

Естественно, могут быть предусмотрены другие варианты осуществления: например, можно разместить множество ребер на каждом участке 18a и 18b обода, рядом как со стороной 24 нагнетания, так и со стороной 26 всасывания. В качестве альтернативного варианта, одно ребро может быть размещено на участке обода 18a рядом со стороной 24 нагнетания, и множество ребер на участке обода 18b рядом со стороной 26 всасывания, или наоборот. Ребро (ребра) может быть прямоугольного, трапециевидного или квадратного сечения. Аналогичным образом, одно, несколько или все ребра могут быть скошенными. Таким образом, в различных сочетаниях можно задать конфигурацию ребер в полости 14, удовлетворяющую определенному набору требований в зависимости от конкретных условий использования лопатки.

На фиг. 6 показана турбомашина 200, например, вертолетная газовая турбина, имеющая ротор 100 турбины высокого давления, при этом ротор несет на себе лопатки 10 ротора в соответствии с настоящим изобретением.

1. Лопатка (10) турбины, простирающаяся радиально между хвостовиком лопатки и венцом (12) лопатки, при этом в венце лопатки выполнена открытая полость (14), причем полость образована замкнутой концевой стенкой (16) и боковым ободом (18), притом упомянутая лопатка (10) отличается тем, что боковой обод (18) полости (14) несет на себе, по меньшей мере, одно ребро (32), проходящее между передним краем (28) и задним краем (30) лопатки (10), причем упомянутое ребро (32) при работе вызывает возникновение турбулентной структуры, которая имеет три уровня газового потока в радиальном направлении.

2. Лопатка (10) по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно ребро (32) проходит в плоскости (P), которая, по существу, перпендикулярна радиальному направлению (R) лопатки (10).

3. Лопатка (10) по п.1, отличающаяся тем, что боковой обод (18) имеет, по меньшей мере, два ребра (32, 34).

4. Лопатка (10) по п.3, отличающаяся тем, что ребра (32, 34) находятся в одной плоскости (P), по существу, перпендикулярной радиальному направлению (R) лопатки (10).

5. Лопатка (10) по п.3, отличающаяся тем, что ребра (36, 38) находятся в двух различных плоскостях (P', P''), которые, по существу, перпендикулярны радиальному направлению (R) лопатки (10).

6. Лопатка (10) по любому из пп.3-5, отличающаяся тем, что боковой обод (18) образован первым участком обода (18a), расположенным вблизи стороны (24) нагнетания лопатки (10), и вторым участком обода (18b), расположенным вблизи от стороны (26) всасывания лопатки (10), причем ребра (34', 34'') размещены на одном из участков (18a, 18b) обода.

7. Лопатка (10) по любому из пп.3-5, отличающаяся тем, что боковой обод (18) образован первым участком обода (18a), расположенным вблизи стороны (24) нагнетания лопатки (10), и вторым участком обода (18b), расположенным вблизи от стороны (26) всасывания лопатки (10), причем ребра (32, 34, 36, 38) размещены на обоих участках (18a, 18b) обода.

8. Лопатка (10) по п.1, отличающаяся тем, что в радиальном направлении (R) лопатки (10) упомянутое, по меньшей мере, одно ребро (32) установлено на удалении от венца (12) лопатки (10).

9. Лопатка (10) по п.1, отличающаяся тем, что ребро (32) выступает из бокового обода (18) с тем, чтобы образовать канавку между замкнутой концевой стенкой (16) и упомянутым ребром (32).

10. Лопатка (10) по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно ребро (32) имеет, по существу, прямоугольное сечение.

11. Лопатка (10) по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно ребро (40) скошено.

12. Ротор (100) турбины, включающий в себя, по меньшей мере, одну лопатку (10) по п.1.

13. Турбомашина (200), например вертолетная газовая турбина, включающая в себя, по меньшей мере, один ротор (100) турбины по п.12.



 

Похожие патенты:

Охлаждаемая лопатка выполнена из упругопористого нетканого материала металлорезина. В нетканом материале выполнены полости для подвода охлаждающей среды через его поры к внешней поверхности профиля лопатки.

Система жидкостного охлаждения лопаток, по меньшей мере, одной высокотемпературной ступени газовой турбины, закрепленных хвостовой частью на ободе несущего диска указанной ступени ротора турбины, содержит с одной из сторон несущего диска осесимметричный ему открытый вниз кольцевой желоб, по меньшей мере, две неподвижные форсунки, а также расположенные по периметру профиля лопатки в ее подповерхностном слое продольные охлаждающие каналы.

Изобретение относится к изготовлению лопаток для газотурбинного двигателя. В способе изготавливают лопатки из алюминиевого сплава для газотурбинных двигателей путем выполнения каналов в заготовке лопатки, размещения в каналах вставок из медного сплава, осуществления ковки заготовки и последующего удаления вставок химическим растворением.

Лопатка лопаточного колеса газотурбинного двигателя содержит аэродинамический профилированный элемент, имеющий нижнюю поверхность и платформу, проходящую от одного из концов аэродинамического профилированного элемента в направлении, в целом перпендикулярном продольному направлению аэродинамического профилированного элемента.

Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой.

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой. .

Изобретение относится к детали газотурбинного двигателя, содержащей основную часть и ребро атаки. .

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 охлаждению газотурбинного двигателя и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части и полок лопатки турбины высокого давления.

Изобретение относится к газотурбостроению, а именно к производству рабочих лопаток турбины газотурбинных двигателей. Охлаждаемая рабочая лопатка газовой турбины содержит хвостовик и перо, выполненные с внутренним трактом охлаждения в виде продольного канала от хвостовика к торцу пера и связанным с этим каналом комплексом поперечных каналов, ориентированных в направлении выходной кромки пера. Перо выполнено в виде центрального несущего стержня, имеющего наружный рельеф в виде поперечных канавок, и содержит накладные пластинчатые элементы, соединенные с центральным несущим стержнем таким образом, что формируют своей внешней стороной конфигурацию пера рабочей лопатки, а своей внутренней стороной - конфигурацию каналов внутреннего тракта охлаждения. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и технологии изготовления охлаждаемой рабочей лопатки, повышает рабочие характеристики и надежность, снижает массогабаритные характеристики устройства. 2 ил.

