Лопатка турбины

Авторы патента:


Лопатка турбины
Лопатка турбины
Лопатка турбины
Лопатка турбины

 


Владельцы патента RU 2528781:

АНСАЛЬДО ЭНЕРГИЯ С.П.А. (IT)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к лопатке турбины.

Уровень техники

Известный тип лопатки турбины продолжается вдоль продольной оси и содержит крепежный участок, платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком, основной продолговатый корпус и охлаждающий контур, в котором протекает охлаждающая текучая среда, обычно воздух.

Поток воздуха, втекающий в охлаждающий контур, отводит тепло за счет конвекции и понижает температуру лопатки.

Охлаждающий контур содержит первую охлаждающую линию для охлаждения задней кромки основного корпуса лопатки, вторую охлаждающую линию для охлаждения центрального участка основного корпуса лопатки и третью охлаждающую линию для охлаждения передней кромки основного корпуса лопатки.

Первая охлаждающая линия содержит первое входное отверстие, расположенное на базовой поверхности крепежного участка лопатки, охлаждающий канал, который по существу продолжается по всей длине лопатки вдоль задней кромки основного корпуса лопатки, и множество выпускных пазов, расположенных вдоль задней кромки лопатки.

Кроме того, лопатки этого типа содержат регулировочную пластину, которая размещена около первого входного отверстия на базовой поверхности крепежного участка лопатки с возможностью регулирования скорости потока воздуха, циркулирующего в первой охлаждающей линии.

Регулировочные пластины известного типа обычно снабжены тремя отверстиями, имеющими размеры для образования канала заданной скорости потока охлаждающей текучей среды, рассчитанной на этапах проектирования.

Однако часто случается, что скорость потока, измеренная после применения регулировочной пластины, находится вне заданных пределов. Поэтому необходимо удаление данной регулировочной пластины и замена ее пластиной, имеющей отверстия другого размера, а иногда также необходима модификация охлаждающего канала, достигаемая с помощью микролитья, если отверстия регулировочной пластины не достаточно компенсируют дефекты механической обработки охлаждающего канала.

Сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является создание лопатки турбины, которая освобождена от недостатков предшествующего уровня техники, указанных здесь; в частности, задачей настоящего изобретения является создание лопатки турбины, которая позволяет преодолеть недостатки, указанные выше, простым, эффективным по себестоимости способом, с функциональной и конструктивной точки зрения.

В соответствии с этими целями, настоящее изобретение относится к лопатке турбины, продолжающейся вдоль продольной оси, содержащей:

крепежный участок, снабженный базовой поверхностью;

платформу, соединенную как одно целое с крепежным участком;

основной продолговатый корпус, который продолжается от платформы на противоположной стороне по отношению к крепежному участку и содержит заднюю кромку;

охлаждающий контур, который содержит первую охлаждающую линию для охлаждения задней кромки и снабжен первым входным отверстием, расположенным на базовой поверхности крепежного участка лопатки; и

регулировочную пластину, соединенную с базовой поверхностью у первого входного отверстия;

при этом лопатка отличается тем, что регулировочная пластина содержит первый участок и второй участок, выполненные с возможностью объединения друг с другом и имеющие такую форму, чтобы образовывать вместе отверстие (27), имеющее переменное сечение.

Краткое описание чертежей

Дополнительные особенности и преимущества настоящего изобретения будут очевидны из следующего описания его неограничивающего варианта осуществления со ссылкой на фигуры на приложенных чертежах, на которых:

- фиг.1 представляет собой вид в перспективе лопатки турбины согласно настоящему изобретению;

- фиг.2 представляет собой вид сверху, с частями в разрезе и частями, удаленными для ясности, лопатки турбины, показанной на фиг.1;

- фиг.3 представляет собой вид снизу в плане элемента лопатки турбины, изображенной на фиг.1, в первой конфигурации;

- фиг.4 представляет собой вид снизу в плане элемента лопатки турбины, изображенной на фиг.1, во второй конфигурации.

Описание предпочтительного варианта осуществления изобретения

На фиг.1 ссылочная позиция 1 обозначает лопатку турбины (не показана в сопроводительных чертежах), которая продолжается вдоль оси А и содержит крепежный участок 4, платформу 5, соединенную как одно целое с крепежным участком 4, основной продолговатый корпус 6, который продолжается от платформы 5 на противоположной стороне по отношению к крепежному участку 4, калибровочную пластину 7, закрывающую пластину 8 и охлаждающий контур 9 (показан более подробно на фиг.2).

Крепежный участок 4 может быть вставлен в соответствующее гнездо диска ротора (не показан в сопроводительных чертежах) в направлении, параллельном оси диска ротора, по существу ортогонально оси А лопатки 1. В частности, крепежный участок 4 имеет так называемую "елочную" форму, по существу, комплементарную по отношению к форме соответствующего гнезда диска ротора, но имеет меньшую радиальную высоту, чем радиальная высота гнезда с тем, чтобы после зацепления гнезда, крепежный участок 4 и гнездо диска ротора образовывали канал (не показан для простоты) для прохода охлаждающей текучей среды, предпочтительно воздуха, отведенного от компрессора (не показан) системы, содержащей турбину.

Крепежный участок 4 каждой лопатки 1 снабжен базовой поверхностью 11, которая приспособлена при работе располагаться напротив вышеописанного канала для прохода охлаждающей текучей среды.

Основной корпус 6 лопатки 1 содержит верхнюю секцию 13, обычно называемую "вершиной", противоположную крепежному участку 4, переднюю кромку 14, заднюю кромку 15 и центральный участок 16.

Со ссылкой на фиг.1 и 2, охлаждающий контур 9 содержит первую охлаждающую линию 19 для охлаждения задней кромки 15 основного корпуса 6 лопатки 1, вторую охлаждающую линию 20 для охлаждения центрального участка 16 основного корпуса 6 лопатки 1 и третью охлаждающую линию 21 для охлаждения передней кромки 14 основного корпуса 6 лопатки 1.

Первая охлаждающая линия 19 содержит первое входное отверстие 23, расположенное на базовой поверхности 11 крепежного участка 4 лопатки 1, первый охлаждающий канал 24, который по существу продолжается параллельно оси А по всей длине лопатки 1 вдоль задней кромки 15 основного корпуса 6, и множество выходных пазов 25, расположенных вдоль задней кромки 15 лопатки 1.

Регулировочная пластина 7 размещена около первого входного отверстия 23 с возможностью регулирования скорости потока циркулирования воздуха в первой охлаждающей линии 19.

Со ссылкой на фиг.1, регулировочная пластина 7 ограничена первым участком 26а и вторым участком 26b, каждый из которых имеет такую форму, чтобы первый участок 26а и второй участок 26b совместно образовывали отверстие 27, имеющее переменное сечение.

Соединение между первым участком 26а и вторым участком 26b является соединением геометрического типа и позволяет соединять первый участок 26а и второй участок 26b во множестве положений с возможностью образования отверстия 27, имеющего переменное сечение.

Фиг.3 изображает регулировочную пластину 7 в первом положении, в котором сечение отверстия 27 является минимальным и равным около 28% от сечения первого входного отверстия 23.

Фиг.4 изображает регулировочную пластину 7 во втором положении, в котором сечение отверстия 27 является максимальным и равным около 38% от сечения первого входного отверстия 23.

При работе регулировочная пластина 7 фиксируется к базовой поверхности 11 крепежного участка 4 лопатки 1 в заданном положении, соответствующем заданному проходному сечению отверстия 27.

Проходное сечение 27 вычисляется после того, как экспериментально была измерена скорость потока охлаждающего воздуха, втекающего в первой охлаждающей линии 19, без регулировочной (калибровочной) пластины 7.

Регулировочная пластина 7, по существу, корректирует расхождение между скоростью потока, экспериментально измеренной вдоль первой охлаждающей линии 19, и желательной скоростью потока, рассчитанной во время этапов проектирования.

По существу, регулировочная пластина 7, главным образом, используется для корректирования дефектов механической обработки, которые возникают во время этапа изготовления лопатки 1 с помощью микролитья и которые определяют изменение скорости потока охлаждающей текучей среды в первой охлаждающей линии 19.

При работе охлаждающая текучая среда входит через отверстие 27 регулировочной пластины 7 и через первое входное отверстие 23 в первом охлаждающем канале 24, и выходит через множество выходных пазов 25, расположенных вдоль задней кромки 15 лопатки 1.

Вариант (не показан) предусматривает регулировочную пластину 7, обеспечиваемую контрольными рисками, выполненными с возможностью индикации множества положений, которые могут быть заняты первым участком 26а и вторым участком 26b для образования отверстия 27.

Со ссылкой на фиг.2, вторая охлаждающая линия 20 содержит второе входное отверстие 30, расположенное на базовой поверхности 11 крепежного участка 4 лопатки 1, второй охлаждающий канал 31, размещенный в виде змеевика и, по существу, ограниченный тремя сегментами 32а, 32b, 32c, параллельными оси А, и множество выходных отверстий 33, расположенных вдоль центрального участка 16 основного корпуса 6 лопатки 1 (некоторые из выходных отверстий 33 видны на фиг.1).

При работе охлаждающая текучая среда входит через второе входное отверстие 30 во второй охлаждающий канал 31 и выходит через выходные отверстия 33, расположенные вдоль центрального участка 16 основного корпуса 6 лопатки 1.

Третья охлаждающая линия 21 содержит третье входное отверстие 35, расположенное на базовой поверхности 11 крепежного участка 4 лопатки 1, третий охлаждающий канал 36, по существу, параллельный оси А, и множество отверстий 37 для пленочного охлаждения, расположенных вдоль передней кромки 14 основного корпуса 6 лопатки 1.

При работе, охлаждающая текучая среда входит через третье входное отверстие 35 в третий охлаждающий канал 36 и выходит через отверстия 37 для пленочного охлаждения, расположенные вдоль передней кромки 14 основного корпуса 6 лопатки 1.

В неограничивающем примере, описанном и иллюстрированном в данном документе, первое входное отверстие 23, второе входное отверстие 30 и третье входное отверстие 35 представляют собой небольшие отверстия, ограниченные двумя прямолинейными, параллельными боковыми стенками и двумя по существу круглыми боковыми стенками, которые соединяют две прямолинейные стенки.

Базовая поверхность 11 крепежного участка 4, кроме того, снабжена отверстием 40 для обслуживания, которое закрыто с помощью закрывающей пластины 8 и не используется для охлаждения лопатки 1.

Отверстие 40 для обслуживания, по сути, выполнено с возможностью вмещения опорного элемента (не показан) лопатки 1 во время процесса изготовления лопатки, предпочтительно посредством микролитья.

Отверстие 40 для обслуживания, первое входное отверстие 23, второе входное отверстие 30 и третье входное отверстие 35 выровнены вдоль базовой поверхности 11 крепежного участка 4 лопатки 1.

Совершенно очевидно, что могут быть выполнены изменения и вариации в отношении лопатки турбины, описанной в данном документе, не выходя за рамки объема приложенной формулы изобретения.

1. Лопатка турбины, продолжающаяся вдоль продольной оси (А), содержащая:
крепежный участок 4, снабженный базовой поверхностью (11);
платформу (5), соединенную как одно целое с крепежным участком (4);
основной продолговатый корпус (6), который продолжается от платформы (5) на противоположной стороне по отношению к крепежному участку (4) и содержит заднюю кромку (15);
охлаждающий контур (9), который содержит первую охлаждающую линию (19) для охлаждения задней кромки (15) и снабжен первым входным отверстием (23), расположенным на базовой поверхности (11) крепежного участка (4) лопатки (1); и
регулировочную пластину (7), соединенную с базовой поверхностью (11) у первого входного отверстия (23);
отличающаяся тем, что регулировочная пластина (7) содержит первый участок (26а) и второй участок (26b), выполненные с возможностью соединения друг с другом и имеющие такую форму, чтобы образовывать вместе отверстие (27), имеющее переменное сечение.

2. Лопатка по п.1, в которой первый участок (26а) и второй участок (26b) регулировочной пластины (7) выполнены с возможностью геометрического соединения во множество положений для образования отверстия (27), имеющего переменное сечение.

3. Лопатка по п.2, в которой первый участок (26а) и второй участок (26b) выполнены с возможностью соединения таким образом, чтобы образовывать отверстие (27), имеющее минимальное сечение, равное около 28% от сечения первого входного отверстия (23), и максимальное сечение, равное около 38% от сечения первого входного отверстия (23).

4. Лопатка по п.1, в которой первая охлаждающая линия (19) содержит первый охлаждающий канал (24), который соединен с первым входным отверстием (23) и продолжается по существу параллельно оси (А) по всей длине лопатки (1) вдоль задней кромки (15) основного корпуса (6), и множество выходных пазов (25), расположенных вдоль задней кромки (15) лопатки (1).



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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

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 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.

Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением. Турбореактивный двигатель содержит каналы, сообщающиеся с впускным каналом и открывающиеся через неподвижную часть первого лабиринтного уплотнения между двумя ребрами этого уплотнения для обеспечения пропускания между этими ребрами потока воздуха, поступающего из впускного канала. Изобретение направлено на повышение экономичности охлаждения, уменьшение номинальной величины расхода воздушного потока охлаждения входного колеса компрессора высокого давления в турбореактивном двигателе. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к роторам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор высокотемпературной турбины включает диски первой и второй ступени, между которыми расположен промежуточный диск с радиальными выступами. Промежуточный диск фиксируется радиальными выступами в окружном направлении относительно осевых выступов, расположенных на полотне диска первой ступени. Осевые выступы на полотне диска первой ступени выполнены таким образом, что образуют в поперечном сечении U-образный выступ. Кольцевое ребро промежуточного диска, размещенное с внутренней стороны обода диска первой ступени, выполнено с пазами. Посредством пазов воздушные полости повышенного давления сообщаются с кольцевой воздушной полостью пониженного давления, ограниченной кольцевым ребром промежуточного диска, радиальными выступами промежуточного диска, U-образным выступом и полотном диска первой ступени. Отношение длины U-образного выступа в осевом направлении к глубине канавки U-образного выступа составляет 1,1 - 2. Изобретение позволяет повысить надежность и снизить вес ротора высокотемпературной турбины. 3 ил.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец. Фланец образует с ободом диска кольцевую воздушную полость, соединенную на выходе с газовой полостью, а на входе, через каналы в замковом соединении лопатки с диском, с внутренней полостью лабиринта. Лабиринт установлен на диске радиальным фланцем, соединенным с радиальным ребром упругим элементом. Внутренняя полость лабиринта соединена с каналами в замковом соединении через открытые к диску пазы в радиальном фланце лабиринта. Воздушная полость с передней стороны обода соединена с газовой полостью через фаски в замковом соединении лопатки с диском. Отношение осевой длины заднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к осевой длине переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра составляет 2…5. Отношение осевой длины переднего кольцевого ребра лабиринта относительно внутреннего радиального ребра к радиусу поверхности упругого элемента составляет 1,5…3. Изобретение позволяет повысить надежность ротора турбины низкого давления. 1 ил.

Осевая газовая турбина содержит ротор и статор. Статор представляет собой корпус, охватывающий ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячего газа, через который протекает горячий газ, полученный в камере сгорания. Ротор содержит вал с осевыми пазами, в частности, елочного типа для закрепления в них большого количества рабочих лопаток, которые размещены в виде последовательных рядов рабочих лопаток. Между соседними рядами рабочих лопаток установлены теплозащитные экраны ротора и в результате образуется внутренняя граница тракта течения горячего газа. Вал ротора выполнен с возможностью транспортирования основного потока охлаждающего воздуха в осевом направлении вдоль теплозащитных экранов ротора и нижних частей рабочих лопаток. Вал ротора снабжает рабочие лопатки охлаждающим воздухом, поступающим во внутреннюю полость рабочих лопаток. В осевой газовой турбине обеспечены герметичные каналы для охлаждающего воздуха, которые проходят в осевом направлении через вал ротора отдельно от основного потока охлаждающего воздуха и снабжают рабочие лопатки охлаждающим воздухом. Изобретение направлено на снижение уточек охлаждающего воздуха и повышение эффективности работы турбины. 12 з.п. ф-лы, 9 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.

Газовая турбина осевого типа содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитные экраны статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитные экраны ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Рабочие лопатки ступени турбины снабжены каждая на их концах венцом. Направляющие лопатки ступени турбины обеспечены каждая внешней платформой направляющей лопатки. Внешние платформы направляющих лопаток в ступени турбины и соседние теплозащитные экраны статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом на ее задней стенке. Выступ проходит вниз по потоку к передней кромке венцов рабочей лопатки и в соответствующую выемку, выполненную в прилегающем теплозащитном экране статора. Теплозащитные экраны статора в ступени турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость, находящуюся с задней стороны каждого теплозащитного экрана статора. Охлаждающий воздух выходит в тракт течения горячего газа через отверстия, имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана статора. Полость для введения охлаждающего воздуха через отверстие расположена с задней стороны внешней платформы каждой направляющей лопатки в ступени турбины. Струи охлаждающего воздуха направляются на венцы рабочих лопаток из полости с помощью отверстий, проходящих ниже по потоку через указанный выступ. Предусмотрены пазы, проходящие в направлении вниз по потоку через выступы для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, снижение массового расхода охлаждающего воздуха. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены относительно друг определенным образом соответственно. Ряды направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Ступень турбины обеспечена средствами для повторного использования охлаждающего воздуха, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильных частей направляющих лопаток ступени турбины, с целью охлаждения теплозащитных экранов статора указанной ступени турбины, находящихся ниже по потоку от указанных направляющих лопаток. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и снижение потребления охлаждающего воздуха. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх