Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя



Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя

Владельцы патента RU 2519678:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" (RU)

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.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению, преимущественно к газовым турбинам авиационных двигателей, в частности, к устройствам охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая 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, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость.

/RU 2447302, МПК F02C 7/12, F01D 5/18. Опубликовано: 10.04.2012/

Недостатком данной конструкции является недостаточная защита и охлаждение периферийной (концевой) части рабочей лопатки. А именно, представленная система охлаждения рабочей лопатки не обеспечивает достаточного охлаждения периферийного участка, т.к. охлаждающие каналы не доходят до этой зоны, а развитая система отверстий отсутствует. В то же время, периферийный участок лопатки омывается горячими газами, т.к. просачивающийся газ по зазорам между статором и креплением соплового аппарата выходит под прямым углом к основному потоку и имеет низкое значение собственной энергии вследствие больших потерь в стыках. Поэтому данный охлаждающий поток быстро размывается основным потоком газа и не обеспечивает защиту периферийного участка рабочей лопатки. Охлаждающий воздух, выдуваемый равномерно через надроторную вставку, создает недостаточную завесу, особенно на входном участке профиля периферийного сечения. Кроме всего прочего, данная завеса быстро разрушается потоками, возникающими в зазоре между концом рабочей лопатки и надроторной вставкой. Достижение необходимой рабочей температуры лопатки в периферийном сечении с использованием данной системы приведет к значительному перерасходу охлаждающего воздуха и к значительному уменьшению КПД турбины.

Задачей изобретения является создание охлаждаемой турбины с регулируемым гидравлическим сопротивлением в радиальном зазоре газовоздушного тракта и повышение эффективности охлаждения периферийного участка рабочей лопатки газовой турбины.

Ожидаемый технический результат - снижение температуры материала периферийного участка рабочей лопатки, снижение температурных напряжений в периферийной зоне лопатки, увеличение запаса прочности рабочей лопатки и увеличение ее ресурса работы, уменьшение перетечек газа через радиальный зазор и увеличение КПД турбины.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известной турбине, содержащей 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, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость, по предложению 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, а разделительное ребро установлено в торцевой полости в плоскости вращения лопатки на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки с образованием открытых передней и задней полостей, при этом выпускные отверстия в торцевой поверхности рабочей лопатки выполнены в задней полости, а 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, причем выпускные отверстия в надроторной вставке выполнены над передней полостью, а суммарная площадь выпускных отверстий из суммирующей полости равна S∑=(3…6)Sin суммарной площади входных отверстий во внутренней перегородке, где

X - осевой размер профиля лопатки;

S∑ - площадь выпускных отверстий из суммирующей полости;

Sin - площадь входных отверстий.

Рабочие лопатки могут быть снабжены каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. В торцевой поверхности передней полости может быть выполнен канал, сообщающий полость канала охлаждения, расположенного вдоль входной кромки, с открытой передней полостью.

В предложенном решении для охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины в ней выполнена система каналов, отверстий и полостей. Согласно обобщающей формуле, применимой к каналам:

Nuкан=0,022·Pr0,43·Re0,8,

где Nuкан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, для получения значительного теплосъема со стенок канала необходимо увеличить скорость потока (т.е. увеличить значение числа Рейнольдса), а это возможно при увеличении расхода охлаждающего воздуха через каналы, что негативно скажется на КПД турбины.

Для повышения теплосъема со стенок каналов необходимо организовывать струйное натекание охлаждающего воздуха на стенки. Согласно обобщающей формуле, применимой к струйным системам, возможным в рабочих лопатках:

Nuстр=0,97·Pr0,33·Re0,76,

число Нуссельта Nuстр, рассчитанное для системы со струйным натеканием, увеличивается в 5…10 раз, по сравнению с числом Нуссельта для канала Nuкан.

Для организации струйного натекания, в периферийной части рабочей лопатки выполнена суммирующая полость, образованная стенкой профиля рабочей лопатки, торцевой поверхностью и внутренней перегородкой. Во внутренней перегородке выполнены входные отверстия, соединяющие основную систему каналов охлаждения лопатки с суммирующей полостью. В выходной кромке рабочей лопатки выполнены одно или несколько отверстий, соединяющих суммирующую полость с газовоздушным трактом турбины. Также в торцевой поверхности выполнены отверстия, выходящие в заднюю торцевую полость, образованную в радиальном зазоре над рабочей лопаткой при помощи выступа, выполненного по периметру торцевого профиля лопатки, и разделительным ребром, выполненным на торцевой поверхности и расположенным на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки в плоскости вращения лопатки, где X - осевой размер профиля лопатки. С целью формирования натекающих на торцевую поверхность струй охлаждающего воздуха, выходящего через входные отверстия, суммарная площадь выпускных отверстий S∑ в 3…6 раз больше суммарной площади входных отверстий Sin. При этом если суммарные площади отличаются незначительно (отношение меньше 3), то струйное истечение не организуется, либо не возникает ударного натекания - происходит размытие струи. Выполнение отверстий с отношением площадей больше 6 затруднительно вследствие ограничения размеров отверстий геометрическими размерами самой лопатки, а также требованиями к прочности лопатки, при этом прирост эффективности незначителен. Охлаждающий воздух, выходящий через отверстия в торцевой поверхности, участвует в организации внешнего заградительного слоя, снижающего количество подводимого тепла от газа к лопатке, а также увеличивает гидравлическое сопротивление радиального зазора, тем самым уменьшающее паразитные перетечки газа через зазор. Для дополнительного охлаждения передней части профиля лопатки, организации внешнего защитного слоя и повышения гидравлического сопротивления входного участка радиального зазора, в переднюю торцевую полость рабочей лопатки через отверстия, выполненные в надроторной вставке, вдувается охлаждающий воздух. С целью повышения эффективности охлаждения входной кромки, рабочая лопатка может быть снабжена каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. При необходимости, канал, расположенный вдоль входной кромки, может быть соединен с передней торцевой полостью. Таким образом, путем организации внутреннего (со стороны внутренней перегородки) и внешнего (со стороны надроторной вставки) струйного натеканий на торцевую поверхность рабочей лопатки повышается эффективность охлаждения периферийного участка рабочей лопатки, после чего охлаждающий воздух направляется в защитный холодный слой, препятствующий подводу тепла, вокруг профиля периферийного участка, что позволяет многократно использовать охлаждающий воздух и повышает эффективность его использования. Дополнительно выдув охлаждающего воздуха в радиальный зазор повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, что уменьшает перетечки газа через зазор.

Изобретение поясняется графически:

Фиг.1 - схема двигателя.

Фиг.2 - схема турбины.

Фиг.3 - внешний вид рабочей лопатки.

Фиг.4 - разрез периферийного участка рабочей лопатки.

Фиг.5 - варианты исполнения рабочей лопатки.

Авиационный газотурбинный двигатель состоит из компрессора 1, камеры сгорания 2 и турбины 3. Корпус 4 турбины, неподвижные сопловые лопатки 5 и вращающиеся рабочие лопатки 6 образуют газовоздушный тракт 7. Для охлаждения деталей турбины имеются трубы подвода 8 и 9 воздуха, отбираемого из компрессора. Корпус 4 и верхняя полка 10 сопловой лопатки 5 образуют коллектор 11, сообщающийся с трубой 8. Коллектор 11 соединен с газовоздушным трактом 7 отверстиями 12, а при помощи транзитного канала 13 соединена с аппаратом закрутки 14. Корпус 4 и надроторная вставка 15 образуют коллектор 16, сообщающийся с трубой 9. Через отверстия 17 в надроторной вставке 15 полость 16 соединена с газовоздушным трактом 7. Вращающиеся рабочие лопатки 6 установлены на диске 18, к которому крепится вал отбора мощности 19. Диск 18 фиксируется относительно корпуса 4 при помощи опоры 20. В диске 18 выполнены подводящие отверстия 21, подводящие охлаждающий воздух к системе охлаждения рабочей лопатки 6. Торец рабочей лопатки 6 и надроторная вставка 15 образуют радиальный зазор 5. В рабочей лопатке 6 различают: входную кромку 22, выходную кромку 23, корыто 24 и спинку 25. На торце лопатки по периметру профиля выполнен выступ 26. Ребро 27, установленное в плоскости вращения рабочей лопатки 6, совместно с выступом 26 образуют полости: переднюю торцевую полость 28 и заднюю торцевую полость 29. Внутри лопатки 6 на периферии выполнена суммирующая полсть 30, образованная стенкой профиля лопатки, внутренней перегородкой 31 и торцевой поверхностью 32, суммирующая полость, соединенная входными отверстиями 33 с каналами системы охлаждения лопатки. Выходным отверстием 34, выполненным на выходной кромке 23 рабочей лопатки, суммирующая полость 30 соединена с газовоздушным трактом 7 турбины. Выходные отверстия 35 соединяют суммирующую полость 30 с задней торцевой полостью 29. При необходимости, канал охлаждения 36, расположенный под входной кромкой 22, отделен от суммирующей полости и соединен с газовоздушным трактом 7 отводящими каналами 37. Для дополнительного наддува передней торцевой полости 28, в торцевой поверхности 32 выполнено отверстие 38, соединяющее канал охлаждения 36 с передней торцевой полостью.

При работе газотурбинного двигателя, часть воздуха с высоким давлением отбирается из компрессора 1 (например, из последней ступени компрессора) на охлаждение деталей турбины 3 и по трубе 8 направляется в коллектор 11. Часть охлаждающего воздуха через отверстия 12 в верхней полке 10 соплового аппарата выдувается в газовоздушный тракт 7 турбины, создавая на периферии перед рабочими лопатками 6 слой относительно холодного газа, препятствующий подводу тепла к лопатке. Большая часть охлаждающего воздуха из коллектора 11 через транзитный канал 13, аппарат закрутки 14 и отверстия 21 в диске 18 попадает в каналы охлаждения рабочей лопатки. Часть этого воздуха через отверстия 33 во внутренней перегородке попадает в суммирующую полость 30. Часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости 30 выходит через отверстие 34 в зону наименьшего профильного давления лопатки, расположенную за выходной кромкой 23. Другая часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости через выходные отверстия 31 попадает в заднюю торцевую полость 29. Площадь Sin входных отверстий 33 и площадь S∑ выходных отверстий 31 и 34 находятся в отношении S∑=(3…6)Sin, что делает входные отверстия 33 определяющими расход охлаждающего воздуха через суммирующую полость 30 и при этом организует ударное натекание воздуха на торцевую поверхность 32. Ударное натекание воздуха позволяет увеличить теплосъем с торцевой поверхности 32, тем самым снизить температуру материала периферийного участка лопатки. Согласно обобщающим формулам:

Nuкан=0,022·Pr0,43·Re0,8,

Nuстр=0,97·Pr0,33·Re0,76,

где Nuкан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Nuстр - число Нуссельта, рассчитанное при струйном натекании; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, теплосъем при струйном натекании в 5…10 раз выше, чем при течении воздуха вдоль канала. Давление газа Pзазора в радиальном зазоре уменьшается от давления перед рабочей лопаткой - точка В на графике, фиг.4, до давления за рабочей лопаткой - точка D. Точка С на графике соответствует давлению в зазоре, равном давлению в суммирующей полости, а участок CD соответствует меньшему давлению, чем давление в суммирующей полости. Для стабилизации этого участка, а также для дополнительного снижения давления в радиальном зазоре в конструкции лопатки предусмотрено разделительное ребро 27, установленное на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки 22 и в плоскости вращения рабочей лопатки, где X - осевой размер рабочей лопатки. Таким образом, охлаждающий воздух, выходящий через отверстия 35 в торцевой поверхности 32, попадает в заднюю торцевую полость 29 с низким давлением и надувает ее охлаждающим воздухом, что приводит к организации холодного слоя, препятствующего подводу тепла к задней части периферийного участка лопатки и задней части надроторной вставки 15. Наддув задней торцевой полости 29 позволяет повысить гидравлическое сопротивление радиального зазора, что препятствует перетечкам газа с корыта 24 на спинку 25, тем самым повышая КПД турбины. Наддув передней торцевой полости 28 осуществляется охлаждающим воздухом, отбираемым из средней части компрессора 1, подаваемым в коллектор 16 по трубе 9 и выдуваемый через отверстия 17 в надроторной вставке 15. Этот воздух повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, а также образует холодный слой вокруг периферийного профиля рабочей лопатки и по поверхности надроторной вставки, обращенной к газовоздушному тракту турбины. При необходимости, для увеличения заградительного холодного слоя на периферии рабочей лопатки, создаваемого воздухом, выходящим через отверстия 12 в полке 10 соплового аппарата, канал охлаждения 36 отделяется от суммирующей полости перегородкой и охлаждающий воздух выходит в газовоздушный тракт через отверстия 37. Для создания дополнительного наддува в передней торцевой полости 28, канал охлаждения 36 соединяется с передней торцевой полостью отверстием 38.

Применение конструктивных усовершенствований в турбине 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.

1. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая 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, отличающаяся тем, что 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, а разделительное ребро установлено в торцевой полости в плоскости вращения лопатки на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки с образованием открытых передней и задней полостей, при этом выпускные отверстия в торцевой поверхности рабочей лопатки выполнены в задней полости, а 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, причем выпускные отверстия в надроторной вставке выполнены над передней полостью, а суммарная площадь выпускных отверстий из суммирующей полости равна S∑=(3…6)Sin суммарной площади входных отверстий во внутренней перегородке, где
X - осевой размер профиля лопатки;
S∑ - площадь выпускных отверстий из суммирующей полости;
Sin - площадь входных отверстий.

2. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя по п.1 отличается тем, что рабочие лопатки снабжены каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки.

3. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя по пп.1 и 2 отличается тем, что в торцевой поверхности передней полости выполнен канал, сообщающий полость канала охлаждения, расположенного вдоль входной кромки, с открытой передней полостью.



 

Похожие патенты:

Узел турбины содержит первое устройство (200) направляющих лопаток, второе устройство (210) направляющих лопаток, и отражатель (100), образованный из пластинчатого элемента.

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.

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.

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.

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).

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.

Лопатка турбины простирается радиально между хвостовиком лопатки и венцом лопатки. В венце лопатки выполнена открытая полость, которая образована замкнутой концевой стенкой и боковым ободом.

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.

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.

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины содержит аэродинамическую секцию, которая проходит в радиальном направлении турбины или проходит в продольном направлении лопатки между бандажной полкой и периферической частью лопатки, которая обеспечивается законцовкой. Аэродинамическая секция ограничивается перпендикулярно по отношению к продольному направлению с помощью передней кромки и задней кромки и имеет рабочую поверхность и поверхность разрежения с охлаждающими каналами, проходящими, по существу, в радиальном направлении между бандажной полкой и периферической частью лопатки во внутреннюю часть аэродинамической секции. Через эти охлаждающие каналы протекает охлаждающая среда. Первые охлаждающие отверстия для конвекционного охлаждения выполнены на рабочей поверхности лопаток. Вторые охлаждающие отверстия для пленочного охлаждения выполнены на поверхности разрежения лопаток, в области периферической части лопатки и функционально связаны с охлаждающими каналами, при этом они распределены по ширине лопатки. Охлаждающая среда выводится наружу в области законцовки и/или через законцовку лопатки. Первые охлаждающие отверстия открыты в окружающее лопатку пространство с помощью веерообразной секции канала. Первые охлаждающие отверстия, которые располагаются снаружи задней кромки лопатки, открыты в окружающее лопатку пространство с помощью веерообразной секции канала, которая имеет трехмерную симметрию. Веерообразная секция канала с трехмерной симметрией имеет первый угол отверстия, имеющий диапазон от 10° до 50° и предпочтительно составляющий около 24°, и второй угол (φ2) отверстия, перпендикулярный вышеуказанному первому углу (2φ1) отверстия. Второй угол отверстия имеет диапазон от 5° до 25° и предпочтительно составляет около 12°. Первые охлаждающие отверстия, которые располагаются на задней кромке лопатки, открыты в окружающее лопатку пространство с помощью веерообразной секции канала, которая имеет двухмерную симметрию. Веерообразная секция канала с двухмерной симметрией имеет третий угол (2φ3) отверстия, имеющий диапазон от 10° до 40° и предпочтительно составляющий около 20°. Изобретение направлено на улучшение охлаждения в области периферии лопатки. 14 з.п. ф-лы, 12 ил.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит перо, расположенное в направлении потока между передней кромкой и задней кромкой и ограниченное со стороны всасывания и со стороны нагнетания соответствующими стенками. Между стенками расположено внутреннее пространство, в котором охлаждающий воздух протекает в направлении потока к задней кромке и выходит наружу в зоне задней кромки. Стенка на стороны нагнетания оканчивается в направлении потока с образованием закраины на стороне нагнетания на расстоянии от задней кромки. Охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства на стороне нагнетания. Внутреннее пространство разделено на расстоянии от задней кромки множеством ребер, ориентированных параллельно направлению потока, на множество параллельных, вызывающих перепад давления охлаждающих каналов, в которых дополнительно расположены завихрители для увеличения охлаждающего действия. Непосредственно перед выходом охлаждающего воздуха из внутреннего пространства на пути потока охлаждающего воздуха расположено некоторое число перемычек потока, распределенных поперечно направлению потока, линейная плотность которых меньше линейной плотности ребер. Между охлаждающими каналами и перемычками потока расположено в виде двухмерной решетчатой структуры множество штифтов, проходящих через внутреннее пространство поперечно направлению потока между стенкой на стороне всасывания и стенкой на стороне нагнетания. Изобретение направлено на снижение аэродинамических потерь на задней кромке и расхода охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Охлаждаемый элемент газовой турбины для охлаждения термически нагруженной на передней стороне стенки содержит на обратной стороне стенки с распределением по поверхности множество выступающих из стенки шипов, а также средства для формирования направленных струй охлаждающей среды в зоне шипов на обратную сторону стенки, предназначенных для ударного охлаждения. Распределение шипов в пределах критических зон (Ас) элемента имеет более высокую плотность, чем на его остальных участках. Средства для создания направленных на обратную сторону стенки струй содержат ударно-охлаждающую пластину с распределенными ударно-охлаждающими отверстиями. Плотность ударно-охлаждающих отверстий коррелированна с плотностью шипов. Изобретение направлено на создание охлаждаемого элемента газовой турбины, охлаждение которого оптимально согласовано с локально изменяющейся термической нагрузкой, не вызывая дополнительного расхода охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Рабочая лопатка газовой турбины содержит профильную часть, проходящую в продольном направлении, и хвостовик лопатки, служащий для крепления рабочей лопатки на валу ротора газовой турбины. Профильная часть рабочей лопатки выполнена с внутренними каналами охлаждения. Каналы охлаждения предпочтительно проходят вдоль продольного направления и могут быть обеспечены охлаждающим воздухом с помощью средств подачи охлаждающего воздуха, имеющихся внутри хвостовика рабочей лопатки. Хвостовик рабочей лопатки снабжен каналом, проходящим в поперечном направлении через указанный хвостовик рабочей лопатки и сообщающийся с каналами охлаждения. В канал лопатки введена вставка для установления окончательной конфигурации и характеристик соединений между каналом лопатки и каналами охлаждения. Канал лопатки представляет собой цилиндрический канал. Вставка имеет трубчатую конфигурацию так, что она полностью размещается в цилиндрическом канале. В стенке вставки имеется, по меньшей мере, одно сопло, через которое один из каналов охлаждения соединен с каналом рабочей лопатки и которое определяет массовый расход охлаждающего воздуха, поступающего в один канал охлаждения. Изобретение направлено на оптимизирование распределения и подачи охлаждающего воздуха, не жертвуя при этом простотой изготовления лопатки. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Рабочая лопатка или лопатка направляющего аппарата турбины с по меньшей мере одним внутренним радиальным каналом для циркуляции охлаждающего агента, ограниченным стенкой высокого давления на поверхности высокого давления и стенкой низкого давления на поверхности низкого давления, соединяющимися в радиально ориентированной передней кромке вверху по течению и в задней кромке внизу по течению, содержит по меньшей мере одно выходное отверстие, расположенное в по меньшей мере в одном из следующих мест - в стенке на стороне повышенного давления или в стенке на стороне пониженного давления для выпуска охлаждающего агента из внутреннего радиального канала в окружающую среду. Вдоль задней кромки расположено по меньшей мере одно выходное отверстие, выходящее на поверхность высокого давления задней кромки. На поверхности высокого давления рабочей лопатки/направляющего аппарата задняя кромка содержит уступ в сторону поверхности низкого давления. По меньшей мере одно выходное отверстие на задней кромке по меньшей мере частично сообщается с окружающей средой в районе данного уступа. Выходное отверстие на задней кромке выполнено так, что охлаждающий агент подводится к нему по каналу, лишь частично открывающемуся в радиально расположенной поверхности передней кромки уступа. Канал проходит по крайне мере частично по длине нижней поверхности уступа с образованием отверстия со срезом. Изобретение направлено на усовершенствование пленочного охлаждения задней кромки лопатки. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 12 ил.

Охлаждаемая перфорированная лопатка турбины содержит перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра. В перфорированной оболочке лопатки в местах расположения отверстий выполнены разделительные полости овальной формы с шириной овала, равной диаметру отверстия, и высотой овала, несколько большей диаметра отверстия, расположенные с ориентацией высоты овала в радиальном направлении. Изобретение повышает эффективность охлаждения лопатки турбины. 3 ил.

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник. Кольцевые диффузорные каналы образованы на поверхности рабочего колеса, соединены с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе. Каждая из сопловых лопаток 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. Охлаждающая 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 раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения турбины, а также повысить ее экономичность. 6 з.п. ф-лы, 5 ил. .
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-06-20 2014-06-20T00:54:14
Наверх