Кольцевой неподвижный элемент для использования с паровой турбиной (100). Неподвижный элемент содержит радиально наружное первое кольцо (228), радиально внутреннее второе кольцо (226) и, по меньшей мере, одну аэродинамическую поверхность (212). Первое кольцо (228) содержит первую полость (262), образованную в нем, и множество каналов (264) первого кольца, соединенных с первой полостью (262) и продолжающихся радиально от первой полости (262). Второе кольцо (226) содержит вторую полость (242) и, по меньшей мере, одно выпускное отверстие (244), образованные в нем. Вторая полость (242) связана по потоку с выпускным отверстием (244). Второе кольцо (226) расположено радиально внутри первого кольца (228). По меньшей мере, одна аэродинамическая поверхность (212) продолжается между первым кольцом (228) и вторым кольцом (226). Аэродинамическая поверхность содержит проходное отверстие (280), продолжающееся сквозь нее. Проходное отверстие (280) аэродинамической поверхности соединено с, по меньшей мере, одним каналом (264) первого кольца и второй полостью (242). Диаметр (D0) канала (264) первого кольца больше диаметра (DA) проходного отверстия (280). Облегчается охлаждение вращающегося элемента в паровой турбине без изменения внешних геометрий элемента, материалов элемента, и/или температуры, и/или давления пара для обеспечения надежной долгосрочной эксплуатации ротора паровой турбины с лопатками. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Охлаждаемая турбина содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенными с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, образованными на поверхности рабочего колеса, соединенными с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе, сопловые лопатки, теплообменник, транзитные воздуховоды. Каждая сопловая лопатка выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки - с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором и раздаточной полостью. Охлаждаемая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами, установленными в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направлен стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки. В верхней и нижней полках сопловой лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Воздушный коллектор соединен с входом транзитных дефлекторов, а транзитные воздуховоды - с выходом транзитных дефлекторов и сопловыми аппаратами закрутки, соединенными с кольцевыми диффузорными каналами. Раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Изобретение позволяет увеличить ресурс и надежность двигателя, улучшить экономичность турбины за счет охлаждения сопловой лопатки турбины воздухом другого термодинамического уровня (по температуре и давлению), что приводит к понижению температуры газа перед турбиной и обеспечивает оптимальный расход и температуру охлаждающего воздуха, подаваемого для охлаждения пера сопловой лопатки турбины. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Охлаждаемая турбина содержит сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины, теплообменник. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке лопатки с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с транзитным дефлектором раздаточной полости, с транзитным воздуховодом, сопловым аппаратом закрутки, каналами охлаждения рабочего колеса и рабочей лопатки турбины. Охлаждаемая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха и охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках. Охлаждающий дефлектор установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки с зазором относительно транзитного дефлектора и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора с перфорационными отверстиями. В верхней и нижней полках лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Изобретение позволяет повысить эффективность и экономичность турбины. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Охлаждаемая турбина содержит сопловые лопатки, теплообменник. Каждая из сопловых лопаток выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором. Транзитный дефлектор образует вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке лопатки с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором, транзитным дефлектором раздаточной полости, транзитным воздуховодом, сопловым аппаратом закрутки, каналами охлаждения рабочего колеса и рабочей лопатки турбины. Охлаждаемая турбина снабжена охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках. Охлаждающий дефлектор установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки с зазором относительно транзитного дефлектора и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора с перфорационными отверстиями. В верхней и нижней полках лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Вход воздуховода верхней полки и вход охлаждающего дефлектора соединены с воздушным коллектором. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности турбины. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Узел турбины содержит первое устройство (200) направляющих лопаток, второе устройство (210) направляющих лопаток, и отражатель (100), образованный из пластинчатого элемента. Отражатель содержит первую область (101) отверстия с первой формой отверстия и вторую область (102) отверстия со второй формой отверстия. Первая область (101) отверстия содержит конфигурацию впускных отверстий (104), образующих первую форму отверстия. Вторая область (102) отверстия содержит дополнительную конфигурацию впускных отверстий (104), образующих вторую форму отверстия. Отражатель (100) является пространственно закрепляемым на первом устройстве (200) направляющих лопаток и на втором устройстве (210) направляющих лопаток таким образом, что охлаждающая текучая среда (106) способна протекать через впускные отверстия (104) первой области (101) отверстия в первое устройство (200) направляющих лопаток, и охлаждающая текучая среда (106) способна протекать через впускные отверстия (104) второй области (102) отверстия во второе устройство (210) направляющих лопаток. Первая форма отверстия отличается от второй формы отверстия для достижения заданного первого потока массы охлаждающей текучей среды (106) в первое устройство (200) направляющих лопаток и заданного второго потока массы охлаждающей текучей среды (106) во второе устройство (210) направляющих лопаток в заданных установочных положениях первого устройства (200) направляющих лопаток и второго устройства (210) направляющих лопаток. Изобретение направлено на обеспечение подходящей охлаждающей системы для турбины. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость. В надроторной вставке и торцевой поверхности каждой рабочей лопатки выполнены выпускные отверстия, лопатки снабжены внутренней перегородкой с входными отверстиями, а ее торцевая полость - разделительным ребром. Перегородка установлена с зазором относительно торцевой поверхности с образованием суммирующей полости. Разделительное ребро установлено в торцевой полости в плоскости вращения лопатки на расстоянии (0,3…0,7) осевого размера профиля лопатки от входной кромки с образованием открытых передней и задней полостей. Выпускные отверстия в торцевой поверхности рабочей лопатки выполнены в задней полости. Суммирующая полость соединена через входные отверстия во внутренней перегородке с каналами охлаждения лопаток и соединена через выпускные отверстия в торцевой поверхности с задней полостью и с газовоздушным трактом через отверстия в выходной кромке лопатки. Выпускные отверстия в надроторной вставке выполнены над передней полостью. Суммарная площадь выпускных отверстий из суммирующей полости равна 3…6 суммарной площади входных отверстий во внутренней перегородке. Изобретение позволяет снизить температуры материала периферийного участка рабочей лопатки до рабочей температуры материала, уменьшить температурные напряжения в периферийной зоне лопатки, повысить запас прочности рабочей лопатки и увеличить ее ресурс работы, позволяет уменьшить перетечки газа через радиальный зазор и увеличить КПД турбины. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Теплотрубный контур охлаждения турбины включает расположенную в радиальном направлении между хвостовиком и торцом лопатки по крайней мере одну полость охлаждения, соединенную с полостью подвода воздуха и выпускными отверстиями, стенки которой снабжены размещенными в шахматном порядке полусферическими углублениями. Полусферические углубления противоположных стенок полости охлаждения расположены друг против друга, в них расположены верхние и нижние полусферы бисферических тепловых трубок. Каждая из бисферических тепловых трубок состоит из верхней и нижней сфер. Сферы выполнены из термостойкого материала с высокой теплопроводностью, соединены между собой через отверстие, в котором пропущен транспортный фитиль. Фитиль выполнен из пористого материала и примыкает к противоположным участкам внутренних поверхностей верхней и нижней сфер бисферической тепловой трубки, покрытых решеткой, выполненной из полос пористого материала. Нижняя и верхняя полусферы верхней и нижней сфер бисферических тепловых трубок расположены в полости охлаждения. Поры пористого материала фитиля и решетки заполнены рабочей жидкостью. Изобретение направлено на повышение эффективности теплотрубного контура охлаждения лопатки турбины. 4 ил. .

Устройство для охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, у которых внутренняя полость каждой лопатки разделена перегородкой на полость у входной кромки и остальную полость и содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, управляющие клапаны, воздуховод, аппарат закрутки статора турбины, воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с остальными полостями рабочих лопаток, дополнительный воздуховод, дополнительный аппарат закрутки статора турбины, дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе. Воздухо-воздушный теплообменник размещен в наружном контуре, соединен своим входом с воздушной полостью камеры сгорания, а выходом с воздушным коллектором. Воздуховод проходит через внутренние полости сопловых лопаток. Полости у входных кромок лопаток соединены с источником воздуха через дополнительные управляющие клапаны. Дополнительный воздуховод проходит через дополнительные внутренние полости сопловых лопаток. В качестве источника воздуха для охлаждения полостей у входных кромок лопаток выбран воздушный коллектор. Входы управляющих и дополнительных управляющих клапанов соединены с воздушным коллектором. Выходы дополнительных управляющих клапанов сообщены с дополнительным аппаратом закрутки через дополнительный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток и дополнительный воздуховод статора турбины. При снижении оборотов двигателя и температуры газа перед турбиной уменьшают расход охлаждающего воздуха путем уменьшения площади проходного сечения управляющих клапанов и дополнительных управляющих клапанов. Вследствие этого расход охлаждающего воздуха, проходящего через воздухо-воздушный теплообменник, уменьшается и при сохранении расхода воздуха, идущего через наружный контур, увеличивается эффективность воздухо-воздушного теплообменника, вследствие чего дополнительно уменьшается температура охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение рабочей лопатки. Изобретение позволяет снизить температуру охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение внутренних полостей рабочих лопаток турбины и, в частности, полостей, расположенных у входных кромок рабочих лопаток. 2 н. и 1 з. п. ф-лы, 2 ил.

абочая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит верхнюю торцевую бандажную полку, с размещенными на ней зубцами лабиринтного уплотнения. Бандажная полка имеет сквозную полость для охлаждающего воздуха и выполнена в виде параллелограмма, две стороны которого ориентированы в направлении вращения, а две другие имеют противоположно направленные вырезы с контактными поверхностями и охватывающими их компенсаторами напряжений. Бандажная полка снабжена подпорным и управляющим ребрами. Подпорное ребро выполнено между компенсаторами напряжений длиной (0,7…0,9)H и на расстоянии (0,1…0,9)L от вершины выреза. Управляющее ребро выполнено по боковой кромке бандажной полки со стороны выпуклой поверхности профильной части между компенсатором напряжения и зубцом лабиринтного уплотнения высотой (0,7…0,85)h высоты зубца уплотнения. Высота компенсаторов напряжения и подпорного ребра соответственно составляет (1…2)d и (1,5…3)d, где H - расстояние между компенсаторами напряжений; L - расстояние от вершины выреза до задней стороны бандажной полки, ориентированной в направлении вращения; h - высота зубца уплотнения; d - толщина бандажной полки. Увеличивается ресурс работы лопатки турбины двигателя при сохранении потребного расхода воздуха через систему охлаждения рабочей лопатки и несущественном увеличении массы. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх