Турбинная система и газотурбинный двигатель



Турбинная система и газотурбинный двигатель
Турбинная система и газотурбинный двигатель
Турбинная система и газотурбинный двигатель
Турбинная система и газотурбинный двигатель
Турбинная система и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2576754:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Турбинная система содержит первую платформу, вторую платформу, несколько аэродинамических профилей, пластину соударения. Каждый из нескольких аэродинамических профилей проходит между первой платформой и второй платформой. Первая и вторая платформа образуют секцию основного пути прохождения текучей среды. Вторая платформа имеет поверхность, противоположную основному пути прохождения текучей среды, с несколькими выемками. Выемки окружены поднятой кромкой. Кромка обеспечивает опору для устанавливаемой пластины соударения и образована в виде первой замкнутой петли, окружающей первую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей первое отверстие первого аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей и в виде второй замкнутой петли, окружающей вторую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей второе отверстие второго аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей, так что часть кромки задает непрерывный барьер между первой выемкой и второй выемкой для блокирования охлаждающей текучей среды. Барьер образует сопрягающую поверхность для центральной зоны пластины соударения. Первое отверстие имеет поднятый первый край. Первый край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки, и/или второе отверстие имеет поднятый второй край, при этом второй край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения аэродинамических профилей и платформ, упрощение сборки турбинной системы. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к турбинной системе турбомашины, в частности газотурбинного двигателя.

Уровень техники

В обычном газотурбинном двигателе газы, например атмосферный воздух, сжимаются в компрессорной секции двигателя, а затем проходят в секцию сгорания, в которой добавляется топливо, смешивается и сжигается. Имеющие большую энергию газы сгорания направляются затем в турбинную секцию, где энергия извлекается и применяется для создания вращательного движения вала. Турбинная секция включает несколько чередующихся рядов невращающихся статорных лопастей и подвижных роторных лопаток. Каждый ряд статорных лопастей направляет газы сгорания под предпочтительным углом входа в расположенный ниже по потоку ряд роторных лопаток. Ряды роторных лопаток в свою очередь совершают вращательное движение, приводящее во вращение по меньшей мере один вал, который может приводить во вращение ротор внутри компрессорной секции и/или генератор.

Известный узел сопловых направляющих лопастей турбинной секции газотурбинного двигателя может содержать проходящую кольцеобразно решетку из разнесенных по углу аэродинамических профилей. Наружный и внутренний элементы платформы отделены от аэродинамических профилей и каждый из элементов платформы может содержать внутреннюю и наружную обшивку. Обшивки могут иметь отверстия в форме аэродинамических профилей, через которые проходят аэродинамические профили. Нижняя обшивка служит для задания соответствующей границы газового потока через узел. Наружная обшивка может быть снабжена большим количеством отверстий охлаждения за счет соударения, поскольку внутри турбинной секции могут возникать высокие температуры. За счет направления потока охлаждающей жидкости под высоким давлением через эти отверстия и соударения с внутренней обшивкой может обеспечиваться эффективное охлаждение внутренней обшивки. Такая сопловая направляющая лопасть раскрыта в патенте US 4 300 868.

Причиной охлаждения являются очень высокие температуры в проточном канале турбины. Поверхность платформы, открытая горячему газу, подвергается сильному тепловому воздействию. Для охлаждения платформы перфорированный стенной элемент может быть расположен перед поверхностью платформы, противоположной горячему газу. Охлаждающий воздух входит через отверстия в стенном элементе и ударяется в поверхность платформы, противоположную горячему газу. Это обеспечивает эффективное охлаждение материала платформы за счет соударения.

Наряду с платформами обычно охлаждают также аэродинамические профили, например, посредством впрыска охлаждающего воздуха в полое внутреннее пространство аэродинамического профиля.

Кольцо направляющих лопастей может быть образовано с помощью множества сегментов охлаждающих лопастей. Сегмент, содержащий внутреннюю платформу, наружную платформу и по меньшей мере один аэродинамический профиль, может быть отлит в виде единой части. Пластина для соударения может быть затем добавлена к отлитой части в виде отдельной части.

В качестве альтернативного решения согласно US 6632070 В1 платформа может также содержать несколько частей. Платформа может иметь так называемую разделительную зону, которая выполнена в виде отдельного компонента. Разделительная зона может быть снабжена несколькими охлаждающими карманами, покрытыми охлаждающим листом соударения с охлаждающими отверстиями для соударения, так что струи охлаждающего воздуха ударяются в поверхность охлаждающих карманов.

Другое выполнение, имеющее охлаждающие карманы, в которых происходит охлаждение соударением и из которых охлаждающий воздух направляется через отверстия пленочного охлаждения, раскрыто в FR 2 316 440 А1 или соответствующей заявке DE 26 28 807 А1.

Согласно патенту US 5 743 708 А пластина соударения может опираться на ступени соплового сегмента. Для каждого аэродинамического профиля требуется отдельный сопловой сегмент. Предусмотрено несколько пластин соударения для каждого соплового сегмента с целью отдельного расположения в нескольких отделениях. Отделения разделены внутренними оградами, которые имеют отверстия для соединения друг с другом по текучей среде. Край входа для текучей среды аэродинамического профиля или выход для текучей среды поднят так, что вход выступает над пластинами соударения, и так, что небольшие сквозные отверстия имеются в крае для обеспечения входа текучей среды соударения из отделений в полый аэродинамический профиль. Очевидно, что необходимо собирать большое количество небольших секций пластин соударения.

Другие системы турбинных аэродинамических профилей известны из DE 10 2008 055 574 А1 и ЕР 1 548 235 А2, в которых показаны сегменты системы турбинных аэродинамических профилей, которые содержат два аэродинамических профиля в монолитном сегменте.

Задачей данного изобретения является обеспечение охлаждающих признаков для турбинного соплового сегмента, так что происходит надежное охлаждение аэродинамических профилей и платформ. Кроме того, дополнительной целью является обеспечение достаточно простой для сборки конструкции.

Сущность изобретения

Данное изобретение направлено на уменьшение указанных недостатков.

Эта цель достигается с помощью независимых пунктов формулы изобретения. В зависимых пунктах формулы изобретения указаны предпочтительные усовершенствования и модификации изобретения.

Согласно изобретению предлагается турбинная система, содержащая первую платформу, вторую платформу, несколько аэродинамических профилей и пластину соударения. Каждый из нескольких аэродинамических профилей проходит между первой платформой, или бандажом, и второй платформой, или бандажом, при этом первая и вторая платформа образуют секцию основного пути прохождения текучей среды. В частности, изобретение может быть направлено на узел турбинной лопасти или сегмент турбинной лопасти, при этом множество сегментов образуют кольцевой канал, содержащий решетку аэродинамических профилей, при этом горячая рабочая текучая среда проходит через канал в контакте с платформами и аэродинамическими профилями. Согласно изобретению вторая платформа имеет поверхность, противоположную основному пути прохождения текучей среды, с несколькими выемками, при этом выемки окружены поднятой кромкой или фланцем, при этом кромка обеспечивает опору для устанавливаемой пластины соударения. Кромка образована в виде первой замкнутой петли, окружающей первую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей первое отверстие первого аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей, и в виде второй замкнутой петли, окружающей вторую выемку из нескольких выемок и дополнительно окружающей второе отверстие второго аэродинамического профиля из нескольких аэродинамических профилей, так что часть кромки задает непрерывный барьер между первой выемкой и второй выемкой для блокирования охлаждающей текучей среды и так что барьер образует сопрягающую поверхность для центральной зоны пластины соударения.

Барьер можно рассматривать в качестве блокатора потока или блокатора перекрестного потока или барьера для текучей среды для полного блокирования потока охлаждающей текучей среды, который иначе может образовываться вдоль поверхности второй платформы. Таким образом, барьер отделяет друг от друга первую выемку и вторую выемку.

«Замкнутая петля» означает, что в кромке нет ни отверстий, ни проходов или вырезов.

При сборке пластина соударения может быть установлена на верху кромки. Кромка может иметь плоскую поверхность, при этом плоская поверхность расположена в цилиндрической плоскости с образованием сопрягающей поверхности для пластины соударения.

Таким образом, кромка может быть непрерывно в контакте с сопряженной пластиной соударения. Кромка может быть ровной.

Пластина соударения может быть расположена так, что во время работы обеспечивается возможность охлаждения поверхности множества выемок посредством охлаждения за счет соударения. Пластина соударения может быть снабжена множеством небольших отверстий, через которые охлаждающая текучая среда, в частности охлаждающий воздух, может проходить так, что она ударяется в противоположную поверхность по существу в перпендикулярном направлении.

Пластина соударения может иметь, в частности, такие размеры, что единственный кусок пластины соударения может покрывать как первую выемку, так и вторую выемку.

Как указывалось выше, турбинная система может быть, в частности, сегментом с несколькими аэродинамическими профилями, например с двумя аэродинамическими профилями, в каждом сегменте. Другими словами, первая платформа, вторая платформа и множество аэродинамических профилей могут быть выполнены в виде единой части сегмента турбинных сопловых направляющих лопастей.

На таких сегментах с несколькими лопастями, в частности, когда текучая среда для соударения с платформами дополнительно используется для дополнительного охлаждения изнутри аэродинамических профилей, поток, разделяемый для каждого аэродинамического профиля, обычно является трудным для управления и прогнозирования. Это улучшается с помощью турбинной системы согласно изобретению с барьером, который ограничивает прохождение потока текучей среды соударения, предназначенной для первой выемки, в отверстие для первого аэродинамического профиля, однако предотвращает перекрестный поток к отверстию для второго аэродинамического профиля.

Изобретение является предпочтительным, в частности, для конфигураций, в которых трубка соударения внутри аэродинамического профиля не имеет независимого источника охлаждающей текучей среды и/или нет отдельных проходов для выброса охлаждающей текучей среды, подаваемой через пластину соударения, после соударения с охлаждаемой поверхностью в основной путь прохождения текучей среды.

Согласно изобретению барьер образует сопрягающую поверхность для центральной зоны пластины соударения. Следовательно, барьер может действовать в качестве дополнительной опоры для пластины соударения, исключая складывание пластины соударения. Учитывая по существу плоскую кубовидную форму пластины соударения, которая затем может следовать форме цилиндрического сегмента после сборки в турбинную систему, центральная зона пластины соударения может быть зоной на половине расстояния между двумя противоположными концами кубоида.

Следует отметить, что пластина соударения может быть по существу плоской, например, может быть выполнена из листового металла, однако это не означает, что не могут иметься выступы, такие как ребра. Она может иметь местные прессованные углубления, например, для обеспечения жесткости. Ребро жесткости может немного изменять высоту соударения по сравнению с полностью плоской пластиной соударения.

В другом предпочтительном варианте выполнения первая выемка может содержать по меньшей мере одно первое отверстие для охлаждения внутреннего пространства первого аэродинамического профиля и/или вторая выемка может содержать по меньшей мере одно второе отверстие для охлаждения внутреннего пространства второго аэродинамического профиля. Первое отверстие может иметь поднятый первый край, при этом первый край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки, и/или второе отверстие может иметь поднятый второй край, при этом второй край выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки. Высота может быть задана расстоянием от поверхности соответствующей выемки до верхней поверхности края или кромки соответственно, при этом расстояние измеряется в направлении, перпендикулярном поверхности выемки. После сборки в газотурбинном двигателе высота представляет радиальное расстояние, измеренное в направлении оси вращения.

С помощью этого признака соударяющаяся охлаждающая текучая среда может продолжать входить во внутреннее пространство аэродинамических профилей для охлаждения этих аэродинамических профилей. Дополнительно к этому пластина соударения может быть снабжена отверстиями с большим диаметром, чем отверстия соударения, противоположно отверстиям аэродинамических профилей, так что дополнительная несоударяющаяся текучая среда может также подаваться во внутреннее пространство аэродинамических профилей. Таким образом, охлаждающая текучая среда, подаваемая непосредственно в аэродинамические профили, и соударяющаяся охлаждающая текучая среда смешиваются.

Как указывалось выше, турбинная система является, в частности, кольцевой турбинной системой сопловых направляющих лопастей. Первая платформа может быть выполнена по существу в форме секции первого цилиндра, а вторая платформа может быть выполнена по существу в форме секции второго цилиндра, при этом второй цилиндр расположен коаксиально первому цилиндру вокруг одной оси. Первая и вторая платформы могут иметь каждая осевой размер и окружной размер или длину, т.е. они вытянуты в осевом и в окружном направлении.

Первая и вторая платформы могут иметь каждая даже форму секций усеченных конусов. Конусы могут быть расположены коаксиально.

Возможно, что платформы могут даже не иметь плоскую поверхность, а две платформы могут иметь сходящуюся секцию с примыкающей в осевом направлении расходящейся секцией. В других вариантах выполнения две платформы могут непрерывно сходиться в осевом направлении. Все эти варианты выполнения можно рассматривать как входящие в объем изобретения, даже если в последующем может поясняться лишь наиболее простая из этих конфигураций.

Кромка, на которую может опираться пластина соударения, может содержать, в частности, первое возвышение в окружном направлении, и второе возвышение в окружном направлении, и третье возвышение в осевом направлении, и четвертое возвышение в осевом направлении, которые все образуют сопрягающую поверхность для пограничной зоны пластины соударения. Под пограничной зоной понимается прямоугольная зона на самой большой поверхности пластины соударения, которая начинается у узких концевых торцевых поверхностей пластины соударения и проходит короткое расстояние вдоль этой поверхности.

В предпочтительном варианте выполнения барьер может быть направлен по существу в осевом направлении и образовывать поверхность сопряжения для центральной зоны пластины соударения. После сборки пластины соударения со второй платформой барьер блокирует поток текучей среды соударения из одной выемки к другой выемке. В частности, барьер может содержать изгиб, при этом изгиб по существу параллелен ориентации первого аэродинамического профиля и/или второго аэродинамического профиля.

В одном варианте выполнения вторая платформа может содержать первый фланец в направлении первого осевого конца второй платформы и второй фланец в направлении второго осевого конца второй платформы, при этом барьер по существу проходит между первым фланцем и вторым фланцем. Дополнительно к этому пластина соударения может занимать все пространство между двумя фланцами.

Как уже указывалось выше, наряду с управлением потоком охлаждающей текучей среды кромка может обеспечивать опору для пластины соударения. В предпочтительном варианте выполнения кромка может обеспечивать единственную опору для пластины соударения. В зоне выемок могут отсутствовать другие ребра, которые находятся в контакте с пластиной соударения. Другими словами, кромка выполнена так, что пластина соударения после сборки со второй платформой непрерывно поднимается относительно выемок для образования сборной камеры для охлаждения соударением за исключением опорных кромок.

Изобретение относится также к полному турбинному соплу, содержащему множество турбинных систем согласно изобретению. Кроме того, изобретение относится к полной турбинной секции газотурбинного двигателя, содержащей по меньшей мере турбинное сопло с множеством турбинных систем согласно изобретению. Кроме того, изобретение также относится к газотурбинному двигателю, в частности стационарному промышленному газотурбинному двигателю, который содержит по меньшей мере одно кольцо направляющих лопастей, содержащее множество указанных выше турбинных систем.

В предпочтительном варианте выполнения во время работы такого газотурбинного двигателя первое пространство или сборник, заданный первой выемкой и противоположной пластиной соударения, может быть соединено по текучей среде с полым телом первого аэродинамического профиля, а второе пространство, заданное второй выемкой и противоположной пластиной соударения, может быть соединено по текучей среде с полым телом второго аэродинамического профиля.

Соединение по текучей среде может быть реализовано так, что во время работы охлаждающая текучая среда для соударения, направляемая к первой выемке через отверстия в одной из пластин соударения, продолжает проходить в полое тело первого аэродинамического профиля.

Первое пространство и/или второе пространство могут по существу не иметь проходов через вторую платформу в основной путь прохождения текучей среды, так что все количество охлаждающей текучей среды для соударения входит в полое тело первого аэродинамического профиля.

Следует снова отметить, что в предпочтительном варианте выполнения единственная пластина соударения покрывает первую выемку и соседнюю вторую выемку.

Хотя большинство признаков было пояснено для второй платформы, которая может быть радиально наружной платформой, признаки распространяются альтернативно или дополнительно на радиально внутреннюю платформу.

Следует отметить, что выше было приведено описание вариантов выполнения изобретения применительно к различным предметам изобретения. В частности, описание некоторых вариантов выполнения было приведено применительно к устройству, в то время как описание других вариантов выполнения было приведено применительно к способу. Однако для специалистов в данной области техники из приведенного выше и последующего описания понятно, что, если не указано иначе, дополнительно к любой комбинации признаков, относящихся к одному типу предмета изобретения, также любая комбинация между признаками, относящимися к другому типу предмета изобретения, в частности между признаками устройства и признаками способа, должна рассматриваться как раскрытая в данной заявке.

Аспекты, указанные выше, и другие аспекты данного изобретения следуют из приведенного ниже описания примеров выполнения и поясняются применительно к примерам выполнения.

Краткое описание чертежей

Ниже приводится лишь в качестве примера описание вариантов выполнения изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг. 1 - два различных типа узлов турбинных лопастей согласно уровню техники в изометрической проекции;

фиг. 2 - кольцевая решетка узлов турбинных лопастей;

фиг. 3 - система турбинных лопастей согласно изобретению вместе с пластиной соударения в изометрической проекции;

фиг. 4 - система турбинных лопастей согласно изобретению без пластины соударения в изометрической проекции.

Иллюстрации показаны схематично. Следует отметить, что аналогичные или идентичные элементы на различных фигурах обозначены одинаковыми позициями.

Некоторые признаки и, в частности, преимущества поясняются для газовой турбины в сборе, однако ясно, что признаки могут также относиться к отдельным компонентам газовой турбины, однако проявлять преимущества лишь после сборки и во время работы. Однако при пояснении с помощью газовой турбины во время работы ни одна из деталей не должна ограничиваться газовой турбиной во время работы.

В последующем используются понятия «внутри» и «снаружи», «выше по потоку» и «ниже по потоку», даже когда эти понятия имеют смысл в собранной и/или работающей газовой турбине. С учетом газовой турбины с осью вращения, вокруг которой вращаются роторные части, «внутри» означает радиально внутри в направлении к оси, «снаружи» означает радиально снаружи в направлении от оси. Понятия «выше по потоку» или «спереди» используются относительно основного потока текучей среды, в которые ударяется основной поток текучей среды перед частями, которые расположены «ниже по потоку» или «сзади». При описании турбинной секции осевое направление совпадает с направлением вниз по основному потоку текучей среды.

Подробное описание изобретения

На фиг. 1А, взятой из публикации патента US 7360769 В2, показана система 100 турбинных лопастей, содержащая два аэродинамических профиля 400, первую платформу 200 и вторую платформу 300. В соответствии с фигурой они выглядят как выполненные в виде единого целого, возможно, посредством литья.

Во время работы воздух для охлаждения может подаваться во внутреннее полое пространство аэродинамических профилей 400. Признаки охлаждения могут находиться во внутреннем пространстве аэродинамических профилей 400. Воздух может выходить через множество охлаждающих отверстий 402, которые могут обеспечивать пленочное охлаждение наружной оболочки аэродинамических профилей 400. Часть воздуха может выходить также из аэродинамического профиля в зоне задней кромки.

На фиг. 1В показан другой тип системы 100 турбинных лопастей, раскрытой в US 2010/0054932 А1, лишь с единственным аэродинамическим профилем 400. Кроме того, система 100 турбинных лопастей содержит первую платформу 200 и вторую платформу 300. Вторая платформа 300 имеет три отверстия 401, которые образуют вход в полое внутреннее пространство аэродинамического профиля 400 для охлаждающего воздуха. Поток охлаждающей текучей среды обозначен стрелкой 50. Основной поток текучей среды сожженного и ускоренного воздуха и газовой смеси обозначен стрелкой 40.

Турбинные системы 100 согласно фиг. 1А и 1В выполнены в виде сегмента кольцевого канала для текучей среды. На фиг. 2 показано множество таких сегментов согласно фиг. 1В, расположенных вокруг оси А турбинной секции газотурбинного двигателя с осевой точки зрения. Ось А проходит перпендикулярно плоскости чертежа. Как показано на фиг. 2, первая платформа 200, будучи радиально внутренней платформой, и вторая платформа, будучи радиально наружной платформой, образуют две концентричные окружности. Множество турбинных систем 100 образуют кольцевой канал, через который проходит основной поток текучей среды.

Выполненный на основе конфигураций согласно фиг. 1 и 2 сегмент 1 сопловых лопастей показан в изометрической проекции на фиг. 3 и 4 в качестве турбинной системы согласно изобретению. Показанный сегмент 1 сопловых лопастей основан на конфигурации, раскрытой на фиг. 1, отлит с первой платформой 2, второй платформой 3 и двумя аэродинамическими профилями, а именно первым аэродинамическим профилем 4А, который лишь обозначен на фиг. 4 отверстием 8А в форме аэродинамического профиля, и вторым аэродинамическим профилем 4В. Как и прежде, сегмент 1 сопловых лопастей является секцией ступени турбинных лопастей, которая собирается в полное круговое кольцо аналогично показанному на фиг. 2.

На фиг. 3 показана конфигурация сегмента 1 сопловых лопастей с прикрепленной пластиной 7 соударения в собранном виде. На фиг. 4 показан тот же сегмент 1 сопловых лопастей без прикрепленной пластины 7 соударения. Таким образом, приведенные ниже пояснения относятся как к фиг. 3, так и к фиг. 4.

Основной поток текучей среды обозначен стрелкой 40, так что передние кромки аэродинамических профилей 4А, 4В находятся слева (не видны на фигурах), а задние кромки аэродинамических профилей 4А, 4В - справа (лишь задняя кромка аэродинамического профиля 4В видна на фигурах).

Координаты показаны на фиг. 4 в виде векторов a, c, r. Вектор а представляет осевое направление, параллельное оси вращения, обозначенной позицией А на фиг. 2, собранной газовой турбины. Вектор r представляет радиальное направление, отсчитываемое от этой оси вращения. Вектор с представляет окружное направление, перпендикулярное осевому и радиальному направлению.

В последующем описание фокусируется на второй платформе 3, которая является радиально наружной платформой. Большинство сказанного применимо также, дополнительно или альтернативно, к первой платформе 2, т.е. к радиально внутренней платформе.

Вторая платформа 3 содержит первый фланец 15А и второй фланец 15В. Эти два фланца 15А и 15В задают осевое пространство, предназначенное для пластины 7 соударения.

Поверхность второй платформы 3, противоположная основному пути прохождения текучей среды, содержит, как показано на фиг. 4, первую выемку 5А и вторую выемку 5В, при этом выемки 5А, 5В окружены поднятой кромкой 6. Кромка 6 обеспечивает опору для устанавливаемой пластины 7 соударения. Кромка 6 содержит секции, расположенные параллельно и вблизи фланцев 15а, 15В. Другие секции кромки 6 проходят вдоль обоих периферийных концов второй платформы 3. Кроме того, частью кромки 6 является барьер 9, представляющий разделительную стенку для выемок 5А и 5В и по существу образующий осевое соединение между фланцами 15А и 15В.

Кромка 6 выполнена в качестве первой замкнутой петли, окружающей первую выемку 5А и дополнительно окружающей первое отверстие 8А первого аэродинамического профиля 4А, при этом первое отверстие 8А является входом для охлаждающей текучей среды для внутреннего пространства первого аэродинамического профиля 4А. Дополнительно к этому, кромка 6 выполнена в качестве второй замкнутой петли, окружающей вторую выемку 5В и дополнительно окружающей второе отверстие 8В второго аэродинамического профиля 4В. Часть каждой замкнутой петли является общей стенкой между выемками 5А и 5В, т.е. барьером 9. Барьер 9, в частности, не имеет разрывов, отверстий, выемок, а выполнен в виде непрерывного барьера 9 между первой выемкой 5А и второй выемкой 5В для блокирования охлаждающей текучей среды, которая иначе проходила бы вдоль поверхностей выемок 5А, 5В.

Кромка 6 обеспечивает плоскую поверхность 10 наверху кромки, так что пластина 7 соударения может опираться на эту плоскую поверхность. Барьер 9 имеет ту же радиальную высоту, что и другие части кромки 6. Поэтому барьер 9 герметично отделяет сборник над первой выемкой 5А от другого сборника над второй выемкой 5В, так что блокируется перекрестный поток охлаждающей текучей среды. Кроме того, барьер 9 обеспечивает опору для пластины 7 соударения в центральной зоне пластины 7 соударения. Это повышает стабильность пластины 7 соударения.

Части пластины 7 соударения, которые находятся в непосредственном контакте со второй платформой 3, показаны штриховыми линиями на фиг. 3, при этом секции вблизи границы пластины 7 соударения являются пограничной зоной 13. Зона опоры барьера 9 показана в виде контактной зоны 18 барьера и снова изображена штриховыми линиями.

Первая замкнутая петля кромки 6 содержит часть первого возвышения 6А, барьер 9, часть второго возвышения 6В и четвертое возвышение 6D. Вторая замкнутая петля кромки 6 содержит часть первого возвышения 6А, третье возвышение 6С, часть второго возвышения 6В и барьер 9. Первое и второе возвышения 6А, 6В являются кромками в окружном направлении с вблизи фланцев 15А и 15В. Третье и четвертое возвышения 6С, 6D являются кромками в осевом направлении а вдоль периферийных концов сегмента сопловых лопастей.

Следует отметить, что нет другого прохода от выемок 5А, 5В через вторую платформу 3 или между соседними платформами 3 в основной путь прохождения текучей среды. Кроме того, следует учитывать, что охлаждающая текучая среда не может проходить в основной путь прохождения текучей среды через осевые концы второй платформы 3. Вся соударяющаяся текучая среда после соударения с поверхностями выемок 5А, 5В продолжает свое течение в отверстия 8А или 8В аэродинамических профилей 4А, 4В. Первое отверстие 8А может быть окружено первым краем 12А, второе отверстие 8В может быть окружено вторым краем 12В. Радиальная высота этих краев 12А, 12В меньше радиальной высоты кромки 6 или барьера 9, так что пластина 7 соударения не находится в физическом контакте с краями 12А, 12В. Между краями 12А, 12В и пластиной 7 соударения имеется пространство, так что соударяющаяся охлаждающая текучая среда может проходить над краями 12А, 12В в отверстия 8А, 8В и дальше в полое внутреннее пространство аэродинамических профилей 4А, 4В.

Пластина 7 соударения может содержать множество отверстий 16 соударения. Могут быть предусмотрены большие отверстия 17 специально для внутреннего охлаждения лопастей. Таким образом, подаваемая через вход 17 текучая среда смешивается с соударяющейся охлаждающей текучей средой, отклоняемой от поверхностей выемок 5А, 5В.

Следует отметить, что может быть предусмотрен единственный подвод охлаждающей текучей среды, имеющий общий источник охлаждающего воздуха, который воздействует на все отверстия 16 и все входы 17. Может отсутствовать независимый подвод охлаждающей текучей среды для отверстий 16 и для входов 17. Необязательно, может иметься независимый подвод охлаждающей текучей среды.

Барьер 9 позволяет управлять потоком охлаждающей текучей среды, поскольку барьер блокирует всю охлаждающую текучую среду, параллельную поверхностям выемок 5А, 5В. Барьер 9 может быть расположен, в частности, в центральной зоне 11, изображенной штриховыми линиями. Эта центральная зона 11 лежит по существу на половине окружной длины сегмента 1 сопловых лопастей. Она является средней частью периферии.

Барьер 9 может быть полностью прямым, в частности, в осевом направлении. В другом варианте выполнения, как показано на фиг. 4, барьер 9 может быть по существу прямой секцией с последующим расположенным ниже по потоку относительно основного пути прохождения текучей среды изгибом 14 барьера 9. Таким образом, барьер 9 может быть изогнутым, что может по существу соответствовать форме аэродинамических профилей 4А, 4В и отверстий 8А, 8В.

С помощью сегмента турбинных сопловых лопастей может быть решена проблема, связанная с тем, что пластина соударения подвергается нагрузке давлением воздуха и потере свойств материала вследствие высокой температуры. Что касается нагрузки, то пластина соударения обычно имеет воздух высокого давления на наружной стороне и воздух более низкого давления на стороне, ближней к соплу. Разница давления воздуха может приводить к нагрузке. Понятие «нагрузка» используется относительно сил, возникающих из разницы давления на обеих сторона пластины. В результате действия сил может происходить изгиб пластины в направлении сопла, однако этот изгиб может быть предотвращен с помощью изобретения. Выражение «потеря свойств материала» относится к уменьшению прочности материала вследствие высоких температур. Следует отметить, что турбинное сопло и окружающие компоненты имеют повышенную температуру за счет газов сгорания. За счет этого пластина соударения также имеет повышенную температуру. Материал пластины соударения обычно ослаблен за счет этой повышенной рабочей температуры.

Без изобретения пластина соударения имела бы склонность к разрушению при плохой опоре над единственным сборником. Во множестве сегментов сопловых лопастей, аналогичных показанному на фиг. 3 и 4 сегменту с пластиной соударения, с соударяющимся с платформой воздухом, используемым для охлаждения аэродинамических профилей, поток, разделяемый к каждому аэродинамическому профилю, может быть трудно управляемым и предсказуемым. В конфигурации согласно уровню техники трубка соударения с лопастями может иметь независимый источник воздуха. Поток охлаждающего воздуха из пластины соударения может выбрасываться непосредственно в основной поток газа. Это обеспечивает достаточную опору для пластины соударения за счет конструкции.

Согласно предпочтительному варианту выполнения, показанному на фиг. 3 и 4, барьер 9 в виде центральной опоры между аэродинамическими профилями в отлитом сегменте сопловых лопастей можно использовать для опоры пластины 7 соударения и получения более управляемого распределения потока, подаваемого к отдельным аэродинамическим профилям 4А, 4В. Эта конструкция обеспечивает улучшенную опору пластины соударения и более управляемое распределение потока.

Хотя это не показано на фигурах, варианты выполнения изобретения не исключают наличие отверстий для пленочного охлаждения во второй платформе 3, которые отклоняют небольшую часть воздуха, входящего в выемки 5А, 5В через пластину соударения, для охлаждения поверхности основного пути прохождения текучей среды платформы 3.

Предпочтительно, первая платформа 2, вторая платформа 3 и несколько аэродинамических профилей 4А, 4В выполнены в виде единого сегмента турбинных сопловых направляющих лопастей. Этот сегмент турбинных сопловых направляющих лопастей может быть, в частности, отлит. Множество этих сегментов турбинных сопловых направляющих лопастей образуют полное кольцо пути прохождения газового потока турбины.

1. Турбинная система (1), содержащая:
- первую платформу (2);
- вторую платформу (3);
- несколько аэродинамических профилей (4А, 4В), при этом каждый из нескольких аэродинамических профилей (4А, 4В) проходит между первой платформой (2) и второй платформой (3), при этом первая и вторая платформа (3) образуют секцию основного пути прохождения текучей среды;
- пластину (7) соударения;
при этом вторая платформа (3) имеет поверхность, противоположную основному пути прохождения текучей среды, с несколькими выемками (5А, 5В), при этом выемки (5А, 5В) окружены поднятой кромкой (6), при этом кромка (6) обеспечивает опору для устанавливаемой пластины (7) соударения,
при этом кромка образована
- в виде первой замкнутой петли, окружающей первую выемку (5А) из нескольких выемок (5А, 5В) и дополнительно окружающей первое отверстие (8А) первого аэродинамического профиля (4А) из нескольких аэродинамических профилей (4А, 4В), и
- в виде второй замкнутой петли, окружающей вторую выемку (5В) из нескольких выемок (5А, 5В) и дополнительно окружающей второе отверстие (8В) второго аэродинамического профиля (4В) из нескольких аэродинамических профилей (4А, 4В), так что часть кромки (6) задает непрерывный барьер (9) между первой выемкой (5А) и второй выемкой (5В) для блокирования охлаждающей текучей среды и так что барьер (9) образует сопрягающую поверхность для центральной зоны пластины (7) соударения,
отличающаяся тем, что первое отверстие (8А) имеет поднятый первый край (12А), при этом первый край (12) выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки (6), и/или второе отверстие (8В) имеет поднятый второй край (12В), при этом второй край (12В) выполнен с меньшей высотой, чем высота кромки (6).

2. Турбинная система (100) по п.1, отличающаяся тем, что кромка (6) имеет плоскую поверхность (10), при этом плоская поверхность (10) расположена по существу в цилиндрической плоскости с образованием сопрягающей поверхности для пластины (7) соударения.

3. Турбинная система (1) по п.2, отличающаяся тем, что первая платформа (2), вторая платформа (3) и несколько аэродинамических профилей (4А, 4В) выполнены в виде единой части сегмента турбинных сопловых направляющих лопастей.

4. Турбинная система (1) по п.1, отличающаяся тем, что первая платформа (2), вторая платформа (3) и несколько аэродинамических профилей (4А, 4В) выполнены в виде единой части сегмента турбинных сопловых направляющих лопастей.

5. Турбинная система (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что первая выемка (5А) содержит по меньшей мере одно первое отверстие (8А) для охлаждения внутреннего пространства первого аэродинамического профиля (4А) и/или вторая выемка (5В) содержит по меньшей мере одно второе отверстие (8В) для охлаждения внутреннего пространства второго аэродинамического профиля (4В).

6. Турбинная система (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что первая платформа (2) выполнена по существу в форме секции первого цилиндра, а вторая платформа (3) выполнена по существу в форме секции второго цилиндра, при этом второй цилиндр расположен коаксиально первому цилиндру вокруг одной оси (А), при этом первая и вторая платформы (2, 3) имеют каждая осевой размер и окружной размер.

7. Турбинная система (1) по п.5, отличающаяся тем, что первая платформа (2) выполнена по существу в форме секции первого цилиндра, а вторая платформа (3) выполнена по существу в форме секции второго цилиндра, при этом второй цилиндр расположен коаксиально первому цилиндру вокруг одной оси (А), при этом первая и вторая платформы (2, 3) имеют каждая осевой размер и окружной размер.

8. Турбинная система (1) по п.6, отличающаяся тем, что кромка (6) содержит первое возвышение (6А) в окружном направлении (с), и второе возвышение (6В) в окружном направлении (с), и третье возвышение (6С) в осевом направлении (а), и четвертое возвышение (6D) в осевом направлении (а), которые все образуют сопрягающую поверхность для пограничной зоны (13) пластины (7) соударения.

9. Турбинная система (1) по п.7, отличающаяся тем, что кромка (6) содержит первое возвышение (6А) в окружном направлении (с), и второе возвышение (6В) в окружном направлении (с), и третье возвышение (6С) в осевом направлении (а), и четвертое возвышение (6D) в осевом направлении (а), которые все образуют сопрягающую поверхность для пограничной зоны (13) пластины (7) соударения.

10. Турбинная система (1) по п.6, отличающаяся тем, что барьер (9) направлен по существу в осевом направлении (а).

11. Турбинная система (1) по п.8, отличающаяся тем, что барьер (9) направлен по существу в осевом направлении (а).

12. Турбинная система (1) по п.10, отличающаяся тем, что барьер (9) содержит изгиб (14), при этом изгиб (14) по существу параллелен ориентации первого аэродинамического профиля (4А) и/или второго аэродинамического профиля (4В).

13. Турбинная система (1) по п.11, отличающаяся тем, что барьер (9) содержит изгиб (14), при этом изгиб (14) по существу параллелен ориентации первого аэродинамического профиля (4А) и/или второго аэродинамического профиля (4В).

14. Турбинная система (1) по п.6, отличающаяся тем, что вторая платформа (3) содержит первый фланец (15А) в направлении первого осевого конца второй платформы (3) и второй фланец в направлении второго осевого конца второй платформы (3), при этом барьер (9) по существу проходит между первым фланцем (15А) и вторым фланцем (15В).

15. Турбинная система (1) по п.10, отличающаяся тем, что вторая платформа (3) содержит первый фланец (15А) в направлении первого осевого конца второй платформы (3) и второй фланец в направлении второго осевого конца второй платформы (3), при этом барьер (9) по существу проходит между первым фланцем (15А) и вторым фланцем (15В).

16. Турбинная система (1) по п.12, отличающаяся тем, что вторая платформа (3) содержит первый фланец (15А) в направлении первого осевого конца второй платформы (3) и второй фланец в направлении второго осевого конца второй платформы (3), при этом барьер (9) по существу проходит между первым фланцем (15А) и вторым фланцем (15В).

17. Турбинная система (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что кромка (6) обеспечивает единственную опору для пластины (7) соударения.

18. Турбинная система (1) по п.5, отличающаяся тем, что кромка (6) обеспечивает единственную опору для пластины (7) соударения.

19. Турбинная система (1) по п.6, отличающаяся тем, что кромка (6) обеспечивает единственную опору для пластины (7) соударения.

20. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одно кольцо направляющих лопастей, содержащее множество турбинных систем (1) по любому из пп.1-19, так что турбинные системы (1) образуют совместно кольцевой путь (40) прохождения для основного потока текучей среды.

21. Газотурбинный двигатель по п.20, отличающийся тем, что первое пространство, заданное первой выемкой (5А) и противоположной пластиной (7) соударения, соединено по текучей среде с полым телом первого аэродинамического профиля (4А), а втрое пространство, заданное второй выемкой (5В) и противоположной пластиной (7) соударения, соединено по текучей среде с полым телом второго аэродинамического профиля (4В).

22. Газотурбинный двигатель по п.20 или 21, отличающийся тем, что первое пространство и/или второе пространство не имеют проходов через вторую платформу (3) в основной путь (40) прохождения текучей среды.



 

Похожие патенты:

Устройство направляющих лопаток содержит внутреннюю платформу, полый аэродинамический профиль и направляющую. Внутренняя платформа выполнена со сквозным отверстием, образующим проточный канал для охлаждающей текучей среды.

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.

Неподвижная сопловая лопатка паровой турбины содержит аэродинамическую часть, а также внутреннюю и наружную боковые стенки, каждая из которых выполнена за одно целое с одной из сторон аэродинамической части.

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.

Газотурбинный двигатель включает сегмент кольцеобразного блока входного направляющего аппарата и опорное и охлаждающее устройство, поддерживающее сегмент направляющего аппарата и направляющее охлаждающую среду для его охлаждения.

При изготовлении композитного спрямляющего аппарата турбомашины, имеющего обод, снабженный рядом статорных лопаток, наматывают на оправку первые слои армирующей детали.

Статор компрессора осевой турбомашины содержит кольцевую группу лопаток, проходящих в радиальном направлении, внутренний корпус, сквозь который проходят внутренние концы лопаток, и по меньшей мере одну полосу.

Устройство передачи газообразных продуктов сгорания к турбине содержит несколько направляющих лопаток сопла, пару боковых стенок кольцеобразной формы, между которыми расположены направляющие лопатки сопла, пару разнесенных между собой опор, а также средство фиксации боковых стенок и присоединенных направляющих лопаток сопла между опорами.

Газотурбинный двигатель включает устройство блокировки вращения сегмента направляющего соплового аппарата, установленного внутри кольцевого картера газотурбинного двигателя, и теплозащитный лист, установленный между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента направляющего аппарата.

Газовая турбина осевого типа содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток.

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах. Полукольца внутренних колец в плоскости осевого разъема соединены между собой замковым соединением типа «ласточкин хвост», причем средние части z-образных выступов по длине замковых соединений удалены. Длина любой из не удаленных частей замковых соединений не превышает величины допустимой при сборке двигателя осевой сдвижки наружного корпуса и не менее чем на 1…2 мм меньше длины удаленных частей z-образных выступов замковых соединений. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс статора компрессора, за счет исключения раскрытия и смещения стыков полуколец внутренних колец поворотных направляющих лопаток. 10 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении диафрагмы (1) внутреннего корпуса модуля низкого или среднего давления паровой турбины. Упомянутая диафрагма содержит внутренний обод (2) и наружный обод (3), а также лопатки (4), привариваемые своими концами к упомянутым ободам (2, 3). При этом перед сваркой осуществляют операцию автоматической механической обработки концов (6, 7) каждой лопатки (4) для выполнения периферийной выемки (12) вокруг каждой из упомянутых лопаток (6, 7). Размеры указанной выемки задают в зависимости от уровня рабочей нагрузки на диафрагму (1) в турбине и в зависимости от условий процесса сварки концов лопаток с ободами, причем соотношение ширины Р выемки к ее глубине Н устанавливают между 0,5 и 2. Использование изобретения позволяет повысить качество и надежность изготовления лопаток и диафрагмы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Турбомашина содержит первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток. Каждая лопатка второго ряда проходит в радиальной плоскости, проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток первого ряда, причем шаг между этими двумя лопатками первого ряда больше шага между другими лопатками первого ряда. Изобретение позволяет снизить потери давления и аэродинамическое взаимодействие между двумя рядами лопаток за счет прохождения спутных струй, образуемых на уровне задних кромок лопаток первого ряда с одной и другой стороны от лопаток второго ряда. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Компонент турбины содержит лопатку, несущий элемент и четыре поверхности раздела между лопаткой и несущим элементом. Каждая из поверхностей раздела уплотнена с помощью листовых уплотнений. Первая поверхность раздела расположена на стороне передней кромки радиально наружной платформы лопатки, вторая поверхность раздела расположена на стороне передней кромки радиально внутренней платформы лопатки, третья поверхность раздела расположена на стороне задней кромки радиально наружной платформы лопатки, и четвертая поверхность раздела расположена на стороне задней кромки радиально внутренней платформы лопатки. Листовые уплотнения соединены с лопаткой и/или с несущим элементом с обеспечением возможности перемещения между лопаткой и несущим элементом. Другое изобретение группы относится к способу уплотнения от утечки между лопаткой и несущим элементом, в котором упомянутые поверхности раздела уплотняют с помощью листовых уплотнений. Группа изобретений позволяет обеспечить возможность движения между лопаткой и несущим элементом при сохранении уплотнительных характеристик. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Настоящее изобретение относится к статору компрессора осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд основных лопаток (26) статора и дополнительные лопатки (34), каждая из которых связана с основной лопаткой (26). Дополнительные лопатки (34) расположены у задних кромок (38) основных лопаток (26) и вблизи сторон (40) высокого давления основных лопаток (26). Дополнительные лопатки (34) выровнены для создания области (56) низкого давления у задних кромок (38) основных лопаток (26). Таким образом, поток, обходящий основную лопатку (26), всасывается стороной (42) низкого давления посредством области (56) низкого давления, когда он приближается к задней кромке (38) основной лопатки (26). Таким образом предотвращается снижение скорости и повышается эффективность машины. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 5 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.
Наверх