Газовая турбина



Газовая турбина
Газовая турбина
Газовая турбина
Газовая турбина
Газовая турбина
Газовая турбина
Газовая турбина

Владельцы патента RU 2531839:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к области газовых турбин. В частности, настоящее изобретение относится к газовым турбинам согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.

Уровень техники

Обычно на практике используется какой-либо вид охлаждения лопаток газовых турбин, чтобы они могли выдерживать высокую температуру газов, проходящих через указанные турбины. Как правило, перо лопатки или лопасти снабжено охлаждающими каналами, по которым при работе турбины из компрессорного отсека газовой турбины подается охлаждающий воздух под давлением. Обычно охлаждающие каналы имеют сложную конфигурацию и выполнены в виде серпантина, чтобы при одном потоке охлаждающей текучей среды или охлаждающего воздуха, проходящего через перо лопатки, чередовались противоположные направления потока. Однако при данной конфигурации каналов, поскольку имеются изгибы, происходят потери давления и нарушается теплопередача. Кроме того, так как используется только один поток охлаждающей текучей среды, трудно обеспечить требуемое охлаждение различных участков пера лопатки.

Чтобы достигалась большая гибкость при охлаждении пера лопатки, было предложено (патент США 6874992) снабдить перо лопатки множеством охлаждающих каналов, содержащих несколько впускных каналов, по которым охлаждающий воздух проходит от корневой части лопатки к концевой ее части, и несколько обратных каналов, по которым охлаждающий воздух проходит от концевой части лопатки к корневой части лопатки, при этом, по меньшей мере, некоторые из указанных впускных каналов и обратных каналов соединены общей камерой, расположенной в концевой части лопатки.

Однако, поскольку указанные охлаждающие каналы сообщаются друг с другом посредством указанной общей камеры, расположенной в концевой части лопатки, достаточно трудно отрегулировать индивидуальные массовые расходы охлаждающей текучей среды, проходящей через разные охлаждающие каналы.

Далее со ссылкой на фиг.1-3 будет объясняться другая проблема, которая связана с подачей охлаждающей текучей среды через корневую часть лопатки или лопасти.

Согласно фиг.1 лопатка 10 газовой турбины содержит перо 14, имеющее входную кромку 17 и выходную кромку 16. Перо 14 продолжается вдоль продольной оси X указанной лопатки между корневой частью и концевой частью 15 лопатки. Указанное перо 14 лопатки в корневой части содержит хвостовик 12, предназначенный для установки лопатки в гнезде 31, выполненном в роторе 11 указанной газовой турбины. Указанное перо 14 лопатки содержит центральную полость 18, продолжающуюся вдоль продольной оси X лопатки и располагаемую между указанным хвостовиком 12 лопатки и указанной концевой частью 15. Подаваемый от ротора поток охлаждающей текучей среды поступает в центральную полость 18 лопатки через входное отверстие 20, выполненное в указанном хвостовике 12 лопатки, и выходит из указанной центральной полости 18 лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие (не показано на фиг.1, 2), выполненное в указанной концевой части 15 лопатки. К указанной лопатке 10 охлаждающий воздух подается по каналу 19 ротора, который проходит через ротор 11 и сообщается с указанным входным отверстием 20 указанной лопатки 10.

Как показано на фиг.1, направление канала 19 ротора соответствует ориентации лопатки, т.е. канал центрирован относительно продольной оси X лопатки. Поток охлаждающей текучей среды, поступающий через единственный проход, постепенно распределяется по всему каналу в поперечном сечении и выше входного отверстия 20 лопатки. Однако форма выходного отверстия цилиндрического канала 19 ротора отличается от продолговатого входного отверстия 20 лопатки, что приводит к нарушению плавного течения потока на границе раздела (см. фиг.3, на которой общая область отверстий заштрихована).

Недостатки указанной конструкции приведены ниже.

(а) Поток охлаждающей текучей среды, входящий в относительно небольшую общую область выходного отверстия канала 19 ротора и входного отверстия 20 лопатки, ускоряется. При этом около входного отверстия 20 лопатки происходит разделение потока, что приводит к локальным низким значениям коэффициента теплопередачи в лопатке. Как следствие, ниже по ходу лопатки могут наблюдаться высокотемпературные области. Кроме того, увеличиваются потери давления.

(б) В данной конструкции не предусматривается изменение ориентации канала 19 ротора. Если канал ротора ориентировать наклонно относительно лопатки (см. канал 19' ротора на фиг.2), область разделения потока будет расширяться, и охлаждение лопатки ухудшится. Это особенно критично, если область разделения потока в полости лопатки распространяется выше уровня полки 13 лопатки 10 (фиг.2).

(в) Поскольку в полости лопатки на достаточном расстоянии от входного отверстия 20 лопатки наблюдается неравномерность потока охлаждающей текучей среды, перегородки не могут быть размещены в полости лопатки ниже уровня полки 13. Поэтому указанная конфигурация не позволяет создать многоканальную конструкцию лопатки.

Описание изобретения

В связи с вышесказанным, задача изобретения состоит в том, чтобы предложить газовую турбину с охлаждаемой лопаткой, в которой предусмотрена гибкая конфигурация охлаждающих каналов и гибкие режимы их работы и, в частности, предусмотрена многоканальная конструкция лопатки.

Указанная задача решается конструктивными мерами согласно описательной части пункта 1 формулы изобретения, т.е. выходное отверстие канала ротора выполнено в форме диффузора, благодаря которому 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.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения на границе раздела указанного входного отверстия лопатки и указанного выходного отверстия канала ротора между нижней поверхностью указанного хвостовика лопатки и вмещающим хвостовик лопатки гнездом ротора предусмотрена полость высокого давления, причем благодаря конфигурации указанной полости высокого давления, сформированной на границе раздела, охлаждающая текучая среда из хвостовика лопатки стравливается под давлением к входной кромке пера либо к выходной кромке пера. Предпочтительно, указанный хвостовик в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость высокого давления на границе раздела сформирована зазором δ, причем отношение δ/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно, δ/h=0,03.

Согласно другому варианту осуществления изобретения указанная центральная полость лопатки разделена на несколько параллельных каналов для охлаждающей текучей среды, при этом каждый из указанных каналов для охлаждающей текучей среды сообщается с указанным входным отверстием лопатки и имеет отверстие в указанной концевой части лопатки, причем в указанной центральной полости лопатки предусмотрено несколько продолжающихся вдоль лопатки не обязательно параллельных перегородок, подразделяющих указанную центральную полость 18 лопатки на несколько указанных каналов для охлаждающей текучей среды, к тому же, для обеспечения оптимизированного охлаждения указанной лопатки отдельные каналы имеют индивидуальные области поперечного сечения и индивидуальные массовые расходы охлаждающей текучей среды. Предпочтительно, указанные индивидуальные области поперечного сечения и/или указанные индивидуальные массовые расходы охлаждающей текучей среды указанных каналов для охлаждающей текучей среды равны в пределах ±25%.

Согласно другому варианту осуществления изобретения указанный канал ротора наклонен относительно продольной оси указанной лопатки, причем угол β наклона указанного канала ротора относительно указанной продольной оси находится в диапазоне 0°<|β|<30° и, предпочтительно, β=13°.

Согласно следующему варианту осуществления изобретения указанное выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора с углом раскрытия α, образуемым углами α1 и α2. В зависимости от величины углов α1 и α2 диффузор может быть симметричным (например, α1=11° и α2=11°) или асимметричным. Соответственно, угловые апертуры, а именно каждый из углов, могут находиться в диапазоне 7°≤α1≤13° и 7°≤α2≤13°.

Согласно другому варианту осуществления изобретения указанный хвостовик в продольном направлении лопатки имеет высоту h, указанное входное отверстие лопатки имеет максимальную ширину w, и отношение h/w составляет 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно, h/w=2,5.

Краткое описание чертежей

Далее предмет изобретения будет объясняться более подробно на примере предпочтительных иллюстративных вариантов осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 - вид сбоку известной охлаждаемой роторной лопатки согласно первому варианту ее осуществления, при этом канал ротора ориентирован продольно.

Фиг.2 - вид сбоку известной охлаждаемой роторной лопатки согласно второму варианту ее осуществления, при этом канал ротора ориентирован наклонно.

Фиг.3 - несоответствие выходного отверстия канала ротора входному отверстию известной лопатки, варианты осуществления которой представлены на фиг.1 или 2.

Фиг.4 - вид сбоку охлаждаемой роторной лопатки согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения и наклонно ориентированного канала ротора, причем выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора.

Фиг.5 - вид сбоку концевой части лопатки согласно второму варианту осуществления изобретения, содержащей несколько отдельно регулируемых параллельных охлаждающих каналов.

Фиг.5а- области поперечного сечения каналов, показанных на фиг.5.

Фиг.6 - вид сбоку хвостовика лопатки (концевая часть которой представлена на фиг.5) с полостью высокого давления на границе раздела хвостовика лопатки и вмещающего хвостовик лопатки гнезда ротора; на вынесенном чертеже показан диффузор с углами α1 и α2.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

В соответствии с настоящим изобретением для решения вышеизложенных проблем/устранения недостатков было предложено несколько конструктивных мер (фиг.4-6).

(а) На границе раздела входного отверстия 20 лопатки 30 и выходного отверстия канала ротора предусмотрена полость 28 высокого давления (фиг.6), образованная зазором 5, который сформирован между гнездом 31 ротора и нижней поверхностью хвостовика 12 лопатки, входящего в елочные пазы гнезда ротора 11.

(б) Проведена доработка выходного отверстия 24 канала ротора, в результате чего выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора (коническую форму) и соответствует ширине w входного отверстия 20 лопатки.

(в) Предусмотрено стравливание части потока охлаждающей текучей среды через зазор, образующий полость (28) высокого давления, к входной кромке (17) пера лопатки либо к выходной кромке (16) пера лопатки.

За счет образования полости 28 высокого давления на границе раздела и благодаря конфигурации выходного отверстия 24 канала ротора обеспечивается замедление потока охлаждающей текучей среды и распределение потока по всей ширине w входного отверстия 20 лопатки. При стравливании потока охлаждающей текучей среды через зазор, образующий полость 28 высокого давления, обеспечивается устранение вышеописанных недостатков (в частности, если канал 23 ротора наклонен).

Преимущества, достигаемые изобретением

(а) Благодаря конфигурации выходного отверстия канала ротора поток хладагента, достигающий входного отверстия лопатки 10, способен равномерно распределяться по всему поперечному сечению входного отверстия 20 лопатки. Таким образом, хладагент лучше распределяется по всему поперечному сечению центральной полости лопатки 30 и уменьшается или исключается разделение потока (фиг.4). Если разделение потока все же происходит, то оно наблюдается только в нижней части полости лопатки, т.е. значительно ниже уровня полки 13, даже при очень коротком хвостовике лопатки.

(б) Уменьшаются потери входного давления.

(в) Поток хладагента, поступающего в лопатку 10, быстро выравнивается, независимо от направления подающего канала 23 ротора. Следовательно, согласно изобретению канал 23 ротора, по которому хладагент подается к лопатке 10, можно ориентировать наклонно, если этого требует конструкция ротора (фиг.4).

(г) Кроме того, поскольку поступающий в лопатку хладагент является достаточно равномерным уже ниже уровня полки 13, согласно изобретению имеется возможность ввести перегородки 25, 26 в полость лопатки и создать конструкцию многоканального охлаждения с независимыми каналами (лопатка 30 на фиг.5, 6). В частности, 3-канальная конструкция с двумя перегородками 25, 26 и тремя параллельными каналами 27а, 27b и 27c выбрана как лучший компромисс между эффективностью охлаждения и весом лопатки. Такая конструкция лопатки более эффективна, чем применяемая в настоящее время конструкция с одним каналом, так как обеспечивается лучшая регулировка локальных массовых расходов m1, m2 и m3 хладагента по всему сечению центральной полости 18. Регулировка потоков, проходящих через каждый из каналов 27а, 27b и 27c, производится посредством выходных отверстий в концевой части 15 лопаток (см. стрелки в концевой части лопаток на фиг.5), размеры которых могут быть независимыми и сугубо индивидуальными. Указанная конструкция обеспечивает эффективное охлаждение лопатки по всему сечению, что позволяет, если требуется, применять лопатки с бандажными полками.

(д) Все упомянутые выше преимущества достигаются при незначительном изменении/модернизации лопатки.

Охлаждение 3-канальной лопатки 30, представленной на фиг.5, 6, оптимизируется благодаря тому, что отдельные каналы 27а, 27b, 27c имеют индивидуальные области поперечного сечения A1, А2, A3 и индивидуальные массовые расходы m1, m2, m3 охлаждающей текучей среды. Предпочтительно, индивидуальные области поперечного сечения A1, А2, A3 и/или указанные индивидуальные массовые расходы m1, m2, m3 охлаждающей текучей среды указанных каналов 27а, 27b, 27c для охлаждающей текучей среды равны в пределах ±25%.

Кроме того, предпочтительно, чтобы канал 23 ротора был ориентирован наклонено относительно продольной оси X лопатки 10, 30 и угол β наклона канала 23 ротора относительно продольной оси X находился в диапазоне 0°≤|β|≤30°. Предпочтительно, β=13°.

Также предпочтительно, чтобы выходное отверстие 24 канала ротора имело форму диффузора (углы диффузора α1 и α2). В зависимости от величины углов α1 и α2 диффузор может быть симметричным (например, α1=11° и α2=11°) или асимметричным. Соответственно, угловые апертуры, а именно каждый из углов, могут находиться в диапазоне 7°≤α1≤13° и 7±≤α2≤13°.

Предпочтительно, хвостовик 12 в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость 28 высокого давления на границе раздела сформирована зазором 5, причем отношение 5/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно, δ/h=0,03. В результате создается поток mb охлаждающей текучей среды, стравливаемый под давлением, который является фиксированной частью подаваемого охлаждающего потока ms, при этом mb/ms=0,2±20%.

Наконец, хвостовик 12 в продольном направлении лопатки имеет высоту h, входное отверстие 20 лопатки имеет максимальную ширину w, и отношение h/w находится в диапазоне 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно, h/w=2,5.

Перечень ссылочных позиций

10, 30 Лопатка (газовой турбины)

11 Ротор

12 Хвостовик лопатки

13 Полка (уровень полки)

14 Перо лопатки

15 Концевая часть лопатки

16 Выходная кромка пера лопатки

17 Входная кромка пера лопатки

18 Центральная полость лопатки

19, 19', 23 Канал ротора

20 Входное отверстие лопатки

21 Корыто лопатки

22 Спинка лопатки

24 Выходное отверстие канала ротора, имеющее форму диффузора

25, 26 Перегородка

27а, 27b, 27c Каналы

28 Полость высокого давления

29 Направление потока хладагента, стравливаемого под давлением

31 Гнездо ротора

α Угол раскрытия диффузора, образуемый углами α1 и α2

α1, α2 Углы диффузора

β Угол наклона

δ Зазор, образующий полость высокого давления

h Высота хвостовика лопатки

w Максимальная ширина

X Продольная ось

A1, A2, A3 Области поперечного сечения каналов

m1, m2, m3 Массовые расходы охлаждающей текучей среды

mb Поток охлаждающей текучей среды, стравливаемый под давлением

ms Подаваемый поток охлаждающей текучей среды

1. Газовая турбина с ротором (11), в котором установлена лопатка (10, 30), содержащая перо (14) с входной кромкой (17) и выходной кромкой (16), расположенное вдоль продольной оси (X) указанной лопатки (30) от корневой части до концевой части (15) лопатки, при этом в корневой части указанного пера (14) выполнен хвостовик (12), установленный съемно в гнезде (31) указанного ротора (11), в указанном пере (14) выполнена центральная полость (18), расположенная вдоль продольной оси (X) от указанного хвостовика (12) лопатки до указанной концевой части (15) лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в указанную центральную полость (18) лопатки через входное отверстие (20) в указанном хвостовике (12) лопатки и выходит из указанной центральной полости (18) лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в указанной концевой части (15) лопатки; причем поток охлаждающей текучей среды подается по каналу (23) ротора, который проходит через ротор (11) и сообщается с указанным входным отверстием (20) указанной лопатки, при этом, по меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения указанного входного отверстия (20) лопатки больше области поперечного сечения указанного канала (23) ротора, отличающаяся тем, что
выходное (24) отверстие указанного канала (23) ротора имеет форму диффузора, и на границе раздела выходного отверстия канала (23) ротора и входного отверстия (20) лопатки область поперечного сечения выходного отверстия (24) канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия (20) лопатки, при этом
на границе раздела указанного входного отверстия (20) лопатки и указанного выходного отверстия (24) канала ротора расположена полость (28) повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика (12) лопатки и указанным гнездом (31) ротора, в котором расположен хвостовик лопатки, причем указанная полость (28) высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока (29) охлаждающей текучей среды наружу хвостовика (12) лопатки либо к входной кромке пера лопатки, либо к выходной кромке пера лопатки.

2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанная центральная полость (18) лопатки разделена на насколько параллельных каналов (27а, 27b, 27с) для охлаждающей текучей среды, причем каждый из указанных каналов (27а, 27b, 27с) сообщается с указанным входным отверстием (20) лопатки, а в указанной концевой части (15) лопатки выполнено несколько выходных отверстий.

3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что каждый из каналов (27а, 27b, 27с) охлаждающей текучей среды имеет, по меньшей мере, одно выходное отверстие в указанной концевой части (15) лопатки.

4. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что в указанной центральной полости (18) лопатки выполнено несколько продольно расположенных параллельных перегородок (25, 26), которые разделяют указанную центральную полость (18) лопатки на несколько указанных каналов (27а, 27b, 27с) для охлаждающей текучей среды.

5. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что для обеспечения оптимизированного охлаждения указанной лопатки отдельные каналы (27а, 27b, 27с) имеют индивидуальные области поперечного сечения (А1, А2, А3) и индивидуальные массовые расходы (m1, m2, m3) охлаждающей текучей среды.

6. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что область поперечного сечения потока (A1) является областью поперечного сечения канала и перпендикулярна направлению потока.

7. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный канал (23) ротора наклонен относительно указанной продольной оси (X) указанной лопатки (30).

8. Газовая турбина по п.7, отличающаяся тем, что угол β наклона указанного канала (23) ротора относительно указанной продольной оси (X) находится в диапазоне 0°<|β|≤30° и, предпочтительно, β=13°.

9. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанное выходное отверстие (24) канала ротора имеет форму диффузора с углами α1, α2, при этом диффузор является симметричным или асимметричным, и каждый из углов лежит в диапазоне 7°≤α1≤13° и 7°≤α2≤13°.

10. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный хвостовик (12) в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость (28) высокого давления на границе раздела образована зазором δ, причем отношение δ/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно, δ/h=0,03.

11. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный хвостовик (12) в продольном направлении лопатки имеет высоту h, указанное входное отверстие (20) лопатки имеет ширину w, и отношение h/w находится в диапазоне 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно, h/w=2,5.

12. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что указанные индивидуальные области поперечного сечения (A1, А2, А3) и/или указанные индивидуальные массовые расходы (m1, m2, m3) охлаждающей текучей среды указанных каналов (27а, 27b, 27с) для охлаждающей текучей среды отличаются в пределах ±25%.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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. .

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.

Изобретение касается конструктивного элемента газовой турбины, например лопатки турбины или диска ротора. Конструктивный элемент газовой турбины снабжен по меньшей мере одним оканчивающимся на неструктурированной поверхности каналом для направления охлаждающего средства. В поверхности рядом с устьем канала имеется по меньшей мере одно пазообразное углубление, которое отделено от устья перегородкой и которое эффективно уменьшает концентрацию напряжений, вызванную каналом, по сравнению с концентрацией напряжений при отсутствии пазообразного углубления. Перегородка имеет минимальную толщину стенки, а канал - диаметр устья. Отношение минимальной толщины стенки к диаметру лежит в пределах от 0,05 до 3, предпочтительно от 0,05 до 2. Изобретение направлено на увеличение срока службы соответствующего конструктивного элемента путем уменьшения концентрации напряжений, обусловленной тепловыми и механическими нагрузками. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Осевая газовая турбина 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 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 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 выполнены с внешними платформами на их концах. Ступень турбины содержит средства, направляющие охлаждающий воздух, который уже был использован для охлаждения профильной части направляющих лопаток ступени турбины, в первую полость, находящуюся между внешними платформами рабочих лопаток и расположенными напротив теплозащитными экранами статора, для защиты теплозащитных экранов статора от горячих газов и для охлаждения внешних платформ рабочих лопаток. Каждая из направляющих лопаток содержит внешнюю платформу. Средства для направления охлаждающего воздуха включают в себя вторую полость для поступления охлаждающего воздуха, который выходит из профильной части направляющей лопатки. Кроме того, средства направления охлаждающего воздуха включают в себя средства подачи поступившего охлаждающего воздуха в радиальном направлении в указанную первую полость. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и на снижение расхода охлаждающего воздуха. 6 з.п.ф-лы, 6 ил.

Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа, выполнена с рядами лопаток ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток ротора, а также с валом ротора, окруженным теплозащитными элементами и элементами основания лопаток ротора. В области первой радиальной плоскости вала ротора, внутри теплозащитных элементов и элементов основания расположены первые камеры с охлаждающим воздухом, которые сообщаются друг с другом и с источником охлаждающего воздуха. В области радиальной внешней второй радиальной плоскости вала ротора, внутри плит основания, между лопатками ротора и их элементами основания расположены дополнительные камеры с охлаждающим воздухом, которые могут продуваться в нагретого газа. Дополнительные камеры с охлаждающим воздухом могут продуваться исключительно с их торцов, расположенных по ходу спереди относительно направления потока нагретого воздуха. Изобретение направлено на оптимизацию потока охлаждающего воздуха и на повышение эффективности путем устранения неконтролируемого поступления охлаждающего воздуха в поток нагретого газа. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-10-27 2014-10-26T17:23:23
Наверх