Лопасть или лопатка для турбомашины



Лопасть или лопатка для турбомашины
Лопасть или лопатка для турбомашины
Лопасть или лопатка для турбомашины
Лопасть или лопатка для турбомашины
Лопасть или лопатка для турбомашины

 


Владельцы патента RU 2573087:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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.

 

Настоящее изобретение относится к лопасти или лопатке для турбомашины по преамбуле п.1. Такая лопасть или лопатка известна из публикации патентной заявки США № 2007/0172354A1.

В настоящее время различные компоненты турбомашины функционируют при очень высоких температурах. Эти компоненты включают в себя лопасть или лопатку, которые имеют форму крыла. Высокие рабочие температуры могут расплавить лопатку или лопасть, следовательно, охлаждение этих компонентов важно. Охлаждение этих компонентов в общем достигается пропусканием охлаждающей текучей среды, которая может включать в себя воздух из компрессора турбомашины, через внутренний проток, отлитый в лопасти или лопатке.

Из публикации патентной заявки США № 2007/0172354A1 известно обеспечение охлаждения для такого компонента, который включает в себя внутреннее пространство, ограниченное двумя противоположными стенками. Множество первых ребер и вторых ребер выступает из двух противоположных стенок, чтобы образовать множество каналов для направления охлаждающей текучей среды к задней кромке компонента. Матричное расположение ребер в лопасти или лопатке помогает подаче охлаждающей текучей среды с различных направлений, что обеспечивает эффективное охлаждение. Однако матричное расположение обеспечивает менее эффективное охлаждение и также ведет к пониженной пропускной способности вследствие меньшей площади потока на задней кромке, которая должна быть как можно более тонкой, чтобы обеспечить лучшие аэродинамические характеристики. Кроме того, матричное расположение ребер, которое включает в себя мелкие признаки, сложно в отливке вследствие тонкого сечения на задней кромке компонента.

Следовательно, задача настоящего изобретения состоит в обеспечении охлаждающей конструкции для лопасти или лопатки, которую просто отлить и которая обеспечивает улучшенное охлаждение на задней кромке.

Задача достигается лопастью или лопаткой по п.1.

Лопасть или лопатка для турбомашины включает в себя внутреннее пространство между двумя противоположными внутренними стенками компонента, образующее проток для охлаждающей текучей среды в направлении выпускного отверстия для текучей среды на задней кромке компонента. Компонент включает в себя множество ребер, выступающих из двух противоположных внутренних стенок, образуя множество каналов на каждой из двух противоположных стенок для направления охлаждающей текучей среды в направлении задней кромки, в котором ребра на противоположных сторонах наклонены друг относительно друга, чтобы образовать матричное расположение. Дополнительно, внутреннее пространство разделено на переднюю секцию в направлении передней кромки компонента и заднюю секцию в направлении задней кромки компонента. Ребра расположены в передней секции, и множество шипов, выступающих из двух противоположных стенок, дискретно расположены в задней секции. Выбором как ребер, так и шипов для различных секций внутри компонента, превосходные характеристики усталостной деформации и малоцикловой усталости могут быть сохранены матричным расположением ребер в сочетании с улучшенным охлаждением и лучшими литейными свойствами шипов в задней секции. Кроме того, шипы обеспечивают более тонкое сечение задней кромки, и дискретное расположение создает турбулентность на пути охлаждающей текучей среды в задней секции, таким образом улучшая охлаждающее действие.

Расположение шипов в два или более рядов обеспечивает полное покрытие задней секции вдоль задней кромки компонента. Более того, два или более рядов шипов увеличивают площадь поверхности, что вынуждает охлаждающую текучую среду изменять направление, и также увеличивают контактные поверхности, что способствует эффективному охлаждению на задней кромке.

Компонент может дополнительно содержать промежуточную секцию между передней секцией и задней секцией. Промежуточная секция включает в себя ребра и шипы. Промежуточная секция, таким образом, извлекает выгоду из ребер, которая заключается в улучшенных характеристиках усталостной деформации и малоцикловой усталости (LCF), а также способности шипов обеспечивать эффективный отвод тепла от компонента.

Обеспечением соединения между ребрами и шипами в промежуточной секции достигается улучшенное решение по напряжению для компонента. Дополнительно, отливка такой конструкции проста и обеспечивает эффективный отвод тепла вследствие увеличения площади потока, что позволяет прохождение большего количества охлаждающей текучей среды.

Ряд шипов может быть соединен с ребрами, выступающими из одной из двух противоположных внутренних стенок, в промежуточной секции. Расположение увеличивает турбулентность на пути охлаждающей текучей среды и также позволяет прохождение большего количества охлаждающей текучей среды, таким образом обеспечивая эффективное охлаждение.

Отливка ребер и шипов в компоненте обеспечивает высокую прочность компонента, и в то же время объем внутреннего пространства может быть использован для потока охлаждающей текучей среды.

Отливка ребер и шипов из основного материала компонента является дешевой и экономически эффективной возможностью.

Согласно дополнительному варианту выполнения изобретения, по меньшей мере некоторые из шипов соединяют две противоположные внутренние стенки. Таким расположением больше турбулентности может быть создано на пути охлаждающей текучей среды вследствие увеличения площади поверхности, таким образом увеличивая охлаждающее действие на задней кромке. Также расположение увеличивает механическую прочность компонента.

Предпочтительно, по меньшей мере некоторые из шипов продолжаются на полпути между двумя противоположными внутренними стенками. Такая конструкция проста в отливке и также создает турбулентность в потоке охлаждающей текучей среды для эффективного отвода тепла.

Задняя секция, которая имеет протяженность от около 10% до около 20% расстояния между передней кромкой и задней кромкой, имеет нужное сочетание эффективности охлаждения матричного расположения, площади потока и практичности изготовления компонента.

Согласно другому варианту выполнения, шипы выступают поочередно из двух противоположных внутренних стенок. Такая конструкция проста в отливке вследствие тонкого сечения задней кромки.

Расстояние между шипами должно быть по меньшей мере равно диаметру шипов. Шипы, которые отстоят слишком близко друг от друга, ослабляют внутреннюю стенку, что может привести к разрушению во время литья. Такая конструкция проста в отливке и также обеспечивает надлежащий поток охлаждающей текучей среды через заднюю секцию.

Вышеупомянутые и другие признаки изобретения сейчас будут рассмотрены со ссылкой на сопровождающие чертежи настоящего изобретения. Изображенные варианты выполнения предназначены для пояснения, а не ограничения изобретения. Чертежи содержат следующие фигуры, на которых одинаковые ссылочные позиции относятся к одинаковым элементам, по всему описанию и чертежам.

Фиг.1 показывает вид газовой турбины в продольном сечении;

фиг.2 показывает вид пояснительной лопасти ротора газовой турбины в осевом сечении;

фиг.3 показывает вид в сечении лопасти ротора вдоль линии III-III на фиг.2;

фиг.4 показывает увеличенный вид задней кромки лопасти ротора, изображенной на фиг.3; и

фиг.5 показывает другой вариант выполнения лопасти ротора с фиг.2.

Варианты выполнения настоящего изобретения описаны ниже в отношении лопасти или лопатки в турбомашине. Турбомашина может включать в себя газовую турбину, турбовентилятор и подобное.

Охлаждение лопасти или лопатки в турбомашине важно, поскольку лопасть или лопатка функционирует при очень высоких температурах. Высокие рабочие температуры могут вызвать расплавление лопасти или лопатки, таким образом вызывая повреждение турбомашины.

Фиг.1 схематично показывает газовую турбину 1, имеющую неподвижный корпус 2 и ротор 3, который выполнен с возможностью вращения в корпусе 2 вокруг оси x вращения. Газовая турбина 1 включает в себя множество лопастей 4 ротора, установленных на роторе 3, и множество неподвижных направляющих лопаток 5, установленных на корпусе 2.

Каждая из лопастей 4 ротора и направляющих лопаток 5, таким образом, образует компонент газовой турбины 1. Хотя следующее описание относится к компоненту в виде лопасти 4 ротора, отметим, что изобретение также применимо к направляющей лопатке 5, и что отличительные признаки, подлежащие описанию ниже, также могут относиться к неподвижной направляющей лопатке 5. Компонент будет описан со ссылкой на лопасть 4 ротора, более подробно на фиг.2 и 3.

Фиг.2 показывает вид лопасти 4 ротора в осевом сечении, и фиг.3 показывает вид в сечении лопасти 4 ротора вдоль линии III-III на фиг.2. Лопасть 4 ротора включает в себя внутреннее пространство 10, которое ограничено двумя противоположными внутренними стенками 11, 12. Более конкретно, внутреннее пространство 10 ограничено первой стенкой 11 и второй стенкой 12. Первая стенка 11 и вторая стенка 12 обращены друг к другу. Первая стенка 11 обеспечена на стороне нагнетания лопасти 4 ротора, тогда как вторая стенка 12 обеспечена на стороне разрежения лопасти 4 ротора. Более того, лопасть 4 ротора имеет переднюю кромку 13, заднюю кромку 14, верхний участок 15 и нижний участок 16. Нижний участок 16 образует хвостовик лопасти 4 ротора. Лопасть 4 ротора установлена в тело ротора 3 таким образом, что хвостовик прикреплен к телу ротора 3, тогда как верхний участок 15 расположен в радиально самом внешнем положении ротора 3. Лопасть 4 ротора продолжается вдоль центральной оси у, продолжающейся через ротор 3 от нижнего участка 16 до верхнего участка 15, по существу параллельно передней кромке 13 и задней кромке 14. Центральная ось y по существу перпендикулярна оси x вращения.

В соответствии с аспектами настоящей технологии, внутреннее пространство 10 разделено на переднюю секцию 30 и заднюю секцию 31. Передняя секция 30 расположена в направлении передней кромки 13 лопасти 4 ротора, и задняя секция 31 расположена в направлении задней кромки 14 лопасти 4 ротора. Задняя секция 31 может иметь протяженность от около 10% до около 20% расстояния между передней кромкой 13 и задней кромкой 14 лопасти 4 ротора.

Более того, лопасть 4 ротора имеет впускное отверстие 17 во внутреннее пространство 10 и выпускное отверстие 18 из внутреннего пространства 10. Впускное отверстие 17 обеспечено на нижнем участке 16, и выпускное отверстие 18 - на задней кромке 14. Внутреннее пространство 10, таким образом, образует проток для охлаждающей текучей среды из впускного отверстия 17 в выпускное отверстие 18. Внутреннее пространство 10 продолжается в по существу радиальном направлении относительно оси x вращения и параллельно центральной оси y от нижнего участка 16 до верхнего участка 15. Внутреннее пространство 10 включает в себя распределительную камеру 19 и множество ребер, выступающих из двух противоположных внутренних стенок, то есть первой стенки 11 и второй стенки 12. Множество ребер 21, 22 образуют множество каналов 20 в виде матрицы 25 на двух противоположных внутренних стенках 11, 12. Распределительная камера 19 расположена внутри и вблизи передней кромки 13 и продолжается от впускного отверстия 17 параллельно центральной оси y. Множество каналов 20 выполнены с возможностью направления охлаждающей текучей среды в направлении задней кромки 14. Также можно отметить, что множество каналов 20 продолжаются от нижнего участка 16 до верхнего участка 15 лопасти 4 ротора.

Более конкретно, множество каналов 20 лопасти 4 ротора образованы множеством ребер 21, 22. Охлаждающая текучая среда может включать в себя сжатый воздух из компрессора газовой турбины 1 (смотрите фиг.1). Дополнительно охлаждающая текучая среда может включать в себя охлаждающую жидкость, такую как масло или хладагент, которая течет внутри лопасти 4 или направляющей лопатки 5.

В соответствии с аспектом настоящей технологии, множество ребер 21, 22 включают в себя комплект первых ребер 21, выступающих из первой стенки 11, и комплект вторых ребер 22, выступающих из второй стенки 12. Комплект первых ребер 11 продолжается по существу параллельно друг другу, чтобы образовать первые каналы 23 для протекания охлаждающей текучей среды в передней секции. Аналогично, комплект вторых ребер 22 продолжается по существу параллельно друг другу, чтобы образовать вторые каналы 24 для протекания охлаждающей текучей среды в передней секции 30 в направлении задней секции 31.

Можно отметить, что лопасть 4 или лопатка 5 для турбомашины может подвергаться усталостной деформации и малоцикловой усталости, что приводит к растрескиванию и конструктивному повреждению лопасти 4 или лопатки 5. Матричное расположение 25 ребер 21, 22 в настоящем изобретении обеспечивает улучшенные характеристики усталостной деформации и малоцикловой усталости, таким образом увеличивая срок службы лезвия 4 или лопатки 5.

Также, в соответствии с аспектами настоящей технологии, лопасть 4 ротора включает в себя множество шипов 26. Шипы 26 выступают из первой стенки 11 и второй стенки 12. Эти шипы 26 присутствуют в задней секции 31 внутреннего пространства 10 в направлении задней кромки 14 лопасти 4 ротора. Шипы 26 обеспечивают превосходное охлаждение и также просты в отливке, особенно в области лопасти 4 ротора, где сечение тонкое, такой как задняя кромка 14.

В одном варианте выполнения, шипы 26 расположены в два или более рядов вдоль задней кромки 14 лопасти 4. Также, шипы 26 присутствуют от верхнего участка 15 до нижнего участка 16 лопасти 4. Шипы 26 расположены дискретно в задней секции 31. Использованный здесь термин «дискретно» означает отдельно друг от друга. Шипы 26 расположены так, что расстояние между двумя шипами 26 по меньшей мере равно диаметру шипов 26. В пояснительном варианте выполнения, расстояние между двумя шипами 26 составляет около полутора диаметров шипов 26.

С продолжающейся ссылкой на фиг.2, множество ребер 21, 22, то есть комплект первых ребер 21 и комплект вторых ребер 22, выступающих из первой стенки 11 и второй стенки 12 соответственно, наклонены друг относительно друга таким образом, что они образуют матричное расположение 25, как изображено на фиг.2. Более конкретно, множество ребер 21, 22, если смотреть в направлении вращательного движения вокруг оси x вращения, образуют матричное расположение 25.

Более того, в соответствии с аспектами настоящей технологии, шипы 26 и ребра 21, 22 отлиты в лопасти 4 ротора. Более конкретно, шипы 26 и ребра 21, 22 отлиты из основного материала лопасти 4 ротора.

Как изображено на фиг.3, матричное расположение 25 ребер 21, 22 присутствует в передней секции 30, и шипы 26 расположены в задней секции 31 лопасти 4. Шипы 26 показаны соединяющими две противоположные внутренние стенки 11, 12, то есть первую стенку 11 и вторую стенку 12. В одном варианте выполнения, шипы 26 могут продолжаться на полпути между первой стенкой 11 и второй стенкой 12. В другом варианте выполнения, шипы 26 могут выступать из первой стенки 11 и второй стенки 12 поочередно. Можно отметить, что различные другие расположения шипов 26 также могут быть обеспечены, основываясь на требованиях и простоте отливки.

Фиг.4 - увеличенный вид задней кромки 14 лопасти 4 ротора. Как изображено, шипы 26 показаны соединяющими первую стенку 11 и вторую стенку 12. Дополнительно, матричное расположение 25 множества каналов 20, образованных ребрами 21, 22, заканчивается в начале задней секции 31. В настоящей предлагаемой конфигурации, зазор 27 изображен отделяющим множество ребер 21, 22 от шипов 26. Зазор 27 обеспечивает равномерное распределение потока охлаждающей текучей среды.

Фиг.5 - вид в сечении лезвия 4, согласно другому варианту выполнения настоящего изобретения. Как изображено на фиг.5, внутреннее пространство 10 включает в себя промежуточную секцию 32 между передней секцией 30 и задней секцией 31. Промежуточная секция 32 включает в себя ребра 21, 22, которые выступают из двух противоположных внутренних стенок 11, 12, продолжаясь из передней секции 30. Промежуточная секция 32 также включает в себя шипы 26, расположенные в два или более рядов. Ребра 21, 22 соединены с рядом шипов 26 в промежуточной секции 32. Более конкретно, ребра 21, 22 соединены с рядом шипов 26 в промежуточной секции 32, которая расположена в направлении задней секции 31. Альтернативно, в одном варианте выполнения, комплект первых ребер 21 может быть соединен с рядом шипов 26. В другом варианте выполнения, комплект вторых ребер 22 может быть соединен с рядом шипов 26.

1. Компонент лопасти (4) или лопатки (5) для турбомашины, содержащий:
внутреннее пространство (10) между двумя противоположными внутренними стенками (11, 12) компонента, образующими проток для охлаждающей текучей среды в направлении выпускного отверстия (18) для текучей среды в задней кромке (14) компонента, и
множество ребер (21, 22), выступающих из двух противоположных внутренних стенок (11, 12), образуя множество каналов (20) на каждой из двух противоположных внутренних стенок (11, 12), чтобы направлять охлаждающую текучую среду в направлении задней кромки (14), причем ребра (21, 22) на противоположных сторонах наклонены друг относительно друга, чтобы образовать матричное расположение (25),
при этом внутреннее пространство (10) разделено на переднюю секцию (30) в направлении передней кромки (13) компонента и заднюю секцию (31) в направлении задней кромки (14) компонента, причем ребра (21, 22) расположены в передней секции (30), при этом компонент дополнительно содержит множество шипов (26), выступающих из двух противоположных внутренних стенок (11, 12), дискретно расположенных в задней секции (31), отличающийся тем, что он дополнительно содержит промежуточную секцию (32) между передней секцией (30) и задней секцией (31), причем промежуточная секция (32) содержит ребра (21, 22) и шипы (26).

2. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что множество шипов (26) расположено в два или более рядов, так что два или более рядов расположены в направлении задней кромки (14).

3. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что ребра (21, 22) соединены с по меньшей мере некоторыми из шипов (26) в промежуточной секции (32).

4. Компонент по п. 3, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере два ряда шипов (26) в промежуточной секции (32) в направлении задней кромки (14), причем ребра (21, 22) соединены с рядом шипов (26), которые находятся в направлении задней секции (31).

5. Компонент по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что ребра (21, 22) и шипы (26) отлиты в компонент.

6. Компонент по п. 5, отличающийся тем, что ребра (21, 22) и шипы (26) отлиты из основного материала компонента.

7. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере некоторые из шипов (26) соединяют две противоположные внутренние стенки (11, 12).

8. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере некоторые из шипов (26) проходят на полпути между двумя противоположными внутренними стенками (11, 12).

9. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что он дополнительно содержит распределительную камеру (19) в передней секции (30) для распределения охлаждающей текучей среды по всему множеству каналов (20).

10. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что задняя секция (31) имеет протяженность от около 10% до около 20% расстояния между передней кромкой (13) и задней кромкой (14).

11. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что шипы (26) выступают поочередно из двух противоположных внутренних стенок (11, 12).

12. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что расстояние между шипами (26) по меньшей мере равно диаметру шипов (26).

13. Компонент по п. 1, отличающийся тем, что шипы (26) и множество ребер (21, 22) отделены зазором (27).



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение может быть использовано при изготовлении полых, например, авиационных вентиляторных лопаток. На поверхность участков, не подвергаемых соединению при диффузионной сварке, наносят антиадгезионное покрытие.

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.

Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя содержит полости для подвода охлаждающей среды, порошкообразный неметаллический пористый материал и металлический материал.

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.

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.

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.

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.

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания.

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, 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.

Узел платформы для поддержки сопловой лопатки для газовой турбины содержит поверхность прохождения газа, расположенную так, чтобы контактировать с потоковым рабочим газом, по меньшей мере, один охлаждающий канал. Охлаждающий канал имеет форму для направления охлаждающей текучей среды в охлаждающем канале и образован внутри узла платформы. Охлаждающий участок внутренней поверхности охлаждающего канала находится в тепловом контакте с поверхностью прохождения газа. Узел платформы представляет собой интегрально образованный узел, представляющий сегмент в круговом направлении газовой турбины. Охлаждающий канал содержит первый участок охлаждающего канала и второй участок охлаждающего канала, размещенный после первого участка охлаждающего канала в отношении потокового направления рабочего газа. Первый участок охлаждающего канала и второй участок охлаждающего канала взаимосвязаны таким образом, что охлаждающая текучая среда направляется в первый участок охлаждающего канала, а затем направляется во второй участок охлаждающего канала. Первый участок охлаждающего канала и второй участок охлаждающего канала оба главным образом проходят вдоль кругового направлении и приспособлены таким образом, что первая часть охлаждающей текучей среды течет в первом направлении в первом сегменте первого участка охлаждающего канала, а вторая часть охлаждающей текучей среды течет во втором направлении во втором сегменте первого участка охлаждающего канала. первая часть охлаждающей текучей среды течет в первом сегменте второго участка охлаждающего канала, а вторая часть охлаждающей текучей среды течет во втором сегменте второго участка охлаждающего канала. Первая часть охлаждающей текучей среды и вторая часть охлаждающей текучей среды текут по направлению друг к другу и соединяются друг с другом во втором участке охлаждающего канала. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения и увеличить срок службы сопловой лопатки турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы. 3 ил.

Лопатка газовой турбины содержит хвостовик и перо лопатки с входной и выходной кромками и вершиной, систему каналов для охлаждающего воздуха, простирающихся от отверстия для охлаждающего воздуха в хвостовике посредством извилистого змеевидного канала к расположенному в зоне выходной кромки каналу у выходной кромки, имеющей выпуск для воздуха в выходной кромке, и обходной канал для воздуха. Обходной канал соединяет отверстие для охлаждающего воздуха в хвостовике с каналом, расположенным в зоне выходной кромки, в обход змеевидного канала. Система каналов для охлаждающего воздуха содержит радиальный канал, открытый в змеевидный проточный канал, а также в канал, расположенный в зоне вершины и соединяющий отверстие для охлаждающего воздуха в хвостовике посредством указанного радиального канала с, по меньшей мере, одним выпуском для воздуха на находящемся со стороны выходной кромки участке наружной в радиальном направлении поверхности вершины лопатки на верхней части вершины, подающей охлаждающий воздух к находящемуся со стороны выходной кромки участку наружной в радиальном направлении поверхности вершины лопатки на верхней части вершины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения выходной кромки пера лопатки. 12 з.п. ф лы, 3 ил.

Устройство направляющих лопаток содержит внутреннюю платформу, полый аэродинамический профиль и направляющую. Внутренняя платформа выполнена со сквозным отверстием, образующим проточный канал для охлаждающей текучей среды. Полый аэродинамический профиль выполнен в виде единого целого с первой поверхностью внутренней платформы и имеет охлаждающее отверстие для обмена охлаждающей текучей среды, проходящей через сквозное отверстие в или из полого аэродинамического профиля. Направляющая выполнена в виде единого целого со второй поверхностью внутренней платформы и содержит выемку с проходом для охлаждающей текучей среды, образующим проход для охлаждающей текучей среды к сквозному отверстию. Направляющая проходит вдоль второй поверхности в окружном направлении. Проход для охлаждающей текучей среды имеет в окружном направлении размер сквозного отверстия. При изготовлении указанного выше устройства направляющих лопаток создают внутреннюю платформу, при этом полый аэродинамический профиль выполняют в виде единого целого с первой поверхностью внутренней платформы, а направляющую выполняют в виде единого целого с ее второй поверхностью. Группа изобретений позволяет повысить срок службы устройства направляющих лопаток за счет уменьшения разности температур направляющей и внутренней платформы. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Охлаждаемая рабочая перфорированная лопатка турбины содержит перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра изогнутой формы. Средняя линия каждого из охлаждающих отверстий расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки. Изобретение повышает эффективность охлаждения рабочей лопатки турбины и увеличивает надежность и ресурс ее работы. 4 ил.

Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины содержит аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал. Входная часть приемного канала, расположенного в ножке хвостовика каждой охлаждаемой рабочей лопатки, выполнена между радиальными стенками ножки хвостовика этой лопатки, расположенными со стороны корыта и спинки, и окружными стенками ножки хвостовика этой лопатки. Выходная часть приемного канала сопряжена с каналами охлаждения этой лопатки. Такая конструкция позволяет осуществить подвод охладителя в каналы охлаждения рабочих лопаток с уменьшением гидравлических потерь и подогрева охладителя, обеспечивая увеличение эффективности охлаждения рабочих лопаток. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя содержит во внутренней полости пера цилиндрические перемычки-турбулизаторы и радиальные ребра. На поверхностях внутренней полости пера лопатки, включая входную кромку и радиальные ребра, на выходе из перемычек-турбулизаторов по потоку охлаждающего воздуха и преимущественно перпендикулярно к направлению этого потока выполнены цилиндрические выступы, соединяющие между собой внутреннюю поверхность входной кромки, перемычки и ребра. Отношение диаметра D цилиндрической перемычки-турбулизатора к диаметру d цилиндрического выступа находится в пределах 1,5…10. Отношение диаметра d цилиндрического выступа к высоте h цилиндрического выступа находится в пределах 1,5…2,5. Изобретение повышает надежность охлаждаемой лопатки путем повышения эффективности конвективного охлаждения пера лопатки. 4 ил.

Турбинный узел содержит полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость с по меньшей мере одной трубкой соударительного охлаждения, предназначенную для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используемую для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, расположенную на радиальном конце полой аэродинамической части, и по меньшей мере одну охлаждающую камеру, используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы, и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части стороне платформы. Охлаждающая камера ограничена на первом радиальном конце платформой, а на противоположном радиальном втором конце с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины. Трубка соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента и заднего элемента, вставленных оба в по меньшей мере одну полость. Передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части. Задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Передний элемент трубки соударительного охлаждения проходит в направлении размаха, по меньшей мере, полностью через охлаждающую камеру от платформы до закрывающей пластины, а задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается в направлении размаха на платформе. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения аэродинамической части при минимизации потерь. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к охлаждаемым рабочим лопаткам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. В охлаждаемой рабочей лопатке турбомашины между замковым соединением хвостовика и пером лопатки выполнена удлиненная ножка, внутренняя щелевая полость которой выполнена увеличенной высоты по отношению к высоте внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лопатки. Щелевая полость удлиненной ножки соединена с щелевыми полостями замкового соединения и пера лопатки переходными щелевыми полостями с плавным изменением проходных площадей. Отношение высоты H внутренней щелевой полости удлиненной ножки к высоте h внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лопатки находится в пределах 2…6. Угол α наклона стенки переходной щелевой полости между щелевой полостью замкового соединения и щелевой полостью удлиненной ножки к радиальной плоскости рабочей лопатки турбомашины находится в пределах 10…30°. Изобретение повышает надежность охлаждаемой рабочей лопатки за счет уменьшения тепловых потоков от пера лопатки в замковое соединение хвостовика путем снижения температуры замкового соединения хвостовика рабочей лопатки. 2 ил.

Газовая турбина включает в себя охлаждаемую турбинную ступень (8), имеет эксплуатируемую с охлаждением охлаждающей средой направляющую лопатку (11) и устройство (19-24) подачи охлаждающей среды для подачи охлаждающей среды внутрь направляющей лопатки (11). Лопатка в области своей задней кромки (16) на своей напорной стороне (18) имеет по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, через которое охлаждающая среда может вытекать изнутри направляющей лопатки (11) в главное течение. Устройство (19-24) подачи охлаждающей среды имеет устройство (20) управления массовым потоком для управления массовым потоком через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды, с помощью которого массовый поток через указанное по меньшей мере одно отверстие (25) для выхода охлаждающей среды в режиме частичной нагрузки газовой турбины (1) может увеличиваться по сравнению с режимом полной нагрузки газовой турбины (1). Достигается усиление действия направляющих лопаток при частичных нагрузках. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх