Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента



Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента

 


Владельцы патента RU 2543914:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

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.

 

Предметом данного изобретения являются аэродинамические профили турбинных лопаток, т.е. вращающихся рабочих лопаток или лопаток направляющих аппаратов, в частности мощных промышленных газотурбинных установок, и способы их охлаждения, а также турбины, в которых применяются такие аэродинамические профили.

Для мощных промышленных газотурбинных установок важно обеспечить, чтобы температура их компонентов, подверженных воздействию потока горячих газов, в частности элементов, расположенных за камерой сгорания, не превышала уровень температуры, которая может их повредить. Таким образом, вращающиеся или стационарные аэродинамические профили газовой турбины, выполненные или по меньшей мере в основе своей базирующиеся на металлических сплавах, необходимо охлаждать изнутри. Для этого данные профили включают в себя выполненные в них каналы охлаждения, по которым подается охлаждающий воздух, как правило, отбираемый на выходе из компрессора. С одной стороны, охлаждение осуществляется за счет циркуляции данного охлаждающего воздуха по вышеупомянутым внутренним каналам, с другой стороны, по каналам внутри стенок аэродинамического профиля; при этом хладагент выдувается в виде пленки, обеспечивая пленочное охлаждение на выходе из охлаждающего отверстия вниз по течению.

В частности, необходимо поддерживать низкую температуру металла задней кромки аэродинамического профиля. Именно это и является основной целью настоящего изобретения, предлагающего усовершенствования в данной области.

Целью настоящего изобретения, таким образом, является создание усовершенствованной схемы охлаждения вращающихся или стационарных аэродинамических профилей лопаток мощных промышленных газотурбинных установок. В особенности, настоящее изобретение предлагает усовершенствованную схему пленочного охлаждения области задней кромки таких аэродинамических профилей. Эти и другие цели настоящего изобретения достигаются путем создания рабочей лопатки или направляющего аппарата газовой турбины в соответствии с формулой настоящего изобретения.

В частности, предлагаемая рабочая лопатка или направляющий аппарат газовой турбины содержит по меньшей мере один внутренний радиальный канал, а как правило, несколько таких каналов, отделенных друг от друга радиальными разделительными перегородками, предназначенных для циркуляции охлаждающего агента. Данные каналы для охлаждающего агента ограничены со стороны повышенного давления аэродинамического профиля стенкой поверхности высокого давления, и со стороны пониженного давления стенкой поверхности низкого давления, соединяющимися со стороны впуска в радиально ориентированной передней кромке лопатки/направляющего аппарата, и со стороны выпуска - в задней кромке лопатки/направляющего аппарата; при этом турбинная лопатка или направляющий аппарат, как правило, содержит по меньшей мере одно выходное отверстие (так называемое отверстие пленочного охлаждения) по меньшей мере в одной из следующих позиций: в стенке на стороне повышенного давления, в стенке на стороне пониженного давления или в передней кромке лопатки для выпуска охлаждающего агента из внутреннего канала в среду, окружающую рабочую лопатку или направляющий аппарат, т.е. в поток горячего газа, обтекающий вышеназванные элементы.

Согласно настоящему изобретению данная конструкция отличается тем, что вдоль задней кромки профиля расположено, по меньшей мере, одно выходное отверстие, выходящее на поверхность высокого давления задней кромки.

В соответствии с первым предпочтительным вариантом осуществления турбинной рабочей лопатки или направляющего аппарата охлаждающий воздух из выходного отверстия в точке выхода на задней кромке поступает в обтекающий профиль поток под углом α относительно направления стенки поверхности высокого давления, составляющим предпочтительно от 5° до 45°, а еще лучше от 5° до 30°. Другими словами, охлаждающий воздух выходит не параллельно направлению потока горячего газа, а немного направленным внутрь данного потока в точке выхода из вышеупомянутого отверстия.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления данного изобретения задняя кромка выпускного отверстия на поверхности профиля расположена рядом с задней кромкой самого аэродинамического профиля. Это означает, что кромка выпускного отверстия находится на расстоянии не более 50 мм, предпочтительно не более 30 мм, а лучше всего не более 10 мм вверх по течению от задней кромки профиля на поверхности высокого давления. Однако указанная кромка выпускного отверстия всегда расположена вдоль линии задней кромки и в то же время никогда не касается данной линии.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления изобретения вдоль задней кромки профиля в радиальном направлении расположены по меньшей мере два, а предпочтительно четыре выходных отверстия, охлаждающий воздух в которые поступает по отдельным каналам, которые соединяются с радиальным внутренним каналом профиля. Как правило, указанные выше отверстия равномерно распределены вдоль задней кромки профиля и расположены друг от друга на расстоянии, называемом шагом ряда отверстий. Величина шага, определяемого как отношение расстояния Р между центрами расположенных рядом отверстий к диаметру d данных отверстий вдоль задней кромки, как правило, находится в диапазоне P/d=2-8 для типичных рабочих лопаток турбин мощных промышленных газотурбинных установок.

Предпочтительно согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения по меньшей мере один из каналов выходных отверстий и/или выходные отверстия на задней кромке профиля расположены с наклоном, под углом относительно оси газовой турбины. Данный угол β может быть положительным или отрицательным, а его величина предпочтительно находится в диапазоне от 0° до 50°, еще лучше - в диапазоне от 10° до 40°. Предпочтительно все каналы и/или выходные отверстия задней кромки расположены с наклоном под одним и тем же углом, предпочтительно положительным углом β, то есть согласно определению от центра в радиальном направлении и вниз по течению.

Предпочтительно выходное отверстие на задней кромке включает в себя канал, соединяющий внутренний радиальный канал с потоком, обтекающим лопатку или направляющий аппарат, т.е. канал, в сущности, проходящий сквозь стенку профиля; данный канал со стороны, соединяющейся с радиальным каналом, имеет круглое поперечное сечение, а со стороны, расположенной ближе к поверхности рабочей лопатки или направляющего аппарата, расширяющееся сечение, конически расширяющееся в направлении к поверхности лопатки или направляющего аппарата; при этом отношение длины цилиндрической части к общей длине канала (т.е. сумме величин длины цилиндрической и конической частей канала) составляет от 0,2 до 0,7, предпочтительно от 0,2 до 0,5.

Вышеупомянутое расширение канала может быть круговым коническим, т.е. диаметр круглого поперечного сечения канала может просто постепенно увеличиваться в направлении к выходному отверстию на поверхности профиля. С другой стороны (и это является предпочтительным вариантом), коническая расширяющаяся часть канала может быть выполнена таким образом, что в направлении, перпендикулярном плоскости поверхности высокого давления, диаметр канала остается постоянным, а в направлении, параллельном плоскости поверхности высокого давления, диаметр канала увеличивается. В результате при этом поперечное сечение постепенно приобретает все более и более овальную форму (форму, аналогичную форме скаковой дорожки ипподрома) с увеличением отношения величины длинной оси к короткой оси по мере приближения к выходному отверстию на поверхности профиля. Такое веерообразное расширение канала обеспечивает более эффективное распределение охлаждающего воздуха по поверхности профиля.

Еще один предпочтительный вариант осуществления изобретения заключается в том, что выходное отверстие на задней кромке включает в себя канал, соединяющий внутренний радиальный канал с потоком, обтекающим рабочую лопатку или направляющий аппарат, причем отношение длины L канала к диаметру d данного канала составляет предпочтительно L/d=5-50, а еще лучше L/d=20-40.

Такая рабочая лопатка, как правило, содержит по меньшей мере один радиальный канал охлаждения передней кромки, расположенный рядом с передней кромкой, по меньшей мере, один промежуточный канал охлаждения, а также по меньшей мере один канал охлаждения задней кромки, расположенный рядом с задней кромкой; при этом охлаждающий агент в выходные отверстия задней кромки поступает из радиального канала охлаждения задней кромки, проходя перед этим зигзагообразно по остальным радиальным каналам рабочей лопатки.

Предпочтительно и согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения на задней кромке профиля поверхность высокого давления рабочей лопатки или направляющего аппарата включает в себя уступ в направлении к поверхности низкого давления. Данный уступ может представлять собой литой паз. В таком случае по меньшей мере одно выходное отверстие на задней кромке может по меньшей мере частично открываться в обтекающий поток в области данного уступа, в результате чего по меньшей мере часть его, а предпочтительно все отверстие на задней кромке расположено на поверхности радиально ориентированной передней кромки уступа. Данная поверхность передней кромки уступа, в частности, предпочтительно выполнена под углом 60-120°, еще лучше под углом 75-105° относительно радиально ориентированной нижней поверхности уступа, причем наиболее желательно, чтобы поверхность передней кромки уступа была расположена перпендикулярно направлению потока газа на поверхности высокого давления, а нижняя поверхность уступа была расположена параллельно потоку горячего газа на стороне высокого давления профиля.

Охлаждающий агент в выходное отверстие на задней кромке поступает по каналу, который полностью открывается на радиально ориентированной поверхности передней кромки вышеупомянутого уступа и находится на расстоянии от нижней поверхности данного уступа в соответствии с отношением длины Т уступа в направлении потока горячего газа к диаметру d канала, а также в соответствии с отношением глубины t уступа к диаметру d канала; при этом отношение T/d составляет около 8-12, предпочтительно 9-11, или приблизительно 10, а отношение t/d составляет приблизительно 1,0-1,8, предпочтительно 1,3-1,7, или приблизительно 1,5.

Поперечное сечение канала, в частности, в точке выхода, расположенное на вышеупомянутом уступе или просто на поверхности высокого давления, может иметь круглую, овальную, эллиптическую форму или форму беговой дорожки ипподрома; длинная ось отверстия при этом должна располагаться в радиальном направлении.

В качестве альтернативного варианта охлаждающий агент к выходному отверстию на задней кромке может подводиться по каналу, лишь частично открывающемуся в радиально расположенной поверхности передней кромки уступа; данный канал проходит, по крайне мере частично, а предпочтительно по всей длине нижней поверхности уступа, образуя, таким образом, отверстие со срезом.

Как правило, такая рабочая лопатка или направляющий аппарат, по меньшей мере, частично выполненный из металлического сплава или керамики, с покрытием или без покрытия, представляет собой вращающийся или стационарный турбинный профиль.

Кроме того, предметом настоящего изобретения является турбина, предпочтительно, газовая турбина с описанными выше турбинными лопатками.

Дополнительные варианты осуществления настоящего изобретения определяются зависимыми пунктами формулы изобретения.

Предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения описываются ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, приводимыми в целях иллюстрации, но не ограничивающими количество возможных вариантов. Указанные выше чертежи содержат:

Фиг.1 схематический вид в разрезе перпендикулярно радиальной оси вращающейся турбинной лопатки промышленной газотурбинной установки с охлаждающими каналами, включая схематическое обозначение потока охлаждающего воздуха в радиальном направлении;
Фиг.2 вид вращающейся турбинной лопатки промышленной газотурбинной установки со стороны поверхности высокого давления, в частности верхней кромки и задней кромки лопатки;
Фиг.3 конструктивные элементы выходных отверстий задней кромки, в частности: a) разрез перпендикулярно радиальному направлению лопатки; b) разрез в радиальной плоскости по главной оси выходного отверстия на задней кромке; c) вид выпускного отверстия на поверхности задней кромки и d)
схематическое изображение выходного отверстия на задней кромке с расширяющейся конечной частью канала;
Фиг.4 различные виды и представления вращающихся рабочих лопаток с уступом на задней кромке, с выходными отверстиями, полностью открывающимися на передней кромке уступа, где: а) схематический разрез по плоскости, перпендикулярной радиальному направлению, в районе задней кромки профиля; b) вид на переднюю кромку уступа с цилиндрическими выходными отверстиями; c) вид на переднюю кромку уступа с выходными отверстиями в форме беговой дорожки ипподрома и d) более подробное изображение вида c);
Фиг.5 различные виды и представления вращающихся рабочих лопаток с уступом на задней кромке, с выходными отверстиями, частично открывающимися на передней кромке уступа и образующими отверстия со срезом, где: a) схематический разрез по плоскости, перпендикулярной радиальному направлению, в районе задней кромки профиля; b) вид на уступ в перспективе.

Как указывалось выше, настоящее изобретение предлагает конструкцию отверстий пленочного охлаждения, выполненных на поверхности высокого давления вблизи задней кромки, которые могут значительно понизить температуру металла профиля, увеличивая, таким образом, срок службы данного компонента. Ниже представлены и рассматриваются несколько различных концепций реализации данной общей схемы.

На Фиг.1 показана лопатка 5 газовой турбины, включающая в себя ряд каналов для прохождения воздуха, в частности охлаждающий канал 1 передней кромки, расположенный ближе всего к передней кромке 6 лопатки, два промежуточных охлаждающих канала 2, 3, расположенных в средней части рабочей лопатки, и канал охлаждения 4 задней кромки, расположенный ближе к задней кромке лопатки 5. Таким образом, рабочая лопатка 5 имеет полую конструкцию с двумя стенками, одна из которых расположена на стороне 8 высокого давления, а другая - на стороне 9 низкого давления, ориентированными радиально и соединенными с помощью закругленной части, образующей переднюю кромку 6 лопатки, и заостренной части в задней по течению части, образующей заднюю кромку 7 лопатки.

Данная полая конструкция внутри разделена разделительными стенками 10, расположенными радиально и проходящими от замка лопатки до законцовки лопатки и служащими для отделения вышеупомянутых отдельных каналов охлаждения друг от друга. Как правило, разделительные стенки 10 проходят между двумя стенками на поверхности 8 высокого давления и на поверхности 9 низкого давления соответственно, и как показано на Фиг.1, могут быть расположены практически параллельно друг другу и практически перпендикулярно поверхности 8 высокого давления в центральной части лопатки; кроме того, они могут быть расположены под различными углами друг к другу. Кроме того, также могут быть предусмотрены проходы между отдельными каналами для перехода охлаждающего агента из одного охлаждающего канала в другой.

Как схематично показано на Фиг.1, охлаждающий агент, как правило, протекает по данным охлаждающим каналам 1-4, поступая из замка лопатки в канал охлаждения 1 передней кромки, а затем радиально вверх по стрелке 13 по направлению к верхней кромке лопатки, выходя затем через отверстия 11 пленочного охлаждения, расположенные вблизи передней кромки 6 лопатки или на стороне 12 низкого давления, или также через отверстия пленочного охлаждения, расположенные на верхней кромке лопатки.

Второй поток охлаждающего воздуха поступает из замка лопатки в канал 2, находящийся ближе к передней кромке лопатки из двух средних каналов охлаждения, и также проходит вверх в радиальном направлении по каналу 2, как схематично показано стрелкой 14. В данном случае, поскольку в данном канале не имеется отверстий пленочного охлаждения, в верхней части лопатки 5 предусмотрен проход из промежуточного канала охлаждения 2 в промежуточный канал охлаждения 3; таким образом, в разделительной стенке 10 между данными каналами охлаждения 2, 3 предусмотрено одно или несколько отверстий, по которым охлаждающий воздух проходит, как схематично показано, по стрелке 16 в промежуточный канал охлаждения 3, находящийся ближе к задней кромке лопатки, а затем протекает в радиальном направлении к центральной оси турбины, как схематично показано стрелкой 15. В замке лопатки 5 данный поток охлаждающего воздуха снова меняет свое направление, поступая в одно или несколько отверстий в разделительной стенке 10 между каналами 3 и 4, а затем попадает в канал охлаждения рядом с задней кромкой в замковой части лопатки. Затем данный поток охлаждающего воздуха проходит вверх в радиальном направлении к верхней кромке лопатки, охлаждая при этом стенки, отделяющие канал охлаждения 4 рядом с задней кромкой от внутренней стороны, как схематично показано стрелками 17 и 18.

Соответственно охлаждающий агент протекает по извилистой или зигзагообразной траектории, соответствующей траектории по стрелкам 14-18, по каналам 2-4.

Согласно настоящему изобретению, поток охлаждающего воздуха, проходящий по каналу охлаждения 4 задней кромки по стрелке 18, по меньшей мере частично выходит в области задней кромки 7 через одно или несколько выходных отверстий 22 задней кромке, а также через одно или несколько отверстий 21 выхода охлаждающего агента на задней кромке.

В соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения, представленным на Фиг.1, данное отверстие 21 выхода охлаждающего агента на задней кромке 21 включает в себя канал 44, соединенный посредством канала 4 с потоком, обтекающим лопатку 5. Данный канал 44 расположен таким образом, что его выходное отверстие 22 находится на стенке поверхности высокого давления на небольшом расстоянии вверх по течению от задней кромки 7. Канал 44, таким образом, расположен под углом α относительно плоскости стенки поверхности высокого давления на задней кромке, схематично показанной линией 19 на Фиг.1. Другими словами, направление выхода 20 потока охлаждающего воздуха через отверстие 21 выхода охлаждающего агента на задней кромке в данной точке не параллельно поверхности стенки высокого давления, а расположено под углом а к ней. Таким образом, поток 20 охлаждающего воздуха выводится в поток горячего газа, обтекающий поверхность высокого давления, не параллельно данному потоку горячего газа, а под плоским углом, что приводит к образованию пленки охлаждения.

Данный вывод потока охлаждающего воздуха на поверхность высокого давления позволяет профилю работать при более высокой температуре горячего газа на входе при сохранении такого же (или более низкого) расхода охлаждающего воздуха относительно текущей рабочей температуры горячего газа.

Суммируя вышесказанное, можно сказать, что охлаждающий воздух, отбираемый на выходе или на одной из последних ступеней компрессора и подаваемый в замковую часть лопатки турбины, проходит по каналу охлаждения 1 и выходит через отверстия 11 выпуска охлаждающего воздуха на передней кромке и на поверхности 12 низкого давления, а второй поток 14 охлаждающего воздуха проходит по зигзагообразной траектории по каналам 2-4, а затем выходит через отверстия на верхней кромке лопатки (не показаны), а также согласно настоящему изобретению через отверстия, расположенные вдоль задней кромки.

На Фиг.2 представлен вид сбоку на поверхность высокого давления 8 описанной выше турбинной лопатки для конкретного варианта осуществления данного изобретения. Здесь показана область задней кромки вблизи верхней части 23 лопатки; пунктирными линиями схематично показан канал охлаждения 4 задней кромки, а стрелка 18 показывает направление потока охлаждающего воздуха в данном канале наружу от оси турбины. Как показано на данном чертеже, сравнительно длинные каналы обеспечивают поступление потока охлаждающего воздуха из указанного выше канала охлаждения 4 сквозь часть стенки рядом с задней кромкой лопатки к выходным отверстиям 22 задней кромки, расположенным на равном расстоянии друг от друга вдоль задней кромки 7. Воздух к отдельным выходным отверстиям 22 поступает по сравнительно узким каналам, соединяющим канал 4 с вышеупомянутыми выходными отверстиями 22 задней кромки. Длина L данных каналов 44 является большой по сравнению с их диаметром d, и, как правило, отношение длины L канала к его диаметру d, обозначаемое как L/d, составляет от 5 до 50, обычно около 30.

Кроме того, данные отверстия расположены на расстоянии Р (шаг отверстий) в радиальном направлении друг от друга. Далее, указанные выше каналы, а также выходные отверстия 22 ориентированы не параллельно продольной оси турбины, а с наклоном наружу, как показано на Фиг.2, с положительным углом Р относительно продольной оси 25, составляющим обычно от 20° до 40°, предпочтительно около 30°. Охлаждающий воздух 20, выходящий на небольшом расстоянии от задней кромки 7 на поверхность 8 высокого давления лопатки, таким образом, направлен радиально вверх.

Кроме того, фактические выходные отверстия 22 выполнены особым образом, расширяющимися, как будет показано ниже с помощью Фиг.3. Как видно на Фиг.3, канал 44, ведущий к отверстию 21 выхода охлаждающего агента на задней кромке, в данном варианте осуществления изобретения включает в себя круглый цилиндрический участок 28 вышеупомянутого диаметра d, после которого следует радиально расширяющийся участок 27 с постепенно увеличивающимся диаметром. Основная ось данного канала, таким образом, как показано на Фиг.3a, и как было указано выше, наклонена под углом α относительно плоскости 19 поверхности высокого давления лопатки.

Данный канал может быть выполнен расширяющимся, как это показано на Фиг.3a и 3b, в радиальном направлении турбины, так что расширение канала видно только на Фиг.3b, а на участке 27 на Фиг.3a данное расширение канала увидеть невозможно. Однако указанный канал может быть выполнен расширяющимся в обоих вышеупомянутых направлениях, т.е. в виде конуса. Расширение канала, показанного на Фиг.3, происходит лишь в плоскости лопатки и приводит к получению конструкции, показанной на Фиг.3d, т.е. к получению веерообразного расширения конечного выходного отверстия 22 и к более эффективному распределению данного отверстия по поверхности высокого давления лопатки. Таким образом, желательно сохранять определенное отношение общей длины канала 44 к длине его цилиндрической части 28; данное отношение, обозначаемое как Lt-Lc, составляет от 0,2 до 0,7, предпочтительно около 0,5.

Еще один возможный вариант осуществления настоящего изобретения представлен на Фиг.4. Здесь охлаждающий воздушный поток на задней кромке организуется с помощью уступа 34 на поверхности высокого давления вблизи задней кромки 7. В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, как показано на Фиг.4, данный уступ 34 включает поверхность 45 передней кромки, определяющей вырез уступа 34 и расположенной практически перпендикулярно направлению 38 потока горячего газа на стороне 8 высокого давления, а также проходящей в радиальном направлении либо по всей по длине лопатки, либо по ее части. Глубина данного уступа, перпендикулярная направлению 38 потока горячего газа на поверхности 8 высокого давления, обозначается как t; длина данного уступа, практически параллельная направлению 38 потока горячего газа на поверхности 8 высокого давления, обозначается как T.

С другой стороны, практически перпендикулярно вышеупомянутой поверхности 45 расположена нижняя поверхность 35 уступа, практически параллельная хорде турбинной лопатки и в данном случае равная практически половине ширины лопатки в районе задней кромки 7.

В соответствии с данным вариантом осуществления настоящего изобретения канал 44 отверстия 21 выхода охлаждающего агента заканчивается на вышеупомянутой поверхности 45 передней кромки уступа, попадая, таким образом, на уступ 34. Как показано на Фиг.4b, если каналы 44 имеют цилиндрическое поперечное сечение, они располагаются в виде ряда цилиндрических отверстий, равномерно распределенных в радиальном направлении на передней кромке уступа, на расстоянии S1 (позиция 39) от поверхности 8 высокого давления и на расстоянии S2 от нижней поверхности 35 уступа (позиция 40), значения которых определяются отношениями Sl/d и S2/d, где d - диаметр отверстия; при этом отношение Sl/d=1,0-1,8, предпочтительно 1,5, a S2/d=0,1 - 0,3, предпочтительно 0,15.

Альтернативный вариант осуществления, также представленный на Фиг.4, предусматривает выполнение вышеупомянутых отверстий, как имеющих форму скаковой дорожки ипподрома; при этом длинная ось данных отверстий расположена в радиальном направлении. Как правило, высота h уступа 34 зависит от ширины отверстий, а диапазон значений высоты определяется формулой h=2w-3w. Фактически, более подробно типичные размеры вышеупомянутых отверстий, имеющих форму скаковой дорожки ипподрома, представлены на Фиг.4d, где ширина w, как правило, равна диаметру d, диапазон значений размера 1 определяется формулой 1=0.5w-1.5w, диапазон значений размера Р определяется формулой Р=2w-5w, предпочтительно Р=3.5w.

Еще один возможный вариант осуществления настоящего изобретения с уступом 34 на задней кромке иллюстрируется с помощью Фиг.5. В данном случае выходные отверстия каналов 44 расположены не полностью на поверхности 45 уступа 34; лишь часть (приблизительно, половина) поперечного сечения данных отверстий находится на поверхности 45. Иначе говоря, вторые половины поперечного сечения вышеупомянутых выходных отверстий образуют ряд каналов в нижней поверхности 35 уступа 34, образуя так называемые вырезанные отверстия 43, заканчивающиеся на задней кромке 7. Данные вырезы 43 обычно имеют такую глубину, что расстояние r от их нижней части до поверхности низкого давления лопатки составляет не менее чем r=0.5 d-0.8 d.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ

1 канал охлаждения передней кромки
2 промежуточный канал охлаждения ближе к передней кромке
3 промежуточный канал охлаждения ближе к задней кромке
4 канал охлаждения задней кромки
5 рабочая лопатка турбины
6 передняя кромка
7 задняя кромка
8 поверхность высокого давления
9 поверхность низкого давления
10 разделительные стенки между каналами охлаждения
11 выход охлаждающего воздуха на передней кромке лопатки
12 выход охлаждающего воздуха на поверхности
низкого давления лопатки
13 поток воздуха из замка лопатки к верхней кромке лопатки
14 поток воздуха из замка лопатки к верхней кромке
лопатки в канале 2
15 поток воздуха от верхней кромки лопатки к замку
лопатки в канале 3
16 поток охлаждающего воздуха в верхней части лопатки
из канала 2 в канал 3
17 поток охлаждающего воздуха в замковой части лопатки
из канала 3 в канал 4
18 поток воздуха из замка лопатки к верхней кромке
лопатки по каналу 4
19 плоскость поверхности стенки высокого давления в
районе задней кромки
20 направление выхода охлаждающего воздуха из
выходного отверстия на задней кромке лопатки
21 отверстие выхода охлаждающего агента на задней кромке
22 форма выходного отверстия 21 на плоскости 19 на
задней кромке
23 верхняя кромка лопатки 5
24 радиальное направление
25 осевое направление
26 ось выходного канала 21
27 радиально расширяющаяся часть выходного канала 21
28 часть круглого поперечного сечения выходного канала 21
29 передняя кромка выходного отверстия 22
30 задняя кромка выходного отверстия 22
31 часть отверстия 27 в пределах материала лопатки
32 поверхность низкого давления лопатки
33 поверхность высокого давления лопатки
34 уступ в стенке на стороне высокого давления на
задней кромке лопатки
35 нижняя поверхность уступа 34
36 выходное отверстие, имеющее форму скаковой
дорожки ипподрома
37 поток охлаждающего воздуха, выходящего из канала 21
38 поток горячего газа, обтекающий поверхность
высокого давления лопатки
39 остаточная толщина S1 поверхности высокого давления
33 лопатки
40 расстояние S2 на поверхности низкого давления
41 поток газа на поверхности низкого давления
42 отлитый уступ
43 вырезанное отверстие
44 канал к выходному отверстию 22
45 передняя кромка уступа 34
α угол между плоскостью 19 поверхности стенки
высокого давления и направлением 20
выхода охлаждающего воздуха из выходного отверстия
на задней кромке лопатки
β угол между осевым направлением 25 турбины
и направлением 26 осью выходного канала 21
B ширина задней кромки выходного отверстия 21
в радиальном направлении
Р шаг расположения отверстий
L длина трубчатой части канала 21
Lt общая длина канала 21
Lc длина цилиндрической части круглого
поперечного сечения выходного канала 21
B расстояние в радиальном направлении между
отверстиями 36
w ширина отверстий 36 в направлении по окружности
l длина отверстий 36 в радиальном направлении
h высота уступа 34
t глубина уступа 34
T длина уступа 34
d диаметр отверстий 21
r остаточная толщина стенки низкого давления 32
d диаметр отверстия

1. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины с по меньшей мере одним внутренним радиальным каналом (1-4) для циркуляции охлаждающего агента (13-18), ограниченным стенкой высокого давления на поверхности (8) высокого давления и стенкой низкого давления на поверхности (9) низкого давления, соединяющимися в радиально ориентированной передней кромке (6) вверху по течению и в задней кромке (7) внизу по течению, содержащая по меньшей мере одно выходное отверстие (11,12, 22), расположенное 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 (13-18) из внутреннего радиального канала (1-4) в окружающую среду, при этом вдоль задней кромки (7) расположено по меньшей мере одно выходное отверстие (22), выходящее на поверхность (8) высокого давления задней кромки (7), отличающаяся тем, что на поверхности высокого давления рабочей лопатки/направляющего аппарата задняя кромка (7) содержит уступ (34) в сторону поверхности (9) низкого давления, причем по меньшей мере одно выходное отверстие (22) на задней кромке по меньшей мере частично сообщается с окружающей средой в районе данного уступа (34), при этом выходное отверстие (22) на задней кромке выполнено так, что охлаждающий агент подводится к нему по каналу (44), лишь частично открывающемуся в радиально расположенной поверхности передней кромки (45) уступа (34), при этом канал (44) проходит по крайне мере частично по длине нижней поверхности (35) уступа (34) с образованием отверстия (43) со срезом.

2. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке в точке выхода на задней кромке, выводящее охлаждающий воздух (20) в окружающую среду, расположено под углом (α) к направлению (19) поверхности стенки высокого давления, составляющим от 5° до 45°, предпочтительно от 5° до 30°.

3. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что расстояние от задней кромки выходного отверстия (22) до задней кромки (7) лопатки составляет не более 50 мм, предпочтительно не более 30 мм, еще более предпочтительно не более 10 мм вдоль поверхности (19) высокого давления.

4. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что вдоль задней кромки профиля лопатки и в радиальном направлении расположены по меньшей мере два, а предпочтительно четыре выходных отверстия (22), в которые охлаждающий агент поступает по отдельным каналам (44), соединяющим выходные отверстия (22) на задней кромке с внутренними радиальными каналами (1-4).

5. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 4, отличающаяся тем, что по меньшей мере один из каналов (44) и/или выходных отверстий (22) задней кромки наклонены относительно осевого направления (25) турбины на положительный или отрицательный угол (β), лежащий в диапазоне 0-50°, предпочтительно 10-40°, при этом все каналы (44) и/или выходные отверстия (22) задней кромки наклонены на тот же угол, предпочтительно положительный (β), определяемый как наклон радиально от центра вниз по течению.

6. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке включает в себя канал (44), соединяющий внутренний радиальный канал (1-4) с окружающей средой, содержит круглую цилиндрическую часть (28) со стороны, соединяющейся с внутренним радиальным каналом (1-4), и расширяющуюся часть (27) со стороны, выходящей на поверхность лопатки, конически расширяющуюся по мере приближения к поверхности лопатки, при этом отношение длины (Lc) круглой цилиндрической части (28) к общей длине круглой цилиндрической части (28) и конически расширяющейся части (27) лежит в диапазоне 0,2-0,7, предпочтительно 0,2-0,5, а расширение канала (44) в расширяющейся части (27) предпочтительно происходит в радиальном направлении, в то время как диаметр канала в направлении вдоль окружности является постоянным.

7. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке включает в себя канал (44), соединяющий внутренний радиальный канал (1-4) со окружающей средой, при этом величина отношения длины (L) канала (44) к его диаметру находится в диапазоне 5-50, предпочтительно 20-40.

8. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере один радиальный канал охлаждения (1) передней кромки, расположенный ближе всего к передней кромке (6) по меньшей мере один промежуточный канал охлаждения (2, 3), а также по меньшей мере один канал охлаждения (4) задней кромки, расположенный ближе всего к задней кромке (7), расположенные так, что охлаждающий агент поступает в выходные отверстия (22) задней кромки из радиального канала охлаждения (4) задней кромки, проходя перед этим по зигзагообразной траектории по остальным радиальным каналам (2-3) рабочей лопатки, перемещаясь в радиальном канале (4) предпочтительно в радиальном направлении от центра.

9. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть выходного отверстия (22) расположена на радиально ориентированной передней кромке (45) уступа (34), которая расположена под углом 60-120°, более предпочтительно под углом 75-105° к радиально ориентированной нижней поверхности (35) уступа (34), так, что поверхность передней кромки (45) ориентирована перпендикулярно направлению (38) потока горячего газа на поверхности (8) высокого давления, а нижняя поверхность (35) по существу параллельна направлению (38) потока горячего газа на поверхности (8) высокого давления.

10. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 9, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке расположено так, что в него поступает охлаждающий агент по каналу (44) диаметром (d), полностью открывающемуся на радиально ориентированной передней кромке (45) уступа (34), при этом выходное отверстие (22) расположено на расстоянии (S1, 39) от поверхности 8 высокого давления и на расстоянии (S2, 40) от нижней поверхности 35 уступа, значения которых определяются отношениями S1/d и S2/d, где d - диаметр отверстия; при этом отношение S1/d=1,0-1,8, предпочтительно 1,5, а S2/d=0,1-0,3, или 0,15.

11. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 10, отличающаяся тем, что поперечное сечение канала (44) в месте выхода на поверхность является круглым, или овальным, или эллиптическим, или имеет форму «скаковой дорожки ипподрома», причем в последних упомянутых случаях длинная ось отверстия расположена в радиальном направлении.

12. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке выполнено так, что охлаждающий агент подводится к нему по каналу (44), лишь частично открывающемуся в радиально расположенной поверхности передней кромки (45) уступа (34), при этом канал (44) проходит по всей длине нижней поверхности (35) уступа (34) с образованием отверстия (43) со срезом.

13. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п. 1, отличающаяся тем, что по меньшей мере частично выполнена из металла и представляет собой вращающийся или стационарный элемент турбины, имеющий аэродинамический профиль.

14. Турбина, предпочтительно газовая турбина с рабочими лопатками, выполненными в соответствии с любым из пп. 1-13.



 

Похожие патенты:

Рабочая лопатка газовой турбины содержит профильную часть, проходящую в продольном направлении, и хвостовик лопатки, служащий для крепления рабочей лопатки на валу ротора газовой турбины.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 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. .

Лопатка содержит внутренние полости для циркуляции охлаждающего газа. Полости разделены перегородками, проходящими в радиальном направлении. Одна из перегородок, наиболее близкая к задней кромке лопатки, отклонена от радиального направления в направлении к задней кромке, начиная, по меньшей мере, с 70% высоты лопатки, считая от полки лопатки до радиуса внешней кромки. Одна из полостей, ограниченная в направлении задней кромки лопатки указанной перегородкой, наиболее близкой к задней кромке лопатки, содержит ряд просверленных каналов, ведущих к боковой стороне лопатки. Просверленные каналы открываются в указанную полость через отверстия, расположенные по линии, параллельной указанной перегородке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения в верхней части лопаток в углу между задней кромкой и внешней кромкой. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ охлаждения конструктивных элементов турбины двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным коэффициентом рекуперации Ср на совокупности рабочих режимов, подразумевающих наличие охлаждения, предназначенный, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, одним из которых является передний статор направляющего соплового аппарата, а другим примыкающая к статору опора уплотнительного кольца задних регулируемых лопаток, заключается в отборе потока окружающего воздуха путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемент. Засасывание сопровождается прохождением, которое приводит к образованию принудительной конвекции, связанной с этим конструктивным элементом, а затем повторным задним введением воздуха в выпускную трубку тока. Охлаждение осуществляют последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха в двух конструктивных элементах. Охлаждение также осуществляют параллельным методом посредством автономных циркуляций потоков воздуха в каждом из конструктивных элементов или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока в двух конструктивных элементах и автономной циркуляции второго потока во втором конструктивном элементе путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора направляющего соплового аппарата для последовательного и смешанного видов охлаждения и каждого конструктивного элемента для параллельного и смешанного видов охлаждения. Изобретение направлено на уменьшение эксплуатационных затрат и повышение эффективности охлаждения. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания. На стороне всасывания заднего края предусмотрен свисающий выступ, дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов, соединенных изгибами для образования многопроходного серпантина для потока хладагента. Для охлаждения заднего края предусмотрена область эжекции заднего края, содержащая проход заднего края многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно заднему краю и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством стороны нагнетания. Охлаждающий поток из прохода заднего края к стравливающему средству стороны нагнетания определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей, которое предусмотрено между стравливающим средством стороны нагнетания и проходом заднего края, с заданным поперечным размером штырей, возрастающим в направлении потока хладагента. В областях втулки и венца лопатки предусмотрено локальное штыревое поле втулки и венца с увеличенным числом штырей. По меньшей мере, внутри локального штыревого поля втулки и венца штыри расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом. Изобретение направлено на обеспечение оптимального локального теплообмена. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к способу изготовления лопатки (10) турбомашины из композитного материала и лопатке турбомашины из композитного материала. Лопатка содержит волокнистую деталь упрочнения, получаемую путем переплетения первого множества волокон и второго множества волокон. Волокна первого множества волокон расположены последовательными слоями и вытянуты в продольном направлении волокнистой заготовки, соответствующем продольному направлению лопатки (10), причем деталь упрочнения уплотнена матрицей. Лопатка содержит один или множество внутренних каналов (21, 22, 23), вытянутых в продольном направлении лопатки. Способ изготовления лопатки турбомашины из композитного материала включает изготовление волокнистой заготовки путем переплетения волокон, придание заготовки заданной формы и уплотнение волокнистой заготовки. Технический результат, достигаемый при использовании способа и лопатки по изобретениям, состоит в получении заданного профиля поперечного сечения лопатки. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ охлаждения рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку в аппарат закрутки, выполненный на статоре напротив диска турбины и последующий подвод охлаждающего воздуха из аппарата закрутки во вращающийся канал каждой рабочей лопатки. Через сопла кольцевого аппарата закрутки, равнорасположенные по окружности тангенциально с поворотом в направлении вращения турбины соосно входу в гладкий канал каждой лопатки, осуществляют прерывистый подвод охлаждающего воздуха. В результате периодического движения ударных волн из сопел аппарата закрутки возбуждают в каждом канале лопатки вынужденные колебания охлаждающего воздуха с частотой первой резонансной гармоники. Колебания охлаждаемого воздуха создают с частотой, определяемой условиями резонанса, скоростью звука и длиной волны по заданным соотношениям, интенсифицируя теплообмен в канале между лопаткой и охлаждающим воздухом. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя при сохранении надежности и увеличении ресурса двигателя. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Модульная лопатка или лопасть для газовой турбины содержит следующие модульные элементы: полку с плоской или профильной поверхностью, образующей уровень полки, и сквозным отверстием в нем и аэродинамический профиль, продолжающийся через полку. Аэродинамический профиль содержит несущую структуру, аэродинамически профилированную оболочку. Несущая структура продолжается вдоль продольной оси аэродинамического профиля, содержит хвостовую часть для закрепления на держателе лопатки или лопасти газовой турбины, концевую часть и по меньшей мере один внутренний канал, продолжающийся от хвостовой части до концевой части аэродинамического профиля, продольно продолжающийся зазор. Аэродинамически профилированная оболочка продолжается на расстояние относительно несущей структуры и образует внешний контур аэродинамического профиля. Продольно продолжающийся зазор образован между несущей структурой и оболочкой. В несущей структуре расположено множество сквозных отверстий для направления охлаждающей среды из внутреннего канала в зазор. Оболочка соединена за одно целое с несущей структурой посредством первого соединения в области ниже уровня полки. Оболочка соединена с несущей структурой посредством по меньшей мере одного дополнительного соединения. По меньшей мере одно дополнительное соединение расположено на концевой части аэродинамического профиля и представляет собой соединение посредством соответствия по форме, допускающее относительное перемещение в продольном направлении между оболочкой и несущей структурой. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения при одновременном уменьшении количества охлаждающей среды. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 10 ил.

Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, содержит: поверхность канала для прохода газа, находящуюся в контакте с потоком газа, выходящего из камеры сгорания; поверхность охлаждения, расположенную напротив поверхности канала для прохода газа и имеющую тепловую связь с ней; стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока; и дополнительную стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока. Расстояние в направлении вдоль окружности между стенкой и дополнительной стенкой уменьшается вдоль направления потока. Поверхность давления сопловой лопатки и сегмент платформы образуют первый край вдоль первой кривой линии, где поверхность давления и сегмент платформы соединяются, при этом первая кривая линия имеет сходство с частью аэродинамического профиля направляющей лопатки. Поверхность всасывания сопловой лопатки и сегмент платформы образуют второй край вдоль второй кривой линии, где поверхность всасывания и сегмент платформы соединяются, при этом вторая линия имеет сходство с другой частью аэродинамического профиля направляющей лопатки. Стенка и дополнительная стенка простираются приблизительно параллельно первому краю и второму краю. Ширина канала, ограниченного стенкой и дополнительной стенкой, уменьшается от расположенного выше по потоку участка поверхности охлаждения к расположенному ниже по потоку участку поверхности охлаждения. Изобретение направлено на увеличение долговечности сегмента платформы. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя содержит полости для подвода охлаждающей среды, порошкообразный неметаллический пористый материал и металлический материал. Лопатка выполнена по технологии послойного лазерного спекания в формате 3D порошкообразных материалов, содержащих в каждом слое неметаллический пористый проницаемый материал, армированный металлическим материалом, образующим периодическую структуру кубической формы до получения заданного профиля лопатки. Внешний слой поверхности лопатки, контактирующий с высокотемпературным набегающим потоком продуктов сгорания, выполнен из неметаллического пористого проницаемого материала толщиной не более стороны периодической структуры кубической формы. В качестве неметаллического пористого проницаемого материала используют диоксид циркония. Изобретение позволяет повысить термоциклический ресурс и стойкость к трещинообразованию лопатки путем создания однородной пористости в объеме всей лопатки и обеспечить ее работоспособность при температуре набегающего потока продуктов сгорания до 1800…2000°C. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.
Наверх