Турбомашина


 


Владельцы патента RU 2581262:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Настоящее изобретение относится к турбомашине, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащей, по меньшей мере, два последовательных кольцевых ряда неподвижных лопаток, образованных, например, лопатками ступени направляющего аппарата, установленного на выходе ступени сжатия, и кольцевой ряд стоек корпуса, расположенный ниже по потоку от направляющего аппарата.

В турбомашине направляющий аппарат, установленный на выходе компрессора, содержит кольцевой ряд неподвижных лопаток, которые, согласно существующему уровню техники, равномерно рассредоточены вокруг продольной оси турбомашины.

Кольцевой ряд стоек корпуса размещен ниже по потоку от направляющего аппарата; причем стойки корпуса проходят в потоке истечения газов компрессора и обеспечивают передачу усилий между внутренним и внешним корпусами, с которыми они соединены.

Согласно существующему уровню техники угловые положения стоек корпуса относительно лопаток направляющего аппарата неоптимизированы. Спутные струи, образованные на уровне задних кромок лопаток направляющего аппарата, взаимодействуют со стойками корпуса и образуют большие потери давления, ухудшающие рабочие характеристики турбомашины. Кроме того, могут отмечаться явления помпажа, возникающие на уровне направляющего аппарата.

Для улучшения рабочих характеристик турбомашины известