Лопатка для турбомашины и турбомашина, содержащая такую лопатку.

Лопатка для турбомашины, в частности газовой турбины, расположена на турбинном роторе и содержит перо и хвостовую часть, выполненные за одно целое с лопаткой, проход для подачи охлаждающего воздуха в хвостовой части для направления охлаждающего воздуха в охладитель и отвод охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом для подачи охлаждающего воздуха. Перо имеет охладитель, расположенный внутри пера, а хвостовая часть имеет две узкие стороны и две широкие стороны. Отвод охлаждающего воздуха содержит сопло на одной из узких сторон хвостовой части, и сопло образовано с помощью отверстия. Хвостовая часть лопатки содержит верхнюю платформу лопатки и нижнюю платформу лопатки. Верхняя платформа лопатки и нижняя платформа лопатки выполнены в качестве частей лабиринтного уплотнения в собранном состоянии в турбомашине. Сопло расположено между верхней платформой лопатки и нижней платформой лопатки. Осевое направление отверстия наклонено вверх под углом между 92° и 135° относительно продольного направления лопатки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения зон крайних кромок платформы соседних сопловых направляющих лопастей и увеличение срока службы этих частей двигателя. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к лопатке для турбомашины, в частности газовой турбины, при этом лопатка расположена, в частности, на турбинном роторе газовой турбины. Кроме того, изобретение относится к турбомашине, содержащей лопатку.

Газовые турбины, известные из уровня техники, содержат компрессор, возможно разделенный на компрессор низкого давления и компрессор высокого давления. Кроме того, газовая турбина имеет камеру сгорания, где газ смешивается со сжатым воздухом. После сгорания в камере сгорания, поток газа высокой энергии затем расширяется в турбине, где извлекается энергия для приведения в действие компрессора и создания механической энергии, т.е. крутящего момента.

Турбина обычно разделена на турбину низкого давления и турбину высокого давления, при этом турбина высокого давления может включать больше одной ступени, а также турбина низкого давления обычно включает несколько ступеней. Каждая ступень обычно включает ротор и статор. Роторный диск, называемый также турбинным ротором, вращается вокруг центральной оси или продольной оси газовой турбины.

На роторном диске расположено множество лопаток, которые проходят радиально в газовый поток. Эти лопатки должны выдерживать высокие температуры и большие механические силы за счет вращения турбинного ротора. Поэтому лопатки обычно содержат охлаждающую систему с каналом подачи охлаждающего воздуха в хвостовике лопатки. Охлаждающий воздух подается в отверстия в пере лопатки для охлаждения поверхности пера посредством создания охлаждающей пленки.

Статор обычно расположен по потоку перед ротором. Статор содержит направляющие лопатки. Направляющие лопатки, называемые также сопловыми направляющими лопастями (NGV), являются стационарными лопатками для направления расширенного газового потока на перья лопаток ротора.

Для предотвращения вхождения высокотемпературного газа во внутреннюю зону турбины, сопловые направляющие лопасти, а также лопатки содержат платформы, образующие лабиринтное уплотнение.

Проблемы возникают на крайних передних или задних кромках зон платформы сопловых направляющих лопастей. Проблема состоит в том, что эти зоны подвергаются воздействию высокотемпературного газа, но трудны для охлаждения. Это приводит иногда к окислению во время срока службы.

Типичные методы охлаждения этих крайних зон платформ сопловых направляющих лопастей включают соударение струй с нижней стороной платформы.

В европейской патентной заявке ЕР 1178181 А2 показана система для охлаждения платформы лопатки. Аналогичную технологию можно использовать для охлаждения платформы сопловой направляющей лопасти. Из европейской патентной заявки ЕР 1205634 А2 известно выполнение платформы лопатки с полым пространством, соединенным по текучей среде с каналом охлаждающего воздуха. Полость дополнительно снабжена прямыми выходными отверстиями, направленными на соседний край лопатки для охлаждения лопатки. В заявке на патент США US 2009/0232660 А1 приведено описание платформы с внутренними охлаждающими проходами для охлаждения платформы. Эти проходы проходят от охлаждающих каналов в хвостовик лопатки к сторонам хвостовика и расположены наклонно вниз относительно продольного направления лопатки. Однако струи, создаваемые с помощью таких систем, не способны достигать крайней кромки платформы из-за механических и уплотнительных признаков в этих местах.

Задачей изобретения является создание улучшенных лопаток для турбомашины и создание улучшенной турбомашины. В частности, должно быть улучшено охлаждение зон крайних кромок платформы соседних сопловых направляющих лопастей, с целью увеличения срока службы этих частей двигателя.

Согласно первому объекту настоящего изобретения вышеуказанные задачи решены посредством создания лопатки для турбомашины, в частности газовой турбины, при этом лопатка, в частности, предназначена для расположения на турбинном роторе газовой турбины, причем лопатка содержит:

перо и хвостовую часть, выполненные за одно целое с лопаткой;

причем перо имеет охладитель, расположенный внутри пера, а

хвостовая часть имеет две узкие стороны и две широкие стороны;

проход для подачи охлаждающего воздуха в хвостовой части для направления охлаждающего воздуха в охладитель; и

отвод охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом для подачи охлаждающего воздуха;

при этом отвод охлаждающего воздуха содержит сопло на одной из узких сторон хвостовой части, и сопло образовано с помощью отверстия,

причем хвостовая часть лопатки содержит верхнюю платформу лопатки и нижнюю платформу лопатки, при этом верхняя платформа лопатки и нижняя платформа лопатки выполнены в качестве частей лабиринтного уплотнения в собранном состоянии в турбомашине, и сопло расположено между верхней платформой лопатки и нижней платформой лопатки, при этом осевое направление отверстия наклонено вверх под углом между 92° и 135° относительно продольного направления лопатки.

Предпочтительно, отверстие сопла образовано с помощью машинной обработки в хвостовой части.

Предпочтительно, сопло расположено на передней поверхности лопатки.

Предпочтительно, сопло предназначено для создания потока воздуха, направленного к зоне платформы соседней сопловой направляющей лопасти в собранном состоянии в турбомашине.

Предпочтительно, воздушный поток направлен к краю и/или вершине зоны платформы, при этом край и/или вершина направлен к лопатке в собранном состоянии в турбомашине.

Предпочтительно, край и/или вершина является частью лабиринтного уплотнения в собранном состоянии в турбомашине.

Предпочтительно, отвод для охлаждающего воздуха содержит несколько сопел на одной из узких сторон хвостовой части.

Согласно второму объекту настоящего изобретения вышеуказанные задачи решены посредством создания турбомашины, содержащей турбинный ротор с по меньшей мере одной вышеописанной лопаткой; и множество сопловых направляющих лопастей, расположенных по потоку перед турбинным ротором, при этом сопло расположено в хвостовой части лопатки и направлено к зоне сопловых направляющих лопастей.

Предпочтительно, сопло направлено к кромке, выполненной в виде края и/или вершины зоны платформы сопловых направляющих лопастей.

Предпочтительно, зоны платформы сопловой направляющей лопасти вместе с верхней платформой лопатки и нижней платформой лопатки образуют лабиринтное уплотнение.

Предпочтительно, лабиринтное уплотнение отделяет внутренние зоны газовой турбины от канала, заполненного горячим газом.

Предпочтительно, осевое направление по меньшей мере одного из отверстий лежит по меньшей мере по существу в радиальной плоскости турбинного ротора.

Предпочтительно, осевое направление по меньшей мере одного из отверстий наклонено относительно радиальной плоскости турбинного ротора, при этом осевое направление по меньшей мере одного из отверстий имеет то же направление, что и направление вращения лопатки.

Как было описано ранее, типичные варианты выполнения изобретения содержат сопло на одной из узких сторон хвостовой части. Узкие стороны хвостовой части являются двумя сторонами хвостовой части, которые по существу перпендикулярны направлению прохождения потока горячего газа в газовой турбине. Поэтому две узкие стороны хвостовой части по меньшей мере по существу перпендикулярны оси вращения турбинного ротора, несущего лопатки. Две узкие стороны являются сторонами на обоих осевых концах хвостовой части, т.е. верхней по потоку стороной и нижней по потоку стороной относительно основного пути прохождения текучей среды турбомашины.

Сопло образовано с помощью отверстия. Осевое направление отверстия, т.е. осевая составляющая вектора ориентации отверстия, наклонено вверх под углом между 92° и 135° относительно продольного направления лопатки. Другие возможные нижние пределы могут составлять 95°, 100°, 110° или 120°. Другие возможные верхние пределы могут составлять 110°, 120° или 130°. «Вверх» означает в направлении основного пути прохождения потока или от оси вращения ротора газовой турбины. Другими словами, вверх означает направление от хвостовика лопатки к перу лопатки. Отверстие является проходом для текучей среды, при этом проход для текучей среды ориентирован осевой составляющей параллельно оси вращения турбомашины, радиальной составляющей перпендикулярно оси вращения турбомашины, а окружной составляющей - перпендикулярно осевой и радиальной составляющим. Таким образом, наклон вверх означает, что проход имеет радиальную составляющую в направлении от оси вращения, при этом радиальная составляющая не равна нулю. Кроме того, осевая составляющая направлена противоположно основному пути прохождения потока текучей среды внутри турбомашины, при этом осевая составляющая не равна нулю. Окружная составляющая может быть равна нулю, или же может быть не равна нулю.

Отверстие, т.е. проход для текучей среды, может быть выполнено по существу цилиндрическим.

Преимуществом сопла является то, что охлаждающий воздух направляется на кромку зоны платформы сопловой направляющей лопасти, при условии, что лопатка установлена в турбомашине и турбомашина работает. Это, в частности, предпочтительно для непосредственного охлаждения крайней кромки зоны платформы сопловой направляющей лопасти. В частности, может охлаждаться задняя кромка соседней сопловой направляющей лопасти, которая расположена по потоку перед лопаткой.

Крайняя кромка зоны платформы сопловой направляющей лопасти может быть краем, вершиной, выступом, концом конуса и/или скосом зоны платформы сопловой направляющей лопасти, которая направлена к лопатке. Следует отметить, что две широкие стороны лопатки предпочтительно выполнены в форме ласточкиного хвоста или елочки для надежной фиксации лопатки в диске турбинного ротора.

В одном частном варианте выполнения изобретения сопло образовано с помощью отверстия, выполненного с помощью машинной обработки в хвостовой части. Отверстие предпочтительно является овальным, в частности круглым. Это исключает напряжения в надрезе.

В частности, предпочтительно, что осевое направление отверстия ориентировано по меньшей мере частично в продольном направлении лопатки. Продольное направление лопатки может также называться радиальным направлением турбинного ротора. Такое направление отверстия имеет то преимущество, что струя охлаждающего воздуха ускоряется за счет вращения лопатки.

Обычно, осевое направление отверстия наклонено на угол между 92° и 135°, в частности, больше 95° или меньше 120°, относительно продольного направления лопатки. Такая ориентация отверстия способствует лучшему охлаждению кромки зоны платформы сопловой направляющей лопасти.

В типичных вариантах выполнения осевое направление отверстия лежит по меньшей мере по существу в плоскости, которая ориентирована радиально относительно оси вращения турбинного ротора. Учитывая то, что лопатка находится во вращающейся системе, в то время как направляющие лопасти находятся в фиксированной системе, струя охлаждающего воздуха достигает направляющие лопасти под углом к оси отверстия, лежащей в указанной плоскости. Кроме того, в типичных вариантах выполнения предусмотрено отверстие, осевое направление которого наклонено относительно радиальной плоскости турбинного ротора. Если результирующее направление струи охлаждающего воздуха проходит в том же направлении, что и вращение лопатки, то эффект охлаждения будет максимальным. Если результирующее направление струи охлаждающего воздуха проходит в направлении, противоположном вращению лопатки, то струя будет создавать крутящий момент, т.е. улучшать эффективность, однако уменьшать охлаждение. Предпочтительно, турбинные роторы содержат лопатки, имеющие отверстия, осевые направления которых различны относительно радиальной плоскости оси вращения турбинного ротора.

Предпочтительно, лопатка содержит верхнюю платформу лопатки, в направлении пера, и нижнюю платформу лопатки, в направлении хвостовика лопатки, при этом сопло расположено между верхней платформой лопатки и нижней платформой лопатки. Это расположение исключает тот недостаток, что лабиринтное уплотнение платформ создает препятствие для потока охлаждающего воздуха для кромки зоны платформы. Уплотнение, как обычно, образовано с помощью платформ, так что отвод охлаждающего воздуха между платформами служит для лучшего охлаждения частей в уплотнении. В типичных вариантах выполнения сопло расположено ниже верхней платформы или выше нижней платформы.

В других предпочтительных вариантах выполнения сопло расположено ниже нижней платформы или выше верхней платформы. Кроме того, варианты выполнения, в которых сопло образовано внутри платформы лопатки, обеспечивают лучшее охлаждение зоны платформы сопловых направляющих лопастей. В предпочтительных вариантах выполнения предусмотрено несколько сопел, т.е. два, три и даже больше сопел, расположенных в указанных выше положениях. Несколько сопел могут обеспечивать лучшее охлаждение. В целом, расположение сопла зависит от конструкции и распределения напряжений в зоне хвостовика лопатки, конструкции платформы сопловой направляющей лопасти, количества горячего газа, входящего в полость, или от необходимости охлаждения зоны платформы.

В другом предпочтительном варианте выполнения сопло или отверстие расположено на передней поверхности хвостовой части. Передняя поверхность хвостовой части является поверхностью, проходящей перпендикулярно оси вращения диска турбинного ротора. Передняя поверхность может быть, в частности, передней по потоку поверхностью.

В частных вариантах выполнения предусмотрено несколько сопел на одной из узких сторон хвостовой части. Несколько сопел имеют то преимущество, что можно направлять больше охлаждающего воздуха к зоне платформы сопловой направляющей лопасти. Кроме того, можно использовать несколько сопел для уменьшения диаметра одного из отверстий сопел. Это способствует большей прочности лопатки.

Другой аспект изобретения относится к турбомашине, содержащей турбинный ротор по меньшей мере с одной лопаткой, согласно указанным выше вариантам выполнения. Такая турбомашина имеет то преимущество, что зона платформы сопловой направляющей лопасти охлаждается с помощью охлаждающего воздуха из отверстий в хвостовой части лопатки.

В целом, изобретение имеет то преимущество, что обеспечивается большое количество охлаждающего воздуха на крайних кромках тонкой зоны платформы сопловой направляющей лопасти. Действительно, изобретение обеспечивает лучшее охлаждение, чем струи, направленные на нижнюю сторону платформы. Кроме того, изобретение обеспечивает лучшее охлаждение, чем способы с использованием конвективного охлаждения, которое обеспечивает лишь умеренное охлаждение.

Следует отметить, что вращение лопатки на турбинном роторе увеличивает давление охлаждающего воздуха, увеличивая тем самым действие соударения струй, а также распределяет охлаждающий воздух на окружные положения не омываемой газом поверхности у крайней передней и задней кромки внутренней платформы.

В одном предпочтительном варианте выполнения обе узкие стороны содержат несколько сопел. Это имеет то преимущество, что зоны платформы сопловых направляющих лопастей можно охлаждать на обеих сторонах турбинного ротора.

Ниже приводится более подробное описание изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг. 1 - частичный разрез частей газовой турбины с лопаткой, согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения; и

фиг. 2 - вид сбоку лопатки согласно изобретению.

На фиг. 1 показан частичный разрез частей стационарной газовой турбины. В частности, показана лопатка 1. Лопатка 1 содержит хвостовую часть. Хвостовая часть является зоной под штриховой линией 2 на фиг. 1. Хвостовая часть имеет четыре боковые стенки, называемые также сторонами, а именно две узкие стороны 4 и 5 и две широкие стороны, которые проходят параллельно плоскости чертежа на фиг. 1.

Кроме того, лопатка 1 содержит перо, которое изображено на фиг. 1 над штриховой линией 2. Перо лопатки 1 расположено в канале для потока горячего газа 7, основном пути прохождения потока рабочей текучей среды. Горячий газ 7 направляется над пером лопатки 1 для извлечения энергии из горячего газа 7 с целью вращения турбинного вала. Лопатка 1 расположена на турбинном роторе (не изображен).

Сопловая направляющая лопасть 9 (NGV) расположена по потоку перед пером лопатки 1. Сопловая направляющая лопасть 9 обеспечивает постоянный и направленный поток горячего газа 7 для вращения перьев, аналогичных перу лопатки 1. Следует отметить, что во время вращения турбинного ротора перья нескольких лопаток проходят у сопловой направляющей лопасти 9. С другой стороны, в окружном канале для горячего газа 7 расположено множество сопловых направляющих лопастей 9 для направления потока горячего газа 7.

Лопатка 1 является обычно монолитной отливкой из металла высокой прочности, содержащего большое количество легирующих элементов, таких как никель. Лопатка 1 может выдерживать во время работы высокие температуры горячего газа 7. Дополнительно к этому, материал, образующий лопатку 1, пригоден для высоких напряжений в комбинации с высокими температурами. Это обуславливается тем, что во время вращения турбинного ротора на лопатку 1 воздействуют большие силы.

Тем не менее необходимо предусмотрение охлаждающей системы для охлаждения по меньшей мере некоторых зон лопатки 1 во время работы. Для этого в хвостовой части лопатки 1 расположен проход 10 для подачи охлаждающего воздуха.

Проход 10 для подачи охлаждающего воздуха служит для направления охлаждающего воздуха в змеевик-охладитель 11, который расположен внутри пера лопатки 1. Обычно, перо лопатки 1 содержит отверстия для направления охлаждающего воздуха на поверхность пера лопатки 1.

В предпочтительном варианте выполнения, показанном на фиг. 1, предусмотрен дополнительный отвод 13 охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом 10 для подачи охлаждающего воздуха. Отвод 13 охлаждающего воздуха содержит сопло 14 на узкой стороне 4 хвостовой части лопатки 1.

Сопло 14 образовано с помощью отверстия, выполненного с помощью машинной обработки в хвостовой части. Осевое направление отверстия сопла 14 ориентировано по меньшей мере частично в продольном направлении лопатки 1. Продольное направление лопатки 1 является радиальным направлением относительно вращающегося турбинного ротора, на котором закреплена лопатка 1.

На фиг. 1 отверстие сопла 14 направлено слегка вверх. Вверх означает в направлении основного пути прохождения потока или от оси вращения ротора газовой турбины. Другими словами, вверх означает в направлении от хвостовика лопатки к перу лопатки. Угол относительно продольной оси лопатки 1 составляет между 100° и 115°. Такой угол обеспечивает, что струя охлаждающего воздуха через сопло 14 ускоряется за счет вращения турбинного ротора. Кроме того, отвод 13 или осевое направление отверстия сопла 14 отвода 13, соответственно, наклонен относительно направления основного пути прохождения потока горячего газа 7.

Охлаждающий воздух, выходящий из сопла 14, ударяется непосредственно в крайние кромки зон 17 и 18 платформы сопловой направляющей лопасти. Поэтому обеспечивается охлаждение крайних кромок зон 17 и 18 платформы сопловой направляющей лопасти. Ускорение охлаждающего воздуха за счет вращения турбинного ротора дополнительно улучшает эффект охлаждения охлаждающего воздуха, ударяющегося в платформы сопловых направляющих лопастей.

Следует отметить, что зоны 17 и 18 платформы вместе с верхней платформой 20 лопатки 1 и нижней платформой 21 лопатки 1 образуют лабиринтное уплотнение. Лабиринтное уплотнение отделяет внутренние зоны газовой турбины от канала, заполненного горячим газом 7.

Внутренние зоны газовой турбины омываются охлаждающим воздухом. Однако в зоне лабиринтного уплотнения, образованного платформами 17, 18, 20 и 21, конвективное охлаждение с помощью охлаждающего воздуха из внутренней зоны газовой турбины может быть недостаточным, по меньшей мере в некоторых ситуациях. В этом отношении струя охлаждающего воздуха через сопло 14, согласно изобретению, обеспечивает преимущество улучшенного охлаждения зон 17 и 18 платформы.

В частности, охлаждающий воздух направляется через отвод 13 охлаждающего воздуха в направлении края и/или вершины 24 зоны 18 платформы, при этом край и/или вершина 24 является частью лабиринтного уплотнения и направлен к лопатке. Охлаждающий воздух ударяется в край и/или вершину 24 и в верхнюю поверхность зоны 18 платформы, возможно также в нижнюю поверхность зоны 18 платформы.

На нижней по потоку стороне лопатки 1 расположена другая зона 23 платформы нижней по потоку сопловой направляющей лопасти. Другая зона 23 платформы может охлаждаться, при необходимости, с помощью дополнительного отвода охлаждающего воздуха.

Такой дополнительный отвод охлаждающего воздуха содержит другое сопло между верхней платформой 20 лопатки и нижней платформой 21 лопатки на нижней по потоку узкой стороне 5 лопатки 1. Другое сопло обеспечивает отверстие, направленное на зоны 17 и 18 платформы. Отверстие с углом наклона снова обеспечивает преимущество дополнительного ускорения охлаждающего воздуха.

На фиг. 2 схематично показана лопатка 1. Следует отметить, что одинаковые части на фиг. 2 обозначены теми же позициями, что и фиг. 1. Для простоты описание этих частей повторно не приводится.

На фиг. 2 показано сопло 14 с выполненным с помощью машинной обработки отверстием на узкой стороне 4 лопатки 1. Отверстие расположено между верхней платформой 20 лопатки и нижней платформой 21 лопатки. Широкие стороны хвостовой части лопатки 1 выполнены в виде ласточкиного хвоста для обеспечения надежной фиксации лопатки 1 на диске турбинного ротора (роторный диск не изображен на фигурах).

В типичных вариантах выполнения сопло расположено ниже верхней платформы или выше нижней платформы. Как указывалось выше, другие положения могут обеспечивать лучшее охлаждение в зависимости от конструкции платформ. Также конструкция и условия возникновения напряжений могут оказывать влияние на позиционирование сопла.

В других типичных вариантах выполнения предусмотрено больше одного отверстия между зоной верхней платформы. При прохождении лопаток 1 турбинного ротора мимо множества сопловых направляющих лопастей, отверстия сопел 14 множества лопаток 1 перемещаются вдоль крайних кромок зоны платформы сопловой направляющей лопасти (см. фиг. 1). Поэтому обеспечивается непрерывное охлаждение зоны платформы, даже хотя охлаждающий воздух распределяется по отверстиям, расположенным на расстоянии друг от друга.

В качестве дополнительного положительного эффекта улучшается уплотнение между каналом для горячего газа 7 и внутренней зоной турбомашины. Поэтому не только крайние кромки зон платформы сопловой направляющей лопасти подвергаются улучшенному охлаждению. Согласно изобретению, вся зона, включающая крайние кромки платформ лопатки, обеспечивается лучшим охлаждением, уменьшающим коррозию и износ.

Хотя в вариантах выполнения показана в качестве примера лопатка газовой турбины, те же принципы охлаждения можно предпочтительно применять к лопаткам других турбомашин. Кроме того, изобретение не ограничивается указанным предпочтительным вариантом выполнения. Объем изобретения определяется лишь формулой изобретения.

1. Лопатка (1) для турбомашины, в частности газовой турбины, при этом лопатка (1), в частности, предназначена для расположения на турбинном роторе газовой турбины, причем лопатка (1) содержит:
перо и хвостовую часть, выполненные за одно целое с лопаткой;
причем перо имеет охладитель, расположенный внутри пера, а
хвостовая часть имеет две узкие стороны (4, 5) и две широкие стороны;
проход (10) для подачи охлаждающего воздуха в хвостовой части для направления охлаждающего воздуха в охладитель; и
отвод (13) охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом (10) для подачи охлаждающего воздуха;
при этом отвод (13) охлаждающего воздуха содержит сопло (14) на одной из узких сторон (4, 5) хвостовой части, и сопло (14) образовано с помощью отверстия,
отличающаяся тем, что хвостовая часть лопатки (1) содержит верхнюю платформу (20) лопатки и нижнюю платформу (21) лопатки, при этом верхняя платформа (20) лопатки и нижняя платформа (21) лопатки выполнены в качестве частей лабиринтного уплотнения в собранном состоянии в турбомашине, и сопло (14) расположено между верхней платформой (20) лопатки и нижней платформой (21) лопатки, при этом осевое направление отверстия наклонено вверх под углом между 92° и 135° относительно продольного направления лопатки (1).

2. Лопатка (1) по п. 1, отличающаяся тем, что отверстие сопла (14) образовано с помощью машинной обработки в хвостовой части.

3. Лопатка (1) по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что сопло (14) расположено на передней поверхности лопатки (1).

4. Лопатка (1) по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что сопло (14) предназначено для создания потока воздуха, направленного к зоне (17, 18) платформы соседней сопловой направляющей лопасти (9) в собранном состоянии в турбомашине.

5. Лопатка (1) по п. 4, отличающаяся тем, что воздушный поток направлен к краю и/или вершине (24) зоны (18) платформы, при этом край и/или вершина (24) направлен к лопатке (1) в собранном состоянии в турбомашине.

6. Лопатка (1) по п. 4, отличающаяся тем, что край и/или вершина (24) является частью лабиринтного уплотнения в собранном состоянии в турбомашине.

7. Лопатка (1) по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что отвод (13) для охлаждающего воздуха содержит несколько сопел (14) на одной из узких сторон (4, 5) хвостовой части.

8. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит:
турбинный ротор с по меньшей мере одной лопаткой (1) по любому из пп. 1-7;
множество сопловых направляющих лопастей (9), расположенных по потоку перед турбинным ротором, при этом сопло (14) расположено в хвостовой части лопатки (1) и направлено к зоне (17, 18) сопловых направляющих лопастей (9).

9. Турбомашина по п. 8, отличающаяся тем, что сопло (14) направлено к кромке, выполненной в виде края и/или вершины (24) зоны (17, 18) платформы сопловых направляющих лопастей (9).

10. Турбомашина по п. 8 или 9, отличающаяся тем, что зоны (17, 18) платформы сопловой направляющей лопасти (9) вместе с верхней платформой (20) лопатки и нижней платформой (21) лопатки (1) образуют лабиринтное уплотнение.

11. Турбомашина по п. 10, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение отделяет внутренние зоны газовой турбины от канала, заполненного горячим газом (7).

12. Турбомашина по п. 8 или 9, отличающаяся тем, что осевое направление по меньшей мере одного из отверстий лежит по меньшей мере по существу в радиальной плоскости турбинного ротора.

13. Турбомашина по п. 9, отличающаяся тем, что осевое направление по меньшей мере одного из отверстий наклонено относительно радиальной плоскости турбинного ротора, при этом осевое направление по меньшей мере одного из отверстий имеет то же направление, что и направление вращения лопатки (1).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к наземным газотурбинным установкам, выполненным на основе турбокомпрессора от двигателя внутреннего сгорания, и предназначено для охлаждения вала свободной турбины, вращающегося в подшипниках качения.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в автономных энергоустановках с высокоскоростными генераторами в летательных и космических аппаратах.

Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа, выполнена с рядами лопаток ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток ротора, а также с валом ротора, окруженным теплозащитными элементами и элементами основания лопаток ротора.

Осевая газовая турбина 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 касается конструктивного элемента газовой турбины, например лопатки турбины или диска ротора. Конструктивный элемент газовой турбины снабжен по меньшей мере одним оканчивающимся на неструктурированной поверхности каналом для направления охлаждающего средства.

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

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.

Рабочая лопатка газовой турбины содержит профильную часть, проходящую в продольном направлении, и хвостовик лопатки, служащий для крепления рабочей лопатки на валу ротора газовой турбины.

Осевая газовая турбина содержит ротор и статор. Статор представляет собой корпус, охватывающий ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячего газа, через который протекает горячий газ, полученный в камере сгорания.

Изобретение относится к роторам турбин низкого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины включает установленный на задней по потоку газа стороне обода диска лабиринт с внутренним радиальным ребром, а также установленный с передней стороны обода диска фланец.

Изобретение относится к энергетике. Охлаждающий контур для многоступенчатой паровой турбины, содержащей барабанный ротор с лопатками, установленными в тангенциальных охватывающих пазах пазового замка для по меньшей мере одной ступени, содержащий внешний источник охлаждающего пара, барабанный ротор. Причем в выступах барабанного ротора между ступенями из лопаток с тангенциальным вводом и пазовым замком выполнены осевые охватывающие пазы пазового замка, предназначенные для установки осевых вставок. Осевые вставки могут иметь осевые и радиальные охлаждающие каналы, обеспечивающие возможность прохождения более холодного наружного пара, предназначенного для охлаждения барабанного ротора. Также представлены многоступенчатая паровая турбина с паровым охлаждающим контуром и осевая вставка. Изобретение позволяет обеспечить эффективное охлаждение ступеней барабанного ротора. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 17 ил.

Способ охлаждения лопаток по меньшей мере одного лопаточного венца в роторной машине, содержащей канал осевого потока, который радиально ограничен изнутри роторным узлом и снаружи по меньшей мере одним неподвижным компонентом. Лопатки расположены на роторном узле и предоставляют бандажированную вершину лопатки, радиально обращенную к неподвижному компоненту. Охлаждающий воздух под давлением подают радиально снаружи к вершине каждой из лопаток по меньшей мере в одном лопаточном венце. Охлаждающий воздух под давлением входит в лопатки через по меньшей мере одно отверстие у бандажированной вершины лопатки. При этом охлаждающий воздух под давлением подают через неподвижный компонент, окружающий упомянутый по меньшей мере один лопаточный венец радиально, и он входит в полость, охваченную неподвижным компонентом и бандажированными вершинами лопаток по меньшей мере в одном лопаточном венце. Изобретение направлено на упрощение подачи воздуха во вращающиеся лопатки роторной машины. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Ротор турбины включает впускной и выпускной вкладыши для формирования охлаждающего контура. Впускной вкладыш расположен в первом осевом замковом пазу ротора и имеет радиальный охлаждающий канал, осевой канал и радиальные каналы. Радиальный охлаждающий канал обеспечивает прием текучей среды из нижнего по потоку местоположения по первичному тракту турбины, осевой канал проходит в нижней части впускного вкладыша от радиального охлаждающего канала, а радиальные каналы проходят от осевого канала и каждый из которых проходит ко дну дугообразного замкового паза впускного вкладыша. Выпускной вкладыш расположен во втором осевом замковом пазу ротора и имеет радиальные каналы, осевой канал и выпускной канал. Каждый из радиальных каналов проходит от дна дугообразного замкового паза выпускного вкладыша. Осевой канал проходит в нижней части выпускного вкладыша от радиальных каналов, а выпускной канал проходит от осевого канала. Другое изобретение группы относится к турбине, содержащей указанный выше ротор и окружающий его статор. Группа изобретений позволяет повысить эффективность охлаждения ротора турбины и упростить конструкцию его охлаждающего контура. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления. Корпус силовой задний установлен на выходе крыльчатки с необходимым осевым кольцевым зазором между тыльной стороной крыльчатки и обтекателем, образуя полость осевого кольцевого зазора. Полость осевого кольцевого зазора между задней стороной крыльчатки и обтекателем и внутренняя полость корпуса силового заднего сообщены с полостью радиального кольцевого зазора между крыльчаткой и диффузором на входе и объединены общей полостью на выходе. Зона вторичного воздуха камеры сгорания ограничена снизу корпусом силовым задним и соединенным с ним корпусом внутренним, скрепленным с аппаратом спутной закрутки и имеющим кольцевой фланец. Турбина высокого давления включает сопловой аппарат, снизу опирающийся на кольцевой фланец корпуса внутреннего, и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками и дисками, основным и покрывным, образующими между собой кольцевую полость, сообщенную с внутренними полостями рабочих лопаток. Диск покрывной не имеет отверстий и подкачивающих лопаток на своем полотне и прикреплен к ободной части основного диска с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток, а на входе формирующими между собой радиальный кольцевой зазор. Вход в радиальный кольцевой зазор сообщен с полостью осевого кольцевого зазора кольцевым каналом, внутренняя поверхность которого ограничена тыльной стороной крыльчатки, а наружная - обтекателем, примыкающим к нижнему фланцу конической оболочки, и нижним фланцем корпуса внутреннего, в стыке между которыми размещен аппарат спутной тангенциальной закрутки. Сопла аппарата спутной тангенциальной закрутки расположены в радиальной плоскости и сообщены с кольцевым каналом на выходе, обеспечивая ввод высокоэнергетического потока воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания непосредственно в кольцевой канал. Осевой зазор между нижним фланцем корпуса внутреннего и диском покрывным уплотнен. Изобретение позволяет повысить ресурс крыльчатки за счет снижения температуры ее тыльной стороны и циклическую долговечность диска покрывного турбины за счет исключения отверстий и подкачивающих лопаток на его полотне. 2 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к системам охлаждения турбины газотурбинного двигателя. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам и сопловой аппарат закрутки. Между выходом соплового аппарата закрутки и диском рабочего колеса образована кольцевая полость, сообщенная с входом безлопаточного диффузора, выход которого сообщен с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. Безлопаточный диффузор образован диском рабочего колеса и двумя элементами - подвижным и неподвижным. Подвижный элемент расположен на большем радиусе относительно оси двигателя, а неподвижный элемент - на меньшем. Нижняя часть неподвижного элемента закреплена на корпусе соплового аппарата закрутки, а верхняя часть подвижного элемента закреплена на диске рабочего колеса. Элементы образуют между собой кольцевой зазор, оснащенный подвижным уплотнением. Изобретение позволяет обеспечить возможность регулирования осевой нагрузки, действующей на турбину. 1 ил.

Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины содержит платформу, расположенную между аэродинамической частью лопатки и корнем лопатки, и имеет внутренний охлаждающий канал, проходящий в радиальном направлении от места соединения с источником охлаждающей текучей среды в корне лопатки. Вдоль стороны, которая совпадает со стороной высокого давления аэродинамической части лопатки, верхняя сторона на стороне высокого давления платформы проходит от основания аэродинамической части лопатки до стыковочной поверхности стороны высокого давления. Устройство содержит основную камеру, охлаждающие отверстия. Основная камера расположена только с внутренней стороны верхней стороны на стороне высокого давления платформы, проходит через платформу от расположенного выше по потоку конца, имеющего заднее положение, к расположенному ниже по потоку концу, имеющему переднее положение. Рядом с расположенным выше по потоку концом основная камера содержит заднюю петлю, а между задней петлей и расположенным ниже по потоку концом содержит переднюю дугу. Каждое из охлаждающих отверстий проходит от основной камеры к порту, выполненному на стыковочной поверхности стороны высокого давления. Изобретение позволяет эффективно охлаждать область платформы рабочих лопаток турбины, является экономически эффективным в изготовлении, гибким в применении и долговечным. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Устройство охлаждения платформы предназначено для роторной лопатки турбины, имеющей платформу, расположенную на границе сопряжения между аэродинамическим профилем и хвостовой частью, содержащей средства крепления и хвостовик, проходящий между средствами крепления и платформой. Платформа на своей стороне, соответствующей поверхности пониженного давления аэродинамического профиля, имеет сторону пониженного давления, содержащую верхнюю поверхность, проходящую от основания аэродинамического профиля к наклонной поверхности стороны пониженного давления, и нависает над образованной в хвостовике хвостовой полостью. Устройство содержит выемку, коллекторный канал и каналы охлаждения. Выемка образована в области нижней поверхности платформы и имеет вход, проточно сообщающийся с хвостовой полостью. Коллекторный канал проходит от первого конца вблизи наклонной поверхности стороны пониженного давления ко второму концу вблизи наклонной поверхности стороны повышенного давления платформы и имеет соединение с выемкой у своего первого конца. Каналы охлаждения образованы внутри платформы и проходят от места соединения с выемкой или коллекторным каналом к отверстиям, образованным внутри наклонной поверхности стороны пониженного давления или задней кромки платформы. Изобретение обеспечивает эффективное и рациональное охлаждение области платформы роторных лопаток турбины. 2 н. и 23 з.п. ф-лы, 8 ил.

Устройство охлаждения платформы, выполненное в турбинной рабочей лопатке, содержит платформу, расположенную в области сопряжения аэродинамической части и корневой части. Рабочая лопатка имеет выполненный в ней внутренний охладительный канал, который проходит от соединения с источником охлаждающей среды в корневой части приблизительно до уровня высоты платформы в радиальном направлении и при эксплуатации имеет область с охлаждающей средой под высоким давлением и область с охлаждающей средой под низким давлением. Вдоль стороны, которая совпадает со стороной пониженного давления аэродинамической части, сторона пониженного давления платформы имеет верхнюю сторону, проходящую в окружном направлении от аэродинамической части к стыковочной поверхности со стороны пониженного давления. Сторона пониженного давления платформы имеет заднюю кромку, которая совпадает с хвостовой кромкой аэродинамической части. Устройство охлаждения платформы содержит распределительный элемент, соединители высокого и низкого давления и теплопередающую конструкцию. Распределительный элемент расположен по меньшей мере в одной из передней и задней частей стороны пониженного давления платформы. Соединитель высокого давления соединяет распределительный элемент с областью с охлаждающей средой под высоким давлением, имеющейся во внутреннем охладительном канале. Соединитель низкого давления соединяет распределительный элемент с областью с охлаждающей средой под низким давлением, имеющейся во внутреннем охладительном канале. Теплопередающая конструкция расположена в распределительном элементе с обеспечением взаимодействия с охлаждающей средой, проходящей от соединителя высокого давления к соединителю низкого давления во время работы. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения платформы рабочих лопаток, повышение эффективности изготовления и эксплуатационной гибкости долговечности. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки, безлопаточный диффузор, замками фиксации лопаток и приставным кольцом с подкачивающими лопатками. На полотне диска рабочего колеса выполнен кольцевой выступ с установленным на нем лабиринтом. Безлопаточный диффузор жестко закреплен на аппарате закрутки, а приставное кольцо с подкачивающими лопатками с помощью байонетного соединения закреплено под ободом диска и снабжено лабиринтом, выполненным по внутренней поверхности кольца. Безлопаточный диффузор посредством выполненных на его стенках сотовых кольцевых уплотнений сообщен с лабиринтом, выполненным на кольцевом выступе рабочего колеса, и с лабиринтом, выполненным по внутренней поверхности приставного кольца. В ободе диска и ножках лопаток выполнены пазы под замки фиксации лопаток. Каналы подвода воздуха в лопатку выполнены в виде паза в диске под замком лопаток, а напротив пазов в диске в замках фиксации лопаток со стороны приставного кольца выполнены отверстия. Охлаждающие полости лопаток последовательно сообщены с каналами подвода воздуха в лопатку, с полостями под приставным кольцом с подкачивающими лопатками и с полостями безлопаточного диффузора и аппарата закрутки. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс диска турбины, снизить его массу, а также повысить технологичность элементов турбины. 2 ил.

Изобретение относится к энергетике. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит сопловой аппарат турбины с аппаратом закрутки, вход которого соединен с источником охлаждающего воздуха, а выходные каналы сообщены с безлопаточным диффузором, диск с охлаждаемыми рабочими лопатками, каналы подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам, установленным в проточной части турбины, при этом выходные каналы аппарата закрутки повернуты в сторону вращения диска с охлаждаемыми рабочими лопатками. При этом безлопаточный диффузор размещен на сопловом аппарате турбины и выполнен в виде канала на входе, присоединенного к выходным каналам аппарата закрутки, направленным в радиальном направлении относительно оси вращения, а на выходе направленным в сторону каналов подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. Причём выход из безлопаточного диффузора отделен подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от околодисковой полости, расположенной между безлопаточным диффузором и диском с охлаждаемыми рабочими лопатками. Изобретение позволяет снизить затраты на производство и ремонт как узла турбины, так и всего двигателя в целом, увеличивая при этом сроки межремонтного ресурса. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Лопатка для турбомашины, в частности газовой турбины, расположена на турбинном роторе и содержит перо и хвостовую часть, выполненные за одно целое с лопаткой, проход для подачи охлаждающего воздуха в хвостовой части для направления охлаждающего воздуха в охладитель и отвод охлаждающего воздуха, расположенный в хвостовой части и соединенный по текучей среде с проходом для подачи охлаждающего воздуха. Перо имеет охладитель, расположенный внутри пера, а хвостовая часть имеет две узкие стороны и две широкие стороны. Отвод охлаждающего воздуха содержит сопло на одной из узких сторон хвостовой части, и сопло образовано с помощью отверстия. Хвостовая часть лопатки содержит верхнюю платформу лопатки и нижнюю платформу лопатки. Верхняя платформа лопатки и нижняя платформа лопатки выполнены в качестве частей лабиринтного уплотнения в собранном состоянии в турбомашине. Сопло расположено между верхней платформой лопатки и нижней платформой лопатки. Осевое направление отверстия наклонено вверх под углом между 92° и 135° относительно продольного направления лопатки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения зон крайних кромок платформы соседних сопловых направляющих лопастей и увеличение срока службы этих частей двигателя. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх