Турбинный аэродинамический профиль



Турбинный аэродинамический профиль
Турбинный аэродинамический профиль
Турбинный аэродинамический профиль

 


Владельцы патента RU 2554737:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Турбинный аэродинамический профиль содержит тело аэродинамического профиля, систему теплового защитного покрытия, присутствующую в покрытой зоне поверхности, и непокрытую зону поверхности, в которой система теплового защитного покрытия отсутствует. Непокрытая зона поверхности проходит на стороне пониженного давления наружной поверхности тела аэродинамического профиля от задней кромки в направлении передней кромки до линии раздела между покрытой зоной поверхности и непокрытой зоной поверхности. Линия раздела расположена на стороне пониженного давления между передней кромкой и задней кромкой, а тело аэродинамического профиля содержит ступеньку в наружной поверхности, проходящую вдоль линии раздела. Другое изобретение группы относится к турбинной направляющей или рабочей лопатке, содержащей указанный выше турбинный аэродинамический профиль. Группа изобретений позволяет повысить аэродинамические свойства лопатки и срок службы ее аэродинамического профиля. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Данное изобретение относится к турбинному аэродинамическому профилю, который можно использовать в газотурбинной направляющей лопатке или рабочей лопатке.

Аэродинамические профили газовых турбин обычно выполнены из суперсплавов на основе никеля или кобальта, которые имеют высокую стойкость относительно горячих и коррозийных газов сгорания, присутствующих в газовой турбине. Однако, хотя такие суперсплавы имеют значительную стойкость к коррозии и окислению, высокие температуры газов сгорания в газовой турбине требуют мер для дальнейшего улучшения стойкости к коррозии и/или окислению. Поэтому аэродинамические профили рабочих и направляющих лопаток газовой турбины обычно по меньшей мере частично покрывают системой теплового защитного покрытия для продления стойкости в горячем и коррозийном окружении. Дополнительно к этому, тела аэродинамических профилей обычно являются полыми, что обеспечивает возможность прохождения потока охлаждающей текучей среды, обычно отбираемого от компрессора воздуха, через аэродинамический профиль. Охлаждающие отверстия, имеющиеся в стенках тел аэродинамических профилей, позволяют выходить некоторому количеству охлаждающего воздуха из внутренних каналов с образованием охлаждающей пленки на поверхности аэродинамического профиля, что дополнительно защищает материал суперсплава и нанесенное на него покрытие от горячего и коррозийного окружения. В частности, охлаждающие отверстия имеются у задних кромок аэродинамических профилей, как показано, например, в US 6077036, US 6126400, US 2009/0104356 A1 и WO 98/10174.

Потери на задней кромке являются значительной частью общих потерь на лопатках турбомашины. В частности, толстые задние кромки приводят к более высоким потерям. Поэтому были разработаны охлаждаемые аэродинамические профили со срезанной конструкцией на задней кромке. Эта конструкция реализована посредством удаления материала на стороне повышенного давления аэродинамического профиля из задней кромки на несколько миллиметров в направлении передней кромки. Эта мера обеспечивает очень тонкие задние кромки, которые могут обеспечивать большое улучшение эффективности лопаток. Аэродинамические профили со срезанной конструкцией и тепловым защитным покрытием раскрыты, например, в WO 98/10174 A1 и ЕР 1245786 А2. Однако положительное влияние на эффективность может быть лишь достигнуто, если толщина задней кромки является достаточно малой. С другой стороны, для лопатки с тепловым защитным покрытием суммарная толщина литой стенки аэродинамического профиля и нанесенной системы теплового защитного покрытия превышает оптимальную толщину конструкции. Дополнительно к этому, поскольку скорость потока газа является наибольшей на задней кромке аэродинамического профиля, то тепловое защитное покрытие, нанесенное на заднюю кромку, подвергается большой эрозии.

Известно избирательное нанесение системы теплового защитного покрытия на аэродинамический профиль, в частности, так, что задняя кромка аэродинамического профиля и соседние зоны аэродинамического профиля остаются без покрытия. Описание избирательных покрытий приведено, например, в US 6126400, US 6077036, WO 2005/108746 A1 и описание способа покрытия - в US 2009/0104356 A1.

Однако в US 6077036 сторона повышенного давления аэродинамического профиля полностью не имеет покрытия, что означает, что зоны, в которых нет комбинированной толщины литого тела аэродинамического профиля и нанесенного на него покрытия, остаются не защищенными от температуры горячего газа сгорания.

В WO 2008/043340 А1 приведено описание турбинного аэродинамического профиля с тепловым защитным покрытием, толщина которого изменяется на поверхности аэродинамического профиля. Однако, как и в WO 98/10174, задняя кромка полностью покрыта, так что не достигается положительного влияния на эффективность лопаток. В ЕР 1544414 А1 показан турбинный аэродинамический профиль с тепловым защитным покрытием, толщина которого изменяется по поверхности аэродинамического профиля, при этом задняя кромка покрыта не полностью. В US 6126400 тепловое защитное покрытие покрывает лишь примерно половину аэродинамического профиля, при рассматривании от передней кромки к задней кромке.

В US 2009/0104356 А1 способ маскирования задней кромки приводит к образованию ступеньки в покрытии, которая оказывает отрицательное влияние на аэродинамические свойства лопатки.

С учетом указанного выше уровня техники, задачей данного изобретения является создание улучшенного аэродинамического профиля и улучшенной турбинной рабочей лопатки или направляющей лопатки.

Эти задачи решены с помощью турбинного аэродинамического профиля, согласно пункту 1 формулы изобретения, и с помощью турбинной направляющей лопатки или рабочей лопатки, согласно пункту 9 формулы изобретения. В зависимых пунктах формулы изобретения указаны другие модификации изобретения.

Турбинный аэродинамический профиль, согласно изобретению, содержит тело аэродинамического профиля с передней кромкой, задней кромкой и наружной поверхностью. Наружная поверхность включает сторону пониженного давления, проходящую от передней кромки к задней кромке, и сторону повышенного давления, проходящую от передней кромки к задней кромке и расположенную противоположно стороне пониженного давления тела аэродинамического профиля. Турбинный аэродинамический профиль дополнительно содержит систему теплового защитного покрытия, присутствующую в покрытой зоне поверхности, и непокрытую зону поверхности, в которой система теплового защитного покрытия отсутствует. Эта непокрытая зона поверхности проходит на стороне пониженного давления от задней кромки в направлении передней кромки до линии раздела, расположенной на стороне пониженного давления между передней кромкой и задней кромкой, в частности, ближе к задней кромке, чем к передней кромке. Линия раздела может, в частности, проходить в основном в радиальном направлении тела аэродинамического профиля. Тело аэродинамического профиля содержит ступеньку в наружной поверхности. Эта ступенька проходит вдоль линии раздела. В частности, ступенька может быть образована так, что поверхность непокрытой зоны поверхности лежит выше, чем поверхность обычно литого тела аэродинамического профиля в покрытой зоне поверхности, т.е. при рассматривании вдоль поверхности стороны пониженного давления непокрытого тела аэродинамического профиля от передней кромки в направлении задней кромки ступенька приводит к увеличенному расстоянию от линии хорды тела аэродинамического профиля по сравнению с поверхностью стороны пониженного давления без такой ступеньки. Высота ступеньки предпочтительно равна толщине системы теплового защитного покрытия.

«Более высокая» означает, что относительно точки или плоскости, расположенной внутри аэродинамического профиля, «более высокая» наружная поверхность имеет большее расстояние до точки или плоскости, чем вторая наружная поверхность. В результате поверхность, которая не выше, можно рассматривать в качестве углубления по сравнению с «более высокой» поверхностью.

Данное изобретение позволяет изготавливать очень тонкие задние кромки без нанесенных на них систем теплового защитного покрытия и одновременно минимизировать или даже исключать ступеньку на границе между покрытой зоной поверхности и непокрытой зоной поверхности. Эта ступенька минимизируется или исключается посредством предусмотрения указанной ступеньки в поверхности тела аэродинамического профиля. Посредством выбора высоты ступеньки так, что она согласована с толщиной системы теплового защитного покрытия, подлежащей нанесению для образования покрытой зоны поверхности, поверхность нанесенного покрытия в покрытой зоне может быть согласована с поверхностью непокрытой зоны поверхности. Это позволяет создавать окончательно обработанную поверхность частично покрытого аэродинамического профиля, которая соответствует заданной конструкции как в покрытой зоне поверхности, так и в непокрытой зоне поверхности. Кроме того, поскольку нет теплового защитного покрытия на задней кромке, не происходит отрицательного влияния на срок службы аэродинамического профиля вследствие высоких уровней эрозии теплового защитного покрытия на задней кромке.

Система теплового защитного покрытия может, в частности, содержать тепловое защитное покрытие и связующее покрытие, расположенное между тепловым защитным покрытием и наружной поверхностью тела аэродинамического профиля. Типичными связующими покрытиями являются образующие оксид алюминия материалы, в частности, так называемые покрытия MCrAlY, где М обозначает кобальт и/или никель, Cr обозначает хром, Al обозначает алюминий и Y обозначает иттрий и/или один или несколько редкоземельных элементов. В случае когда система покрытия включает связующий слой, высота ступеньки предпочтительно соответствует суммарной толщине связующего покрытия и теплового защитного покрытия.

Кроме того, турбинный аэродинамический профиль, соответственно, является полым и содержит по меньшей мере одно охлаждающее отверстие, в частности, реализованное посредством срезанной конструкции, на задней кромке. Таким образом, задняя кромка может быть выполнена особенно тонкой, если полое тело аэродинамического профиля содержит стенку, толщина которой меньше в непокрытой зоне поверхности, чем в покрытой зоне поверхности. Толщина зоны стенки может, в частности, уменьшаться в небольшой переходной зоне по одну или по обе стороны линии раздела. Это исключает наличие ступеньки на внутренней поверхности тела аэродинамического профиля в месте расположения ступеньки в наружной поверхности или вблизи него.

Турбинная лопатка, согласно изобретению, которая является, в частности, направляющей лопаткой или рабочей лопаткой газовой турбины, содержит турбинный аэродинамический профиль, согласно изобретению. Использование аэродинамического профиля, согласно изобретению, позволяет обеспечивать высокую эффективность газотурбинных лопаток.

Другие признаки, свойства и преимущества данного изобретения следуют из приведенного ниже описания варианта выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - структура аэродинамического профиля, согласно изобретению;

фиг.2 - задняя кромка аэродинамического профиля, показанного на фиг.1;

фиг.3 - деталь из фиг.2.

Турбинный аэродинамический профиль может быть частью турбинной рабочей лопатки или турбинной направляющей лопатки. Турбинные рабочие лопатки закреплены на роторе и вращаются вместе с ротором. Они предназначены для приема кинетической энергии из потока газа сгорания, создаваемого системой сгорания. Турбинные направляющие лопатки закреплены на корпусе турбины и образуют сопла для направления газов сгорания с целью оптимизации переноса кинетической энергии в роторные лопатки. Турбинный аэродинамический профиль, согласно изобретению, можно использовать, в целом, как в турбинных направляющих лопатках, так и в турбинных рабочих лопатках.

Аэродинамический профиль 1, согласно изобретению, показан на фиг.1. Он содержит литое тело 13 аэродинамического профиля, переднюю кромку 3, на которой поток газов сгорания достигает аэродинамического профиля 1, при этом передняя кромка 3 является верхней по потоку кромкой, и заднюю кромку 5, на которой газы сгорания покидают аэродинамический профиль 1, при этом задняя кромка 5 является нижней по потоку кромкой. Наружная поверхность аэродинамического профиля 1 образована выпуклой стороной 7 пониженного давления и менее выпуклой и обычно вогнутой стороной 9 повышенного давления, которая образована противоположно стороне 7 пониженного давления. Как сторона 7 пониженного давления, так и сторона 9 повышенного давления проходят от передней кромки 3 к задней кромке 5 и образованы наружной поверхностью стенки тела аэродинамического профиля, т.е. поверхностью стенки, противоположной внутреннему пространству тела аэродинамического профиля.

Тело 13 аэродинамического профиля является полым и содержит в данном варианте выполнения несколько внутренних полостей 11А-11Е для обеспечения возможности прохождения через них потока охлаждающей текучей среды, обычно отведенного от компрессора воздуха турбинного двигателя, и охлаждения тела 13 аэродинамического профиля. Кроме того, предусмотрена возможность выхода определенного количества охлаждающей текучей среды из внутренних полостей 11А-11Е через охлаждающие отверстия, имеющиеся в стенке тела 13 аэродинамического профиля, в направлении наружной поверхности для образования пленки охлаждающей текучей среды на поверхности. Следует отметить, что охлаждающие отверстия, соединяющие внутренние полости 11А-11Е с наружной стороной тела 13 аэродинамического профиля, не изображены на фигурах. Внутренняя полость 11Е, которая расположена ближе всего к задней кромке 5, содержит щель 15, которая позволяет охлаждающей текучей среде выходить из полости вблизи задней кромки 5. Щель 15 образована посредством срезания стороны 9 повышенного давления аэродинамического профиля 1. Это может быть выполнено для уменьшения потерь за счет блокирования у задней кромки 5 и тем самым для увеличения эффективности лопаток турбомашины. Действие уменьшения потерь обусловлено уменьшенной толщиной задней кромки за счет срезанной конструкции.

Для дальнейшего уменьшения толщины задней кромки 5 толщина стенки 17 тела 13 аэродинамического профиля уменьшена на стороне 7 пониженного давления аэродинамического профиля в зоне, примыкающей к задней кромке 5, как показано на фиг.2. На фиг.2 показана задняя кромка 5 аэродинамического профиля 1 и примыкающие к ней зоны аэродинамического профиля. Можно видеть, что сторона 7 пониженного давления содержит тонкую зону 19 аэродинамического профиля, которая проходит от задней кромки 5 на определенную длину аэродинамического профиля в направлении передней кромки 3.

Тело 13 аэродинамического профиля отлито из стойкого к высокой температуре суперсплава на основе никеля или кобальта и покрыто системой теплового защитного покрытия, которая уменьшает коррозию тела 13 аэродинамического профиля, которая может происходить за счет горячих и коррозийных газов сгорания, протекающих вдоль аэродинамического профиля 1 при работе газовой турбины. Система 21 теплового защитного покрытия показана на фиг.3, на которой показана деталь фиг.2 в зоне перехода между нормальной стенкой 17 тела аэродинамического профиля и тонкой зоной 19 аэродинамического профиля. Система 21 теплового защитного покрытия содержит фактическое тепловое защитное покрытие 23, например оксид циркония, который, по меньшей мере, частично стабилизирован оксидом иттрия, и связующее покрытие 25, расположенное между поверхностью материала суперсплава тела 13 аэродинамического профиля и тепловым защитным покрытием 23. Связующее покрытие обычно является образующим оксид алюминия материалом, в частности покрытием MCrAlY.

Определенная минимальная толщина стенки 17 тела аэродинамического профиля необходима для нанесения системы 21 теплового защитного покрытия на тело 13 аэродинамического профиля, так что покрытая стенка характеризуется минимальной толщиной. Однако эта минимальная толщина толще желаемой толщины тонкой зоны 19 аэродинамического профиля. Поэтому система 21 теплового защитного покрытия не нанесена на тонкую зону 19 аэродинамического профиля, так что тонкая зона 19 аэродинамического профиля совпадает с непокрытой зоной 29 аэродинамического профиля, которая проходит от задней кромки 5 до линии раздела, расположенной между задней кромкой 5 и передней кромкой 3, в частности, ближе к задней кромке 5, чем к передней кромке 3. Обычно, непокрытая зона поверхности не проходит больше, чем по 10-30% расстояния между задней кромкой 5 и передней кромкой 3. Однако точная длина, по которой проходит непокрытая зона 29 поверхности, зависит от фактической конструкции аэродинамического профиля.

Линия раздела проходит в основном в радиальном направлении тела 13 аэродинамического профиля, т.е. в направлении от хвостовика лопатки в направлении вершины лопатки. Это направление перпендикулярно плоскости аэродинамического профиля, показанного на фигурах. Однако линия раздела не должна быть прямой линией, а может быть также слегка изогнутой, так что расстояние линии раздела от задней кромки 5 изменяется в зависимости от радиального положения на поверхности стороны пониженного давления.

Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.2, непокрытая зона поверхности имеется лишь на стороне 7 пониженного давления и вблизи задней кромки 5.

Линия раздела задана с помощью ступеньки 27 в наружной поверхности литого тела 13 аэродинамического профиля. В показанном варианте выполнения высота h ступеньки 27 соответствует толщине системы 21 теплового защитного покрытия и выбрана так, что поверхность 33 тонкой зоны 19 аэродинамического профиля лежит выше, чем поверхность 28 тела 13 аэродинамического профиля в зоне поверхности, подлежащей покрытию.

Перед нанесением системы 21 теплового защитного покрытия на поверхность литого тела 13 аэродинамического профиля на сторону 7 пониженного давления наносится маска между ступенькой 27 и задней кромкой 5 для предотвращения адгезии покрывного материала с тонкой зоной 19 аэродинамического профиля, которая должна превратиться в непокрытую зону 29 аэродинамического профиля. После нанесения системы 21 теплового защитного покрытия на наружную поверхность литого тела 13 аэродинамического профиля и удаления маски с поверхности 31 непокрытой зоны поверхности поверхность системы 21 теплового защитного покрытия находится на одном уровне с поверхностью 33 непокрытой зоны 29 поверхности. Поэтому не образуется ступенька, которая может приводить к потерям, между покрытой зоной 30 поверхности и непокрытой зоной 29 поверхности стороны 7 пониженного давления аэродинамического профиля. Дополнительно к этому, поскольку тонкая зона 19 аэродинамического профиля между линией раздела и задней кромкой 5 свободна от теплового защитного покрытия, то не только достигается очень тонкая задняя кромка 5, но также исключается эрозия покрытия вследствие высоких скоростей газов сгорания на задней кромке 5.

Для исключения слабой зоны в стенке 17 тела 13 аэродинамического профиля переход между регулярной стенкой 17 тела аэродинамического профиля и тонкой зоной 19 аэродинамического профиля не выполнен в виде ступеньки, а в виде зоны, в которой толщина регулярной стенки 17 постепенно уменьшается от нормальной толщины до толщины тонкой зоны 19 аэродинамического профиля. В этой связи следует отметить, что толщина системы 21 теплового защитного покрытия и поэтому высота h ступеньки 27 изображена на фигурах преувеличенно для обеспечения наглядности.

Выше было приведено описание изобретения на основе служащего в качестве примера варианта выполнения изобретения с целью иллюстрации. Однако возможны отклонения от показанного варианта выполнения. Например, дополнительная непокрытая зона поверхности может иметься на стороне пониженного давления и/или стороне повышенного давления аэродинамического профиля. Дополнительно к этому, система теплового защитного покрытия может отклоняться от системы теплового защитного покрытия, используемой в указанном варианте выполнения. Кроме того, хотя указанный аэродинамический профиль имеет пять внутренних полостей для обеспечения прохождения через них потока охлаждающей текучей среды, количество внутренних полостей может быть больше или меньше пяти.

1. Турбинный аэродинамический профиль (1), содержащий:
- тело (13) аэродинамического профиля с передней кромкой (3), задней кромкой (5) и наружной поверхностью, включающей сторону (7) пониженного давления, проходящую от передней кромки (3) к задней кромке (5), и сторону (9) повышенного давления, проходящую от передней кромки (3) к задней кромке (5) и расположенную противоположно стороне (7) пониженного давления тела (13) аэродинамического профиля, при этом наружная поверхность является поверхностью стенки тела аэродинамического профиля, которая противоположна внутреннему пространству тела (13) аэродинамического профиля,
- систему (21) теплового защитного покрытия, присутствующую в покрытой зоне (30) поверхности, и
- непокрытую зону (29) поверхности, в которой система (21) теплового защитного покрытия отсутствует, при этом указанная непокрытая зона (29) поверхности проходит на стороне (7) пониженного давления наружной поверхности указанного тела (13) аэродинамического профиля от задней кромки (5) в направлении передней кромки (3) до линии раздела между покрытой зоной (30) поверхности и непокрытой зоной (29) поверхности, при этом указанная линия раздела расположена на указанной стороне (7) пониженного давления между передней кромкой (3) и задней кромкой (5), отличающийся тем, что тело (13) аэродинамического профиля содержит ступеньку (27) в наружной поверхности, проходящую вдоль линии раздела.

2. Аэродинамический профиль (1) по п.1, отличающийся тем, что ступенька (27) образована так, что поверхность (33) непокрытой зоны (29) поверхности лежит выше, чем поверхность тела (13) аэродинамического профиля в покрытой зоне (30) поверхности, так что наружную поверхность тела (13) аэродинамического профиля в покрытой зоне (30) поверхности можно рассматривать как углубление по сравнению с наружной поверхностью тела (13) аэродинамического профиля в непокрытой зоне (29) поверхности.

3. Аэродинамический профиль (1) по п.2, отличающийся тем, что высота ступеньки (27) равна толщине системы (21) теплового защитного покрытия.

4. Аэродинамический профиль (1) по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что система (21) теплового защитного покрытия содержит тепловое защитное покрытие (23) и связующее покрытие (25), расположенное между тепловым защитным покрытием (23) и наружной поверхностью (28) тела (13) аэродинамического профиля.

5. Аэродинамический профиль (1) по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что линия раздела расположена ближе к задней кромке (5), чем к передней кромке (3).

6. Аэродинамический профиль (1) по п.4, отличающийся тем, что линия раздела расположена ближе к задней кромке (5), чем к передней кромке (3).

7. Аэродинамический профиль (1) по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что тело (13) аэродинамического профиля является полым и содержит по меньшей мере одно охлаждающее отверстие (15) на задней кромке (5).

8. Аэродинамический профиль (1) по п.4, отличающийся тем, что тело (13) аэродинамического профиля является полым и содержит по меньшей мере одно охлаждающее отверстие (15) на задней кромке (5).

9. Аэродинамический профиль (1) по п.5, отличающийся тем, что тело (13) аэродинамического профиля является полым и содержит по меньшей мере одно охлаждающее отверстие (15) на задней кромке (5).

10. Аэродинамический профиль (1) по п.6, отличающийся тем, что тело (13) аэродинамического профиля является полым и содержит по меньшей мере одно охлаждающее отверстие (15) на задней кромке (5).

11. Аэродинамический профиль (1) по п.7, отличающийся тем, что полое тело (13) аэродинамического профиля содержит стенку (17, 19), толщина которой меньше в непокрытой зоне (29) поверхности, чем в покрытой зоне (30) поверхности.

12. Аэродинамический профиль (1) по п.8, отличающийся тем, что полое тело (13) аэродинамического профиля содержит стенку (17, 19), толщина которой меньше в непокрытой зоне (29) поверхности, чем в покрытой зоне (30) поверхности.

13. Аэродинамический профиль (1) по п.9, отличающийся тем, что полое тело (13) аэродинамического профиля содержит стенку (17, 19), толщина которой меньше в непокрытой зоне (29) поверхности, чем в покрытой зоне (30) поверхности.

14. Аэродинамический профиль (1) по п.10, отличающийся тем, что полое тело (13) аэродинамического профиля содержит стенку (17, 19), толщина которой меньше в непокрытой зоне (29) поверхности, чем в покрытой зоне (30) поверхности.

15. Аэродинамический профиль (1) по п.7, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

16. Аэродинамический профиль (1) по п.8, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

17. Аэродинамический профиль (1) по п.9, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

18. Аэродинамический профиль (1) по п.10, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

19. Аэродинамический профиль (1) по п.11, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

20. Аэродинамический профиль (1) по п.12, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

21. Аэродинамический профиль (1) по п.13, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

22. Аэродинамический профиль (1) по п.14, отличающийся тем, что толщина стенки (17, 19) постепенно уменьшается в небольшой зоне по одну или по обе стороны линии раздела.

23. Аэродинамический профиль (1) по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что линия раздела проходит в основном в радиальном направлении тела (13) аэродинамического профиля.

24. Турбинная направляющая лопатка или рабочая лопатка, содержащая турбинный аэродинамический профиль (1) по любому из пп.1-23.



 

Похожие патенты:

При изготовлении лопатки турбомашины из композиционного материала, содержащего уплотненную матрицей волокнистую арматуру, выполняют трехмерное ткачество цельной волокнистой заготовки.

Изобретение касается способа изготовления металлической детали усиления (30) передней или задней кромки лопатки (10) турбомашины. Способ включает последовательно выполняемые этап изготовления нескольких элементов (30a, 30b, 30c, 30d) с сечением V-образной формы, образующих различные секторы детали усиления (30), распределенные между ее ножкой (32) и вершиной (34), этап позиционирования упомянутых секторов на приспособлении (40), воспроизводящем форму передней или задней кромки лопатки турбомашины, этап соединения секторов для образования полного профиля металлической детали усиления (30) с рекомбинацией различных секторов.

Изобретение относится к области металлургии, в частности к сплавам для защитного покрытия конструктивного элемента газовой турбины от коррозии и/или окисления. Защитное покрытие для защиты конструктивного элемента газовой или паровой турбины от коррозии и/или окисления, в частности, при высоких температурах, выполненное в виде одиночного металлического слоя из сплава, содержащего, вес.%: 24-26 кобальта, 12-14 хрома, 10-12 алюминия, 0,2-0,5 по меньшей мере одного элемента из группы, включающей в себя скандий и редкоземельные элементы, никель - остальное.

Изобретение относится к области металлургии, в частности к сплавам на основе никеля для изготовления механических компонентов турбомашин. Суперсплав на основе никеля для механических компонентов турбомашин содержит, мас.%: хром - от 3 до 7, вольфрам - от 3 до 15, тантал - от 4 до 6, алюминий - от 4 до 8, углерод менее 0,8, никель и примеси - остальное.
Изобретение может быть использовано при изготовлении рабочих лопаток влажнопаровых ступеней турбин. Износостойкую стеллитовую накладку припаивают на входную кромку стальной лопатки.

Лопатка спрямляющего аппарата для турбореактивного двигателя содержит удлиненные моноблочные передний и задний участки, а также внешний слой, соединенные посредством горячего прессования.

Сопловой элемент турбины из композиционного материала, содержащего волокнистое армирование, уплотненное керамической матрицей, включает участки внутреннего и внешнего оснований и, по меньшей мере, одну лопатку, присоединенную к ним обоим.

Лопатка вентиляторного ротора содержит перо и хвостовик, изготовленные из композитного материала, а также металлическую обшивку. Хвостовик лопатки выполнен у базового конца пера лопатки с возможностью соединения с пазом диска вентилятора.

Изобретение относится к области металлургии, в частности к металлическому покрытию со связующим, и может быть использовано в качестве покрытия для детали газовой турбины.

Изобретение относится к области металлургии, в частности к металлическому покрытию с фазами γ- и γ'. Металлическое покрытие из сплава на основе никеля для деталей газовых турбин содержит γ- и γ'-фазы, при этом сплав содержит, мас.%: железо 0,5-5, кобальт по меньшей мере 1, хром по меньшей мере 1, алюминий по меньшей мере 1, и, при необходимости, тантал (Та) и/или иттрий (Y).

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитному покрытию для защиты конструкционной детали от коррозии и/или окисления. Безрениевый сплав на основе никеля, обладающий стойкостью к коррозии и/или окислению, содержит, в вес.%: кобальт 24-26, хром 12-15, алюминий 10,5-11,5, по меньшей мере один элемент из скандия и/или редкоземельных элементов, в частности иттрий, 0,1-0,7, тантал 0,1-3, необязательно кремний 0,05-0,6, никель - остальное. Защитное покрытие выполнено из заявленного сплава. Конструкционная деталь, в частности, конструкционная деталь (120, 130, 155) газовой турбины (100), содержащая подложку (4) из сплава на основе никеля или на основе кобальта, защитное покрытие и керамический термобарьерный слой (10), причем упомянутый керамический термобарьерный слой (10) нанесен, в частности, на защитное покрытие (7). Защитное покрытие имеет высокую устойчивость к высокотемпературной коррозии и окислению, имеет долговременную стабильность. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

При изготовлении композитного спрямляющего аппарата турбомашины, имеющего обод, снабженный рядом статорных лопаток, наматывают на оправку первые слои армирующей детали. Оправка служит формой и имеет выступающие части, а указанные первые слои армирующей детали имеют удлиненные прорези, расположенные напротив выступающих частей. Затем на каждую из выступающих частей помещают заранее изготовленную пластинку, а поверх пластинок наматывают последние слои армирующей детали с формированием при этом предварительной заготовки. В закрытую форму, содержащую предварительную заготовку, впрыскивают смолу и полимеризуют пропитанную смолой предварительную заготовку. После чего извлекают из формы полимеризованную предварительную заготовку и с помощью сварки закрепляют на каждой из пластинок основание пера или полку лопатки, если таковая у нее имеется. Другое изобретение группы относится к спрямляющему аппарату турбомашины, полученному указанным выше способом. Группа изобретений позволяет повысить механическую прочность спрямляющего аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к изготовлению деталей из волокнистой объемной структуры. Способ изготовления массивной детали включает этап тканья волокнистой объемной структуры из металлических прядей, образованных множеством металлических нитей, скрученных между собой вокруг продольной оси пряди, и этап изостатического прессования в горячем состоянии упомянутой волокнистой структуры с обеспечением спекания металлических прядей упомянутой волокнистой структуры. Обеспечивается изготовление массивных деталей сложной формы толщиной в несколько миллиметров. 14 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к покрытиям для подложек из суперсплавов и может быть использовано для изделия, выполненного в виде диска или разделителя газовой турбины. Указанное изделие содержит подложку из суперсплава на никелевой основе, содержащую в пределах от 2 вес.% до 5 вес.% алюминия и в пределах от 2 вес.% до 5 вес.% титана, при этом подложка из суперсплава на никелевой основе содержит в пределах от 40 об.% до 55 об.% γ′ выделившейся фазы, барьерный для диффузии слой на подложке, содержащий по большей части иридий, и защитный слой на барьерном для диффузии слое, содержащий по меньшей мере один элемент, выбранный из алюминия или хрома. Способ получения стойкого к высокотемпературной коррозии покрытия на упомянутом изделии включает нанесение барьерного для диффузии слоя на упомянутую подложку из суперсплава на основе никеля и нанесение на барьерный для диффузии слой защитного слоя. Обеспечивается стойкость против окислительной или высокотемпературной коррозии поверхности подложки. 2 н. и 23 з.п. ф-лы, 3 ил., 2 пр.

Изобретение относится к способу газоплазменного напыления теплозащитного покрытия на лопатки турбины газотурбинного двигателя. На перовой части лопатки формируют связующий жаростойкий подслой на основе интерметаллидных никель-алюминиевых (β+Y1) фаз и термобарьерный керамический слой на основе диоксида циркония путем воздействия плазменным напылением на воздухе сфокусированной плазменной струей со скоростью напыляемых частиц 2400 м/с и температурой 5000-12000 K с обеспечением в связующем жаростойком подслое продольной слоистой микроструктуры интерметаллидных зерен, а в термобарьерном керамическом слое - сфероидальных зерен диоксида циркония со столбчатой субструктурой. Связующий жаростойкий подслой толщиной 200 мкм формируют из порошковой смеси марки ПНХ20К20Ю13-1 с дисперсностью частиц 80 мкм при токе дуги I=180 А, напряжении дуги U=260 В, давлении плазмообразующего газа воздуха PB=6,2 атм, давлении транспортирующего газа аргона PAr=5,0 атм. Термобарьерный керамический слой толщиной 150 мкм формируют из порошковой смеси марки ЦрОИ-7 с дисперсностью частиц 90 мкм при токе дуги I=190 А, напряжении дуги 220 В, давлении плазмообразующего газа воздуха PB=2,0 атм, давлении транспортирующего газа аргона PAr=0,1 атм. Технический результат состоит в повышении жаростойкости и термоциклической долговечности их рабочей поверхности за счет улучшения микроструктуры связующего подслоя и рабочего керамического слоя покрытия лопатки в результате термо- и газодинамической интенсификации процесса плазменного напыления. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании паровых турбин средней и большой мощности, а именно - при разработке конструкции последних ступеней влажнопаровых турбин, имеющих элементы влагоудаления. Последняя ступень влажнопаровой турбины содержит диафрагму, выполненную из верхней и нижней части, каждая из которых содержит тело, обод, сопловую решетку, образованную полыми направляющими лопатками и внутренними и наружными бандажными лентами. На ободе диафрагмы со стороны паровхода и паровыхода, а также в периферийной зоне тела диафрагмы со стороны паровхода установлены влагоотводящие элементы. Технический результат: повышение эффективности влагоудаления при работе влажнопаровой турбины в условиях повышенной влажности перед направляющими лопатками последних ступеней, что обеспечивает повышение КПД. Повышение эффективности влагоудаления также обеспечивает снижение опасности повышенной влажнопаровой эрозии элементов проточной части, и в первую очередь - рабочих лопаток. В предлагаемой конструкции также предусмотрен ряд дополнительных мероприятий, позволяющих повысить эффективность влагоудаления. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитным покрытиям конструкционных деталей. Сплав на основе никеля для защитного покрытия конструкционной детали, в частности детали газовой турбины, предназначенного для защиты от коррозии и/или окисления детали при высоких температурах, содержит следующие элементы, вес.%: от 22 до менее 24 кобальта, 15-16 хрома, 10,5-12 алюминия, 0,2-0,6, по меньшей мере одного элемента из группы, включающей скандий (Sc) и/или редкоземельные элементы, кроме иттрия, при необходимости, от 0,3 до 1,5 тантала (Та), никель (Ni) - остальное. Защитное покрытие имеет высокую устойчивость к высокотемпературной коррозии и окислению и приспособлено к механическим нагрузкам. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к турбомашинам и, в частности, к деталям упомянутых турбомашин, которые подвержены высоким температурам. Способ осаждения керамического слоя, образующего термобарьерное покрытие, на металлическую подложку (1), который включает осаждение указанного керамического слоя со столбчатой структурой, при этом указанное осаждение осуществляют через перфорированную отверстиями (11) решетку (10), расположенную параллельно поверхности подложки (1), так чтобы сформировать, по меньшей мере, два керамических столбика (5), отделенных друг от друга промежутком (6). После указанных операций осуществляют последующий этап осаждения керамического изотропного слоя (7) в каждом из промежутков (6). Указанное термобарьерное покрытие осаждают на лопатку турбины для турбомашины. Обеспечивается термический барьер, который обладает низкой теплопроводностью, хорошей стойкостью к эрозии и хорошей приспособленностью к термомеханическим напряжениям. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способу изготовления детали, в частности армирующего ребра крыльчатки турбомашины. Способ включает получение по меньшей мере одной волокнистой структуры путем трехмерного переплетения нитей и воздействие на волокнистую структуру горячим изостатическим прессованием с обеспечением агломерации указанных нитей и получением сплошной детали. При этом указанные нити представляют собой нити, изготовленные из металла или сплава металлов, и композитные нити, содержащие керамическую сердцевину волокна и покрытие из металла или сплава металлов. Обеспечивается получение сплошных деталей с малой пористостью и заданной механической прочностью. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к металлургии, в частности к литейным коррозионно-стойким жаропрочным сплавам на основе никеля, и может быть использовано для изготовления литьем деталей горячего тракта газотурбинных установок, работающих в агрессивных средах природного газа при температурах 600-900°C. Жаропрочный сплав на основе никеля для изготовления лопаток газотурбинных установок содержит, мас.%: углерод 0,06-0,12; хром 15,6-16,1; кобальт 10,0-10,4; вольфрам 5,3-5,7; молибден 1,5-1,8; титан 4,3-4,6; алюминий 2,8-3,1; бор 0,01-0,02; цирконий 0,016-0,05; кремний 0,001-0,2; железо ≤0,1; медь ≤0,05; сера ≤0,005; азот ≤20 ppm; кислород ≤15 ppm, ниобий 0,1-0,3; иттрий ≤0,03; марганец 0,001-0,2; фосфор ≤0,005 и никель - остальное. Способ термической обработки лопаток включает отжиг с нагревом в инертной атмосфере, выдержкой и охлаждением и старение. Сплав характеризуется повышенными характеристиками прочности, пластичности и коррозионной стойкости жаропрочного сплава лопаток с направленной, монокристаллической и равноосной структурами в сочетании с повышенной пластичностью и структурной стабильностью на ресурс, расширение области применения сплава. 4 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 табл.
Наверх