Охлаждаемая лопатка для газовой турбины



Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2559102:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Данное изобретение относится к системе охлаждения в задней области лопатки бандажированной газовой турбины, которая подвержена высоким температурам газа и давлениям, превышающим 1200 К и 6 бар соответственно. Оно относится к охлаждаемой лопатке для газовой турбины в соответствии с преамбулой п.1 формулы изобретения.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Фиг.1 показывает основное устройство лопатки газовой турбины со средством охлаждения заднего края, которое содержит радиальные проточные каналы, связанные через проточные изгибы, для образования многоходового серпантина.

Лопатка 10 по фиг.1 содержит аэродинамический профиль 11, продолжающийся в радиальном направлении с передним краем 15 и задним краем 16, стороной 17 всасывания и стороной 18 нагнетания. На нижнем конце аэродинамического профиля 11 предусмотрена платформа 12 для образования внутренней стенки пути горячего газа. Ниже платформы 12 лопатка 10 имеет вал 13, который трансформируется в хвостовик 14 хорошо известного елочного профиля. Во внутренней части аэродинамического профиля 11 предусмотрено множество радиальных, параллельных проточных каналов, которые направляют охлаждающий поток 20 по серпантинному пути. Область 21 эжекции заднего края выполнена с возможностью установления стравливающего средства 28 стороны нагнетания для охлаждения заднего края 16.

При определенных условиях данное устройство может привести к чрезмерно высоким температурам хладагента и металла на заднем краю 16 лопатки. Таким образом, особое внимание должно быть уделено охлаждению области заднего края. С целью повышения эффективности задний край 16 должен оставаться тонким, насколько это возможно, и охлаждение заднего края должно быть ограничено только необходимой величиной. Охлаждение заднего края 16 также должно быть одинаковым, чтобы не допустить ухудшения механической целостности. Конструкция охлаждения области заднего края становится более критичной при применении повторно охлажденного воздуха для охлаждения (требования меньшего количества воздуха для охлаждения).

Документ ЕР 1707741 А2 раскрывает полый охлаждаемый аэродинамический профиль, который содержит набор радиально расположенных на расстоянии, продольно продолжающихся перегородок, образующих множество каналов охлаждения между ними. По меньшей мере, в одном из каналов охлаждения расположено множество задних штырей. По меньшей мере, в одном из каналов охлаждения расположены удлиненные турбулизаторы, которые ориентированы под углом к продольной оси лопатки, так что задний конец каждого из турбулизаторов находится ближе переднего конца к смежной перегородке. Лопатка содержит набор радиально расположенных на расстоянии, продольно продолжающихся участков и продольно продолжающихся разделителей, которые образуют множество щелей заднего края между ними. Каждая из щелей заднего края содержит впуск в сообщении по текучей среде с полостью заднего края и направленный по оси вниз по течению выход в сообщении по текучей среде с задним краем лопасти. Разделители имеют аксиальную длину меньше аксиальной длины участков. Соединение задних штырей, турбулизаторов, разделителей, перегородок и участков довольно усложнено, так что экстремально затруднено оптимизирование потока охлаждения.

Документ US 5288207 A раскрывает аэродинамический профиль турбины, имеющий бесперегородочный охлаждающий проход для направления охлаждающей текучей среды к заднему краю. Разработаны различные конструктивные детали, которые обеспечивают аксиально ориентированные, прерывистые каналы для поворота потока охлаждающей текучей среды из радиального направления в аксиальное направление. В конкретном варианте осуществления аэродинамический профиль турбины содержит охлаждающий проход, содержащий множество радиально расположенных на расстоянии стенок, множество радиально расположенных на расстоянии разделителей стенок ниже по потоку от стенок и множество радиально расположенных на расстоянии опор, аксиально расположенных между стенками и разделителями. Стенки и разделители образуют каналы, имеющие осевое прерывание, допускающее поперечный поток между смежными каналами. Поперечный поток минимизирует вредные эффекты блокады внутри подканала между смежными стенками. Опоры выровнены с подканалами, так что охлаждающая текучая среда, выходящая из подканала, падает на опору. Сочетание прерывающихся каналов и опоры или штыря внутри каждого канала, с одной стороны, является простым, но, с другой стороны, недостаточно гибким для оптимизации требований по охлаждению для разных участков области заднего края.

Документ ЕР 1340884 А2 раскрывает аэродинамический профиль сопла газотурбинного двигателя, при этом указанный аэродинамический профиль содержит первую боковую стенку и вторую боковую стенку, соединенные на заднем краю, так что между ними образована полость, причем каждая указанная боковая стенка продолжается радиально между хвостовиком и венцом аэродинамического профиля, при этом указанная первая боковая стенка содержит множество щелей, продолжающихся к указанному заднему краю, причем указанный аэродинамический профиль дополнительно содержит множество штырей и по меньшей мере ряд турбулизаторов, при этом указанные штыри продолжаются между указанными первой и второй боковыми стенками, указанные турбулизаторы продолжаются между указанными штырями и указанными щелями. Сочетание щелей, штырей и турбулизаторов обладает низкой гибкостью, поскольку все щели, штыри и турбулизаторы имеют, по существу, одну и ту же геометрию и размеры.

Документ ЕР 1715139 А2 раскрывает аэродинамический профиль, имеющий боковую стенку нагнетания, представляющую собой поперечный, продолжающийся вниз по потоку край, и боковую стенку всасывания, имеющую продолжающийся вниз по потоку задний край, причем указанный продолжающийся по потоку край расположен на расстоянии от указанного заднего края для открытия задней поверхности указанной боковой стенки всасывания, содержащий: поперечную полость охлаждающего воздуха, образованную между указанными боковыми стенками нагнетания и всасывания; область заднего края, расположенную по ходу указанной полости; поперечно продолжающуюся щель, взаимно соединенную по текучей среде с указанной полостью охлаждающего воздуха и указанной области заднего края; при этом указанная щель включает в себя множество опор, продолжающихся между указанными боковыми стенками всасывания и нагнетания и по указанной щели, причем указанные опоры установлены поперечно продолжающимися рядами, с самым верхним по потоку рядом, имеющим опоры с большим размером поперечного сечения, и нижними по потоку рядами опор с меньшим размером поперечного сечения. Данное раскрытое распределение размеров поперечного сечения по направлению охлаждающего потока предусмотрено для обеспечения плавного перехода и падения давления, в результате более непрерывного коэффициента теплообмена. Однако охлаждение легко разрушающегося заднего края является далеким от оптимального.

Документ WO 2010/086419 A1 раскрывает охлаждаемую лопатку для газовой турбины, содержащую аэродинамический профиль, который продолжается между передним краем и задним краем в направлении потока и соответственно ограничивается стенкой на всасывающей стороне и стороне нагнетания. Указанные стенки вмещают в себя внутреннее пространство, внутри которого охлаждающий воздух протекает к заднему краю в направлении потока и выходит в области заднего края. Для снижения аэродинамических потерь на заднем крае и количества используемого в такой лопатке охлаждающего воздуха стенка на стороне нагнетания заканчивается на расстоянии от заднего края в направлении потока, чтобы сформировать выступ на стороне нагнетания, так что охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства на стороне нагнетания. Кроме того, на расстоянии от заднего края внутреннее пространство подразделено на множество параллельных охлаждающих каналов, приводя к значительному снижению давления за счет множества ребер, которые ориентированы параллельно направлению потока, внутри каналов охлаждения для повышения эффекта охлаждения установлены турбулизаторы, и множество проточных барьеров распределено поперечно направлению пути потока, внутри пути потока, на коротком расстоянии охлаждающего воздуха, выше по потоку от точки, в которой охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства. Между каналами охлаждения и барьерами проницаемости распределено множество штырей одинакового размера.

Документ ЕР 1548230 А2 раскрывает охлаждаемую лопатку для газовой турбины, содержащую радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и нагнетания, множеством внутренних проточных каналов, соединенных через проточные изгибы, чтобы сформировать серпантин для потока хладагента, с областью эжекции заднего края, которая соединена по всей своей длине со стравливающим отверстием, при этом охлаждающий поток из прохода заднего края до стравливающего отверстия определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем опор, которое предусмотрено между указанным стравливающим отверстием и указанным проходом заднего края. Поперечный размер опор возрастает в направлении потока хладагента.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей данного изобретения является обеспечение охлаждаемой лопатки для газовой турбины, которая имеет оптимальный локальный теплообмен, сниженные изменения от горячего к холодному на выступе и отвечает требованиям в отношении локального потока, теплообмена и критериям производства.

Данная и другие задачи решены охлаждаемой лопаткой согласно п.1 формулы изобретения.

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины согласно изобретению содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания, при этом на стороне всасывания заднего края предусмотрен свисающий выступ, дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов, соединенных проточными изгибами для образования многопроходного серпантина для потока хладагента, при этом для охлаждения указанного заднего края предусмотрена область эжекции заднего края, причем указанная область эжекции заднего края содержит проход задней стенки указанного многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно указанному заднему краю и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством стороны нагнетания. Она отличается тем, что охлаждающий поток из прохода заднего края к стравливающему средству стороны нагнетания образован, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей, которое предусмотрено между указанным стравливающим средством стороны нагнетания и указанным проходом заднего края, с поперечным размером указанных штырей, возрастающим в направлении потока хладагента, причем в областях втулки и венца указанной лопатки для соответствия критериям локального потока, теплообмена и производства предусмотрено локальное штыревое поле с увеличенным числом штырей, и по меньшей мере внутри локального штыревого поля, на втулке и венце, штыри расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом.

Согласно варианту осуществления изобретения штыри имеют круглое поперечное сечение с заданным диаметром и заданной высотой, а отношение h/d высоты к диаметру для каждого штыря изменяется от 0,5 до 2,0.

Согласно другому варианту осуществления изобретения штыри указанного штыревого поля имеют заданное осевое и радиальное разнесение, а отношения sx/d и sy/d осевого и радиального разнесения к диаметру изменяются от 1,5 до 4,0.

Согласно другому варианту осуществления изобретения хладагент протекает через изгиб для поступления в указанный проход заднего края, а форма изгиба выполнена для минимизации аэродинамических потерь.

Особый признак - площадь поперечного сечения изгиба сужается вдоль пути потока.

Более точно, сужение поперечного сечения указанного изгиба изменяется от 5% до 15%.

Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения площадь поперечного сечения сходится в радиальном направлении с коэффициентом в диапазоне от 20 до 30.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения указанный проход заднего края для повышения турбулентности потока и усиления теплообмена снабжен на сторонах нагнетания и всасывания турбулизаторами.

Более точно, указанные турбулизаторы расположены в направлении потока с заданным шагом и имеют заданную высоту турбулизатора, а отношение е/Р высоты турбулизатора к шагу изменяется от 0,05 до 0,15.

Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения указанный свисающий выступ имеет заданную длину, указанное стравливающее средство стороны нагнетания имеет заданную ширину щели, а отношение L/s длины свисающего выступа к ширине щели стороны нагнетания изменяется от 7 до 15.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Данное изобретение будет теперь объяснено подробно с помощью разных вариантов осуществления и со ссылкой на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 показывает примерную лопатку газовой турбины с внутренним охлаждением аэродинамического профиля;

Фиг.2 показывает особенности охлаждения заднего края согласно варианту осуществления изобретения;

Фиг.3 показывает размеры в поперечном сечении турбулизаторов и штыревого поля на заднем крае лопатки по фиг.2;

Фиг.4 показывает размеры в поперечном сечении свисающего выступа и штырей в штыревом поле на заднем крае лопатки по фиг.2;

Фиг.5 показывает расположение штырей на среднем участке штыревого поля на заднем крае лопатки по фиг.2;

Фиг.6 показывает расположение штырей в штыревом поле втулки на заднем крае лопатки по фиг.2, и

Фиг.7 показывает расположение штырей в штыревом поле венца на заднем крае лопатки по фиг.2.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Общее расположение устройства охлаждения на заднем крае согласно варианту осуществления изобретения показано на фиг.2. Оно состоит из сочетания изгиба 22, ребристого прохода 19b заднего края с реброподобными турбулизаторами 23 как на всасывающей, так и на нагнетающей сторонах с шагом P и области 21 эжекции заднего края со штыревым полем 24 и литым стравливающим средством 28 стороны нагнетания.

Хладагент, поступающий из проточного канала 19а, протекает в направлении стрелок через изгиб 22 и поступает в проход 19b заднего края. Форма изгиба выполнена для минимизации аэродинамических потерь. Площадь поперечного сечения изгиба выполнена сужающейся вдоль пути потока с уменьшением площади в диапазоне от 5 до 15%. Проход 19b заднего края снабжен турбулизаторами 23 как на нагнетающей, так и на всасывающей сторонах. Турбулизаторы 23 позволяют повысить турбулентный поток и улучшить теплообмен в проходе 19b заднего края.

Как показано на фиг.3, турбулизаторы 23 выполнены по высоте e с отношением е/P высоты к шагу, изменяющимся от 0,05 до 0,15. Когда хладагент протекает вверх по проходу 19b заднего края, то часть его постоянно отклоняется в направлении заднего края 16 лопатки и протекает через несколько рядов штырей 24 штыревого поля, выполненного для оптимизации местного теплообмена.

Штыревое поле, показанное на фиг.4-7, выполнено в виде устройства ступенчатого падения давления, способствующего снижению изменений горячего к холодному на свисающем выступе. Штыревое поле выполнено с шахматным построением относительно направления потока (направление потока наклонено, в зависимости от высоты внутри канала, под углом к горизонтали в диапазоне от 30 до 60°). В центральной области штыревого поля расположено четыре ряда штырей 24 диаметром от d1 до d4, возрастая в направлении потока хладагента. Высотой штырей является h, и отношение h/d высоты к диаметру изменяется от 0,5 до 2,0. Штыри 24 штыревого поля имеют осевое и радиальное разнесение sx и sy с отношениями осевого и радиального разнесения к диаметру sx/d sy/d, которые изменяются от 1,5 до 4,0. Как показано на фиг.6 и 7, в областях втулки и венца лопатки местное локальное расположение штыревого поля, т.е. расширенное штыревое поле 26 втулки и расширенное штыревое поле 27 венца с увеличенным числом штырей, необходимы для соответствия критериям локального потока, теплообмена и производства. Проходя штыревое поле, поток хладагента выходит из лопатки 10 через щелевидное стравливающее средство 28 стороны нагнетания на стороне нагнетания аэродинамического профиля и охлаждает задний край 16 лопатки при прохождении вдоль свисающего выступа 25 стороны всасывания стравливающего средства 28 стороны нагнетания.

Как показано на фиг.4, отношение длины L свисающего выступа 25 к ширине s щели стороны нагнетания, L/s, изменяется от 7 до 15.

Как показано на фиг.5-7, штыревое расположение может быть также охарактеризовано двумя углами α1 и α2, которые изменяются в диапазоне между 0° и 30°, причем α1 (<0) и α2 (>0) обозначают угол между осевым направлением и наклонным рядом штырей 24, особенно в штыревом поле 26 втулки и/или в штыревом поле 27 венца. Два ряда с углами α1 и α2, каждый, объединены для получения общего шевроноподобного расположения штырей.

Рассмотренное расположение штыревого поля (фиг.5, 6, 7) выполнено для улучшения теплообмена для вращающегося компонента, здесь, к примеру, лопатки. Выравнивание рядов штырей под углами α1 и α2 выполнено специально для усиления теплообмена, когда скорость потока через штыревое поле содержит радиальную составляющую, обусловленную центробежными силами.

На верхней части прохода заднего края можно добавить пылевое отверстие. Наличие верхнего отверстия/пылевого отверстия на вершине прохода заднего края гарантирует достаточный поток и, следовательно, теплообмен в области венца прохода заднего края.

Характеристики конструкции лопатки согласно изобретению могут быть представлены в следующем в виде:

охлаждение заднего края лопатки;

охлаждение задней области лопатки сочетанием нижнего изгиба, турбулизаторов, штыревым полем и эжекцией хладагента стравливающим средством стороны нагнетания;

изгиб с площадью сужения в диапазоне от 5 до 15%;

равномерное распределение потока для заднего края с поворотом;

коэффициент сходимости стравливающего средства заднего края, или площади прохода, в диапазоне от 20 до 30;

турбулизаторы с отношением высота/шаг в диапазоне от 0,05 до 0,15;

штыри с отношением высота/диаметр в диапазоне от 1,5 до 4,0;

конструкция штыревого поля, выполненного в шахматном порядке для обтекания вращающейся лопатки, локальная конструкция штыревого поля втулки и венца; и

длина стравливающего средства свисающего выступа стороны нагнетания к ширине щели стороны нагнетания в диапазоне от 7 до 15.

СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ

10 - Лопатка (газовая турбина)

11 - Аэродинамический профиль

12 - Платформа

13 - Вал

14 - Хвостовик

15 - Передний край

16 - Задний край

17 - Сторона всасывания

18 - Сторона нагнетания

19, 19а - Проточный канал (радиальный)

19b - Проход заднего края

20 - Охлаждающий поток

21 - Область эжекции заднего края

22 - Изгиб

23 - Турбулизатор

24 - Штырь

25 - Свисающий выступ

26 - Штыревое поле втулки

27 - Штыревое поле венца

28 - Стравливающее средство стороны нагнетания

W - Ширина

Н - Высота

h - высота штыря

L - Длина свисающего выступа

d1-d4 - Диаметр штыря

s - Ширина щели

Р - Шаг турбулизатора

е - Высота турбулизатора

α1, α2 - Угол между осевым направлением и наклонным рядом штырей

1. Охлаждаемая лопатка (10) для газовой турбины, содержащая радиально продолжающийся аэродинамический профиль (11) с передним краем (15), задним краем (16), стороной (17) всасывания и стороной (18) нагнетания, причем на стороне всасывания заднего края (16) предусмотрен свисающий выступ (25), дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов (19, 19а, b), соединенных изгибами (22) для образования многопроходного серпантина для потока хладагента, при этом для охлаждения указанного заднего края (16) предусмотрена область (21) эжекции заднего края, содержащая проход (19b) заднего края указанного многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно указанному заднему краю (16) и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством (28) стороны нагнетания, отличающаяся тем, что охлаждающий поток из прохода (19b) заднего края к стравливающему средству (28) стороны нагнетания определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей (24), которое предусмотрено между указанным стравливающим средством (28) стороны нагнетания и указанным проходом (19b) заднего края, с поперечным размером (d1,…,d4) указанных штырей (24), возрастающим в направлении потока хладагента, причем в областях втулки и венца указанной лопатки (10) предусмотрено локальное штыревое поле (26, 27) втулки и венца с увеличенным числом штырей (24), при этом по меньшей мере внутри локального штыревого поля (26, 27) втулки и венца штыри (24) расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом (α, α2).

2. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что штыри (24) имеют круглое поперечное сечение с заданным диаметром (d1,…,d4) и заданной высотой (h), при этом отношение h/d высоты к диаметру для каждого штыря (24) изменяется от 0,5 до 2,0.

3. Охлаждаемая лопатка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что штыри (24) указанного штыревого поля имеют заданное осевое и радиальное разнесение (sx, sy), при этом отношения sx/d и sy/d осевого и радиального разнесения к диаметру штыря изменяются от 1,5 до 4,0.

4. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что хладагент протекает через изгиб (22) для поступления в указанный проход (19b) заднего края, при этом форма изгиба (22) выполнена для минимизации аэродинамических потерь.

5. Охлаждаемая лопатка по п. 4, отличающаяся тем, что площадь поперечного сечения изгиба (22) сужается вдоль пути потока.

6. Охлаждаемая лопатка по п. 5, отличающаяся тем, что сужение поперечного сечения указанного изгиба изменяется от 5% до 15%.

7. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный проход (19b) заднего края снабжен турбулизаторами (23) на обеих сторонах, нагнетания и всасывания, для повышения турбулентности потока и усиления теплообмена.

8. Охлаждаемая лопатка по п. 7, отличающаяся тем, что указанные турбулизаторы (23) расположены в направлении потока с заданным шагом (Р) и имеют заданную высоту (е) турбулизатора, при этом отношение е/Р высоты турбулизатора к шагу изменяется от 0,05 до 0,15.

9. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный свисающий выступ (25) имеет заданную длину (L), при этом указанное стравливающее средство (28) стороны нагнетания имеет заданную ширину (s) щели, причем отношение L/s длины свисающего выступа к ширине щели стороны нагнетания изменяется от 7 до 15.



 

Похожие патенты:

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.

Лопатка содержит внутренние полости для циркуляции охлаждающего газа. Полости разделены перегородками, проходящими в радиальном направлении.

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.

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.

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.

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.

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.

Компонент газовой турбины для образования части ступени газовой турбины, выполненный с возможностью изменения схемы охлаждения, включает профильный участок пера, охлаждающий проход, пленочные отверстия и сменные соединители. Профильный участок пера включает корыто и спинку, соединенные вместе на хордово противоположных входной кромке и выходной кромке. Охлаждающий проход продолжается между корытом и спинкой вдоль входной кромки для обеспечения протекания через него охлаждающей текучей среды. Пленочные отверстия выполнены в охлаждающем проходе для обеспечения протекания по меньшей мере части охлаждающей текучей среды к части профильного участка пера. Сменные соединители выполнены с возможностью изменения для охлаждающего прохода поочередно схемы охлаждения. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения за счет изменения схемы охлаждения. 16 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение может быть использовано при изготовлении полых, например, авиационных вентиляторных лопаток. На поверхность участков, не подвергаемых соединению при диффузионной сварке, наносят антиадгезионное покрытие. После диффузионной сварки пакета, собранного из заготовок корыта, спинки и внутреннего каркаса лопатки, осуществляют разрушение адгезионных связей путем приложения отрывающей нагрузки, обеспечивающей отслоение защитного покрытия за счет упругой деформации заготовки на упомянутых участках при воздействии магнитного и/или электрического поля. Разрушение адгезионных связей производят до или после придания упомянутой заготовке аэродинамического профиля. Затем нагревают полученную конструкционную заготовку до температуры сверхпластической формовки и подают в ее полости рабочую среду для создания статического и/или вибростатического давления, необходимого для сверхпластической формовки, до получения полого пера лопатки и формирования ребер жесткости. Способ обеспечивает повышение качества лопаток и надежности процесса их изготовления за счет минимизации влияния загрязнений при разрушении и отслоении антиадгезионного покрытия. 24 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 пр.

Лопатка газовой турбины содержит хвостовик, перо с передней кромкой, заднюю кромку, радиальную наружную концевую часть, и корыто, и спинку между передней кромкой и задней кромкой, и систему каналов охлаждающего воздуха. Система каналов охлаждающего воздуха проходит из проема отверстия для впуска воздуха в хвостовике на всем протяжении пера ко множеству отверстий для выпуска воздуха в корыте и передней кромке вершины концевой части пера, в которой число отверстий для выпуска воздуха на площадь вблизи передней кромки концевой части является более высоким, чем среднее число отверстий для выпуска воздуха на площадь в вершине кромки. Концентрация отверстий для выпуска воздуха на вершине концевой части пера является более высокой на корыте, чем на спинке. Отверстия для выпуска воздуха, ближайшие к задней кромке, являются большими в поперечном сечении для воздуха, чем отверстия для выпуска воздуха в середине между передней кромкой и задней кромкой. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Компонент лопасти или лопатки для турбомашины содержит внутреннее пространство между двумя противоположными внутренними стенками компонента, образующими проток для охлаждающей текучей среды в направлении выпускного отверстия для текучей среды в задней кромке компонента, и множество ребер, выступающих из двух противоположных внутренних стенок, образуя множество каналов на каждой из двух противоположных внутренних стенок, чтобы направлять охлаждающую текучую среду в направлении задней кромки. Ребра на противоположных сторонах наклонены друг относительно друга, чтобы образовать матричное расположение. Внутреннее пространство разделено на переднюю секцию в направлении передней кромки компонента и заднюю секцию в направлении задней кромки компонента. Ребра расположены в передней секции. Компонент дополнительно содержит множество шипов, выступающих из двух противоположных внутренних стенок, дискретно расположенных в задней секции. Компонент дополнительно содержит промежуточную секцию между передней секцией и задней секцией. Промежуточная секция содержит ребра и шипы. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопатка, используемая в потоке текучей среды турбинного двигателя, содержит тонкостенное проходящее в радиальном направлении аэродинамическое тело лопатки, имеющее отстоящие по оси друг от друга переднюю и заднюю кромки и радиально наружную полку. Стенка тела лопатки содержит наружную оболочку и внутреннюю оболочку. Стенка тела лопатки задает внутреннюю полость в ней для прохождения охлаждающей среды. На внутренней оболочке стенки передней кромки тела лопатки расположена проходящая радиально нагружаемая распорка. Изобретение обеспечивает уменьшение вызываемых в лопатке напряжений до приемлемого уровня без отрицательного воздействия на охлаждение тела лопатки и аэродинамические характеристики лопатки. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх