Лопатка газовой турбины



Лопатка газовой турбины
Лопатка газовой турбины
Лопатка газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2575842:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Данное изобретение направлено в целом на лопатки турбины и, более точно, на лопатку газовой турбины, содержащую хвостовик и перо лопатки с входной кромкой и выходной кромкой, систему каналов для охлаждающего воздуха, простирающихся от отверстия для охлаждающего воздуха в хвостовике посредством извилистого змеевидного канала к каналу, расположенному в зоне выходной кромки, у выходной кромки, имеющей выпуск для воздуха в выходной кромке.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Газовые турбины работают при высоких температурах, которые могут достигать 1200°С и более. Соответственно, лопатки турбин должны обладать способностью выдерживать подобные высокие температуры. Для удлинения срока службы лопаток они часто содержат системы охлаждения, обеспечивающие пропускание охлаждающего воздуха через лопатку.

Лопатка газовой турбины имеет хвостовик, платформу и перо лопатки, которое простирается наружу от платформы, при этом перо лопатки имеет вершину, входную кромку и выходную кромку. Во время работы газовой турбины большие напряжения могут создаваться в некоторых зонах лопатки турбины. Особые зоны, ограничивающие срок службы, обнаруживаются в примыкающей к втулке зоне пера лопатки и в зоне выходной кромки у втулки, образующей сравнительно тонкую стенку на той стороне пера лопатки, которая расположена дальше по потоку. Вследствие ее конструкции со сравнительно малой толщиной и высоких напряжений во время работы выходная кромка сильно подвержена образованию трещин, которые могут привести к выходу из строя пера лопатки.

Система охлаждения включает в себя внутренние охлаждающие каналы, в которые поступает воздух из компрессора газовой турбины и которые обеспечивают пропускание воздуха через лопатку. Охлаждающие каналы включают в себя множество проточных каналов, которые предназначены для поддержания лопатки турбины при относительно постоянной температуре. Однако центробежные силы и воздушный поток у граничных слоев иногда препятствуют надлежащему охлаждению некоторых зон лопатки турбины, что приводит к образованию локализованных участков перегрева, которые могут привести к сокращению срока службы лопатки турбины.

Система охлаждения в пере лопатки может включать в себя каналы для прохода охлаждающего воздуха, предназначенные для максимизации конвекционного охлаждения вершины и выходной кромки пера лопатки и выпуска части охлаждающего воздуха через охладительные отверстия в вершине и выходной кромке пера лопатки. Подобная лопатка турбины известна, например, из патента США 4278400.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задача изобретения состоит в разработке лопатки газовой турбины с высокой охлаждающей способностью на участке выходной кромки пера лопатки.

Данная задача решается в соответствии с изобретением посредством лопатки газовой турбины, подобной упомянутой выше, в которой система каналов для охлаждающего воздуха включает в себя обходной канал для воздуха, соединяющий указанное отверстие для охлаждающего воздуха в хвостовике с каналом, расположенным в зоне выходной кромки, и проходящий в обход змеевидного канала.

Работа газотурбинного двигателя приводит к возникновению высоких напряжений в многочисленных зонах лопатки турбины. Установлено, что одна особая зона высокого напряжения находится в выходной кромке пера лопатки, которая представляет собой участок пера лопатки, образующий сравнительно тонкий край. Поскольку выходная кромка является сравнительно тонкой и представляет собой зону, подверженную созданию высоких напряжений во время работы, выходная кромка сильно подвержена образованию трещин, которые могут привести к выходу из строя пера лопатки. Посредством обходного канала охлаждающий воздух, поступающий из отверстия в хвостовике, направляется непосредственно в канал, расположенный в зоне выходной кромки, без нагрева данного воздуха в радиальном канале или змеевидном канале, в результате чего обеспечивается очень эффективное охлаждение выходной кромки.

Охлаждающий воздух подается во внутреннее пространство пера лопатки через отверстие на внутренней в радиальном направлении стороне хвостовика. Подобный хвостовик может иметь более одного отверстия. Как известно, одно отверстие может обеспечить подачу воздуха в змеевидный канал и дальше в канал, расположенный в зоне выходной кромки, и другое отверстие может обеспечить подачу воздуха непосредственно в канал, расположенный в зоне выходной кромки, служащий в качестве обходного канала. Однако, если одно из отверстий используется для подачи воздуха к зоне входной кромки, остается только одно отверстие, которое может быть использовано для подачи воздуха к зоне или каналу, расположенному в зоне выходной кромки. В соответствии с изобретением предложено полезное решение, в особенности для лопаток с более чем одним отверстием, в особенности для лопаток только с двумя отверстиями, только одно из которых обеспечивает подачу воздуха к выходной кромке. Это одно отверстие используется для снабжения змеевидного канала, а также обходного канала, что обеспечивает эффективное охлаждение наружной стенки лопатки и выходной кромки.

Канал, расположенный в зоне выходной кромки, может проходить параллельно выходной кромке лопатки, при этом он открывается непосредственно в одно или несколько выпусков в выходной кромке или в зону вокруг выходной кромки.

В соответствии с одним аспектом изобретения наименьшая ширина обходного канала составляет, по меньшей мере, 10% от ширины хорды пера лопатки, то есть расстояния между входной кромкой 16 и выходной кромкой 18, в частности ширины хорды рядом с платформой, образующей верхнюю часть хвостовика. При подаче в обходной канал и змеевидный канал из одного и того же отверстия в хвостовике следует обратить внимание на то, что достаточное количество воздуха должно подаваться посредством обходного канала. Следовательно, обходной канал должен иметь большой гидравлический диаметр, в частности составляющий от 10 до 15% от ширины хорды пера лопатки. Ширина может представлять собой расстояние между стенками, ограничивающими обходной канал, в частности, в плоскости, простирающейся от входной кромки к выходной кромке.

По той же причине предпочтительно, если наименьшая ширина обходного канала составляет более половины ширины канала системы охлаждения, от которого ответвляется обходной канал.

В соответствии с другим аспектом изобретения система каналов для охлаждающего воздуха включает в себя хвостовой канал, расположенный по меньшей мере частично в хвостовике, при этом обходной канал ответвляется внутри хвостовика от хвостового канала. Поскольку нагрев воздуха внутри хвостовика является довольно слабым, данный вариант осуществления гарантирует то, что воздух в обходном канале будет холодным, когда он будет достигать канала, расположенного в зоне выходной кромки. Хвостовой канал может простираться от отверстия в хвостовике к радиальному каналу, расположенному дальше по потоку, чем зона ответвления обходного канала.

Если обходной канал расположен так, что он, по меньшей мере, на половине его длины находится внутри хвостовика, в особенности внутри в радиальном направлении по отношению к платформе лопатки, нагрев лопатки в зоне обходного канал сохраняется слабым, что обеспечивает эффективное охлаждение выходной кромки.

В еще одном варианте осуществления изобретения опорные элементы расположены в обходном канале, при этом опорные элементы окружены охлаждающим воздухом, проходящим по обходному каналу. Тепло от зон, подлежащих охлаждению, может эффективно передаваться в охлаждающий воздух. Опорные элементы могут соединять стенку пера лопатки, расположенную с напорной стороны, с той стенкой пера лопатки, которая расположена с засасывающей стороны, или могут быть соединены только с одной из стенок и выступать в обходной канал.

Если канал, расположенный в зоне выходной кромки, в который открывается обходной канал, содержит опорные элементы, по меньшей мере, в той зоне, в которой открывается обходной канал, может быть обеспечен непрерывный поток воздуха для равномерного охлаждения выходной кромки.

По той же причине предпочтительно, если число опорных элементов на единицу площади, то есть эффект запирания, будет одинаковым в обходном канале и в канале, расположенном в зоне выходной кромки. Кроме того, предпочтительно, если опорные элементы в обходном канале и в канале, расположенном в зоне выходной кромки, представляют собой элементы одинакового типа. В частности, они имеют одинаковые форму и размер.

Эффективное охлаждение выходной кромки может быть обеспечено, если обходной канал открывается непосредственно на выходной кромке. Это имеет место, если расстояние между зоной, в которой обходной канал открывается в канал, расположенный в зоне выходной кромки, и ближайшим выпуском для воздуха в выходной кромке и/или в канале, расположенном в зоне выходной кромки, менее чем в три раза превышает наименьшую ширину обходного канала в плоскости, соединяющей выходную кромку с входной кромкой.

В дополнительном варианте осуществления изобретения обходной канал открывается в канал, расположенный в зоне выходной кромки, в радиальном направлении от хвостовика к вершине. Вследствие вращения лопатки радиальная сила действует на охлаждающий воздух, проходящий по обходному каналу. При наличии радиального отверстия обеспечивается «поддержка» для потока, что обеспечивает достаточный поток охлаждающего воздуха по обходному каналу.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

В то время как описание завершается формулой изобретения, конкретно определяющей и четко заявляющей настоящее изобретение, один вариант осуществления будет описан далее только в качестве примера со ссылкой на сопровождающие чертежи, в которых:

фиг.1 показывает вид в перспективе лопатки турбины, включающей в себя хвостовик и перо лопатки;

фиг.2 показывает сечение лопатки турбины с каналами для направления охлаждающего воздуха через перо лопатки, и

фиг.3 показывает вид сверху вниз на вершину пера лопатки.

На фиг.1 проиллюстрирована приведенная в качестве примера лопатка 2 турбины для газотурбинного двигателя. Лопатка 2 включает в себя перо 4 лопатки и хвостовик 6, который используется для крепления лопатки 2 к вращающемуся диску двигателя обычным образом для обеспечения опоры для лопатки 2 в канале турбины, предназначенном для прохода потока рабочей среды, в котором движущие силы, создаваемые газообразной рабочей средой, воздействуют на поверхности лопатки. Как показано на фиг.1 и фиг.2, перо 4 лопатки имеет наружную стенку 8, окружающую полое внутренне пространство 14. Наружная стенка 8 пера лопатки включает в себя по существу вогнутую стенку 10 с напорной стороны и по существу выпуклую стенку 12 с засасывающей стороны (фиг.3), которые расположены на определенном расстоянии друг от друга в направлении ширины для образования полого внутреннего пространства 14 между ними. Стенки 10, 12 с напорной стороны и засасывающей стороны простираются между расположенной ближе по потоку, входной кромкой 16 и расположенной дальше по потоку, выходной кромкой 18 и соединены вместе в зоне расположенной ближе по потоку, входной кромки 16 и расположенной дальше по потоку, выходной кромки 18. Входная и выходная кромки 16, 18 расположены на расстоянии друг от друга в аксиальном направлении или в направлении хорды. Перо 4 лопатки простирается в радиальном направлении вдоль продольного или радиального направления лопатки 2, будучи ограниченным «размахом» пера 4 лопатки, от внутренней в радиальном направлении платформы 20 пера лопатки до наружной в радиальном направлении поверхности 22 вершины 24 пера 4 лопатки.

Как видно на фиг.2, две системы 26, 28 каналов для охлаждающей текучей среды образованы в полом внутреннем пространстве 14. Системы 26, 28 каналов для охлаждающей текучей среды простираются в направлении «размаха» через лопатку 2 турбины, и каждая из указанных систем сообщается по текучей среде с источником охлаждающей текучей среды отдельно друг от другой системы. Обе системы 26, 28 каналов для охлаждающей текучей среды проходят через перо 4 лопатки и вдоль их полной длины между стенкой 10, расположенной с напорной стороны, и стенкой 12, расположенной с засасывающей стороны, для передачи тепла от поверхностей боковых стенок 10, 12 пера лопатки в охлаждающую текучую среду и для поддержания температуры лопатки 2 на уровне ниже максимальной допустимой температуры.

Система 26 каналов для охлаждающей текучей среды включает в себя радиальный канал 30 и аксиальный канал 32, следующий непосредственно за радиальным каналом 30 в направлении потока воздуха. Система 26 каналов для охлаждающей текучей среды простирается от отверстия 34 на внутреннем в радиальном направлении конце хвостовика 6 внутри наружной стенки 8 непосредственно вдоль входной кромки 16 непосредственно рядом с входной кромкой 16 от внутреннего в радиальном направлении начала входной кромки 16 до нижнего граничного элемента 36 вершины, образующего стенку, параллельную направлению протяженности вершины 24. Во всем данном проточном канале система 26 каналов не имеет ответвлений и обеспечивает подачу всего проходящего в ней, охлаждающего воздуха вдоль входной кромки 16 к нижнему граничному элементу 36 вершины и очень эффективное охлаждение входной кромки 16.

Система 26 каналов для охлаждающей текучей среды или, более точно, ее аксиальный канал 32 на ее/его дальнейшем пути заканчивается множеством выпусков 38, 40, 42 для воздуха, которые все расположены в зоне вершины 24 пера 4 лопатки. Таким образом, весь охлаждающий воздух, проходящий через внутреннее отверстие 34 в систему 26 каналов для охлаждающей текучей среды, направляется в выпуски 38, 40, 42 в верхней части вершины 24.

Вторая система 28 каналов для охлаждающей текучей среды также начинается в отверстии 44 на внутреннем в радиальном направлении конце хвостовика 6 лопатки 2 и простирается в направлении «размаха» до вершины 24. Однако данная система 28 разветвляется на множество каналов: два параллельных радиальных канала 46, 48, змеевидный проточный канал 50, канал 52, расположенный в зоне вершины, обходной канал 54 и канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Радиальный канал 46 проходит параллельно каналу 30, расположенному в зоне входной кромки, и открывается в канал 52, расположенный в зоне вершины, и в змеевидный проточный канал 50. Радиальный канал 48 отделен перегораживающей радиальной стенкой 58 от радиального канала 46, также проходит параллельно каналу 30, расположенному в зоне входной кромки, и открывается в канал 52, расположенный в зоне вершины, и в змеевидный проточный канал 50.

Змеевидный проточный канал 50 начинается в конце радиальных каналов 46, 48, проходит в виде двух U-образных поворотов, изменяя направление с радиального направления наружу на радиальное направление внутрь и снова на радиальное направление наружу, и открывается в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Внутренний в радиальном направлении, U-образный поворот направляется посредством U-образной стенки 60, ограничивающей U-образный поворот, и обеспечивает поворот под углом, составляющим, по меньшей мере, 150°, с изменением направления с радиального направления внутрь на радиальное направление наружу. Канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, может заканчиваться множеством выпусков, расположенных в выходной кромке 18, при этом особый вариант осуществления, показанный на фиг.1 и фиг.2, имеет только один выпуск 62 на заднем конце, образованный в виде радиальной прорези/щели и простирающийся на длине, составляющей 80% длины выходной кромки 18 в радиальном направлении. Канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, образован подобно радиальному каналу, открытому вдоль его аксиальной стороны в направлении выходной кромки в выпусках, соответственно в выпуске 62.

Обходной канал 54 соединяет хвостовой канал 64, простирающийся от отверстия 44 до радиальных каналов 46, 48, непосредственно с каналом 56, расположенным в зоне выходной кромки, и направляет охлаждающий воздух непосредственно от хвостового канала 64 в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Обходной канал 54 имеет криволинейную форму на его «пути» от хвостового канала 64 до канала 56, расположенного в зоне выходной кромки, и открывается в радиальном направлении наружу в ту часть канала 56, расположенного в зоне выходной кромки, которая расположена непосредственно у выпускной прорези/щели 62 выходной кромки 18, тем самым, он открывается непосредственно на выходной кромке 18 соответственно в выпуск 62 для воздуха в выходной кромке.

Хвостовой канал 64 расположен полностью в хвостовике 6 лопатки, таким образом, ниже платформы 20, что означает в радиальном направлении внутри по отношению к платформе 20. Обходной канал 64 расположен так, что он, по меньшей мере, на половине его длины, в частности более чем на 3/4 его длины, расположен ниже платформы 20.

Для подачи достаточного количества холодного воздуха в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, предусмотрено, что наименьшая ширина 66 канала, определяемая для обходного канала 54, составляет более половины ширины хвостового канала 64, от которого ответвляется обходной канал 54. Данная наименьшая ширина составляет приблизительно 11% от ширины хорды пера лопатки, то есть расстояния между входной кромкой 16 и выходной кромкой 18. В данной самой узкой части обходного канала 54 его ширина в направлении, перпендикулярном к направлению ширины 66 канала, то есть в направлении от стенки 14, расположенной с засасывающей стороны, до стенки 10, расположенной с напорной стороны, больше ширины обходного канала 54 в той зоне, в которой он открывается в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки, в направлении от стенки 14, расположенной с засасывающей стороны, до стенки 10, расположенной с напорной стороны.

Внутри канала 56, расположенного в зоне выходной кромки, расположено множество опорных элементов 68, окруженных охлаждающим воздухом, проходящим по каналу 56, расположенному в зоне выходной кромки. Опорные элементы 68 образованы в виде круглых столбиков, соединяющих стенку 10, расположенную с напорной стороны, со стенкой 12, расположенной с засасывающей стороны, и обеспечивающих передачу тепла, выделяющегося в наружной стенке 8, в канал 56, расположенный в зоне выходной кромки. Опорные элементы 68 такого же типа расположены внутри змеевидного канала 50 и внутри расположенной ниже по потоку части обходного канала 54, при этом расположенная ниже по потоку часть простирается приблизительно на 2/3 общей длины обходного канал 54, при этом число опорных элементов 68 на единицу площади может быть одинаковым в обходном канале 54 и в канале 56, расположенном в зоне выходной кромки.

Обе системы 26, 28 каналов для охлаждающего воздуха обеспечивают подачу охлаждающего воздуха в выпуски 38, 40, 42, 70 в вершине 24, однако система 26 каналов обеспечивает подачу только в выпуски 38, 40, 42 в вершине 24, и система 28 каналов обеспечивает подачу в, по меньшей мере, один выпуск 70 для воздуха в вершине 24 и в, по меньшей мере, один выпуск 62 для воздуха в выходной кромке пера 4 лопатки. Схема расположения выпусков 38, 40, 42, 70 для воздуха в вершине 24 лучше всего видна на фиг.3.

Фиг.3 показывает вершину 24 пера 2 лопатки на виде сверху. Вершина 24 имеет ребро 72 или выступающую стенку, образующую самую дальнюю от центра в радиальном направлении часть наружной стенки 8, проходящую полностью вокруг нижнего граничного элемента 36 вершины 24 и предпочтительно выступающую длину, составляющую 1-2% от длины лопатки 2 или 2-3% от длины пера 4, лопатки над нижним граничным элементом 36. Нижний граничный элемент 36 имеет выпуски 38, 40 и выпуск 74 для пыли, при этом выпуски 38 образуют первую группу и выпуски 40 образуют вторую группу. Первая группа выпусков 38 расположена на входной кромке 16 и на расположенном со стороны входной кромки участке 76 вершины 24, называемом для удобства входной кромкой верхней части вершины 24. Данный участок 76 простирается от входной кромки 16 до воображаемой линии, показанной на фиг.3 как перпендикулярная к линии 80 каркаса лопатки 2 и пересекающей расположенную выше по потоку поверхность или расположенную с напорной стороны поверхность 10 пера 4 лопатки. В варианте осуществления, показанном на фиг.3, данный участок 76 простирается на расстоянии по направлению к выходной кромке 18, которое составляет 1/10 от расстояния между входной кромкой 16 и выходной кромкой 18. Вторая группа выпусков 40 расположена на расположенном с напорной стороны участке 78 вершины 24, называемом для удобства напорной стороной верхней части вершины 24, который простирается от стенки 10, расположенной с напорной стороны, до линии 80 каркаса. Первая система 26 каналов для охлаждающего воздуха обеспечивает подачу в обе группы выпусков 38, 40.

Первая группа выпусков 38 образована тремя отверстиями в нижнем граничном элементе 36, которые все расположены непосредственно рядом с ребром 72. Вторая группа выпусков 40 образована пятью отверстиями в нижнем граничном элементе 36, которые все также расположены непосредственно рядом с ребром 72, но расстояния между отверстиями больше, чем в первой группе выпусков 38. Все отверстия из первой группы имеют одинаковый диаметр, который меньше диаметра отверстий из второй группы. Расстояния между выпусками 40 не равны друг другу. Расстояние от среднего выпуска 40 до соседних с ним, выпусков 40 больше расстояний от самых дальних от центра, выпусков 40 из данной группы до соседних с ними, выпусков 40.

Между обеими группами выпусков 38, 40 имеется не имеющая выпусков зона, простирающаяся от первой группы до второй группы. Данная зона больше, если смотреть в направлении от входной кромки 16 до выходной кромки 18, диаметра выпусков 38 из первой группы и больше наибольшего расстояния между отверстиями из второй группы выпусков 40.

Выпуски 42, 70 расположены на расположенном со стороны выходной кромки участке 82 вершины 24, простирающемся от выходной кромки 18 до воображаемой линии, находящейся на расстоянии, соответствующем приблизительно 30%, в направлении входной кромки 16, как показано на фиг.3, и называемом для удобства выходной кромкой верхней части вершины 24. Они образованы в виде пазов или прорезей, ограниченных непосредственно ребром 72 или выступающей стенкой и сужающихся в радиальном направлении наружу, и скошенных по направлению к выходной кромке 18 приблизительно под углом 70° относительно радиального направления, при этом 0° соответствует исключительно радиальному направлению и 90° соответствует направлению, параллельному нижнему граничному элементу. Вследствие данного скашивания оба выпусков 42, 70 ограничены в радиальном направлении стенками. Выпуск 42 ограничен нижним граничным элементом 36 и стенкой 84, отделяющей первую систему 26 охлаждающих каналов от второй системы 28 охлаждающих каналов. Выпуск 70 ограничен стенкой 84 и стенкой 86, проходящей к расположенному со стороны выходной кромки концу ребра 72.

1. Лопатка (2) газовой турбины, содержащая хвостовик (6) и перо (4) лопатки с входной кромкой (16) и выходной кромкой (18) и вершиной (24), систему (28) каналов для охлаждающего воздуха, простирающихся от отверстия (44) для охлаждающего воздуха в хвостовике (6) посредством извилистого змеевидного канала (50) к расположенному в зоне выходной кромки каналу (56) у выходной кромки (18), имеющей выпуск (62) для воздуха в выходной кромке (18), и обходной канал (54) для воздуха, соединяющий указанное отверстие (44) для охлаждающего воздуха в хвостовике (6) с каналом (56), расположенным в зоне выходной кромки, в обход змеевидного канала (50), отличающаяся тем, что система (28) каналов для охлаждающего воздуха содержит радиальный канал (46), открытый в змеевидный проточный канал (50), а также в канал (52), расположенный в зоне вершины и соединяющий указанное отверстие (44) для охлаждающего воздуха в хвостовике (6) посредством указанного радиального канала (46) с, по меньшей мере, одним выпуском (70) для воздуха на находящемся со стороны выходной кромки участке (82) наружной в радиальном направлении поверхности (22) вершины лопатки на верхней части вершины (24), подающей охлаждающий воздух к находящемуся со стороны выходной кромки участку (82) наружной в радиальном направлении поверхности (22) вершины лопатки на верхней части вершины (24).

2. Лопатка (2) газовой турбины по п.1,
отличающаяся тем, что наименьшая ширина обходного канала (54) составляет, по меньшей мере, 10% от ширины хорды пера (4) лопатки.

3. Лопатка (2) газовой турбины по п.1,
отличающаяся тем, что наименьшая ширина обходного канала (54) составляет более половины ширины канала (64) системы охлаждения, от которого ответвляется обходной канал.

4. Лопатка (2) газовой турбины по п.2,
отличающаяся тем, что наименьшая ширина обходного канала (54) составляет более половины ширины канала (64) системы охлаждения, от которого ответвляется обходной канал.

5. Лопатка (2) газовой турбины по одному из пп.1-4,
отличающаяся тем, что система (28) каналов для охлаждающего воздуха включает в себя хвостовой канал (64), расположенный по меньшей мере частично в хвостовике (6), при этом обходной канал (54) ответвляется внутри хвостовика (6) от хвостового канала (64).

6. Лопатка (2) газовой турбины по одному из пп.1-4,
отличающаяся тем, что обходной канал (54) расположен по меньшей мере на половине его длины внутри хвостовика (6).

7. Лопатка (2) газовой турбины по одному из пп.1-4,
отличающаяся тем, что опорные элементы (68), предназначенные для того, чтобы они были окружены потоком охлаждающего воздуха, расположены в обходном канале (54).

8. Лопатка (2) газовой турбины по одному из пп.1-4,
отличающаяся тем, что канал (56), расположенный в зоне выходной кромки, в который открывается обходной канал (54), содержит опорные элементы (68), по меньшей мере, в той зоне, в которой открывается обходной канал.

9. Лопатка (2) газовой турбины по п.8,
отличающаяся тем, что опорные элементы (68), предназначенные для того чтобы они были окружены потоком охлаждающего воздуха, расположены в обходном канале (54), причем число опорных элементов (68) на единицу площади является одинаковым в обходном канале (54) и в канале (56), расположенном в зоне выходной кромки.

10. Лопатка (2) газовой турбины по п.8,
отличающаяся тем, что опорные элементы (68), предназначенные для того чтобы они были окружены потоком охлаждающего воздуха, расположены в обходном канале (54), причем опорные элементы (68) в обходном канале (54) и в канале (56), расположенном в зоне выходной кромки, имеют одинаковые форму и размер.

11. Лопатка (2) газовой турбины по п.9,
отличающаяся тем, что опорные элементы (68), предназначенные для того чтобы они были окружены потоком охлаждающего воздуха, расположены в обходном канале (54), причем опорные элементы (68) в обходном канале (54) и в канале (56), расположенном в зоне выходной кромки, имеют одинаковые форму и размер.

12. Лопатка (2) газовой турбины по одному из пп.1-4,
отличающаяся тем, что обходной канал (54) открывается непосредственно в выходной кромке (18).

13. Лопатка (2) газовой турбины по одному из пп.1-4,
отличающаяся тем, что обходной канал (54) открывается в канал (56), расположенный в зоне выходной кромки, в радиальном направлении от хвостовика (6) к вершине (24) пера лопатки.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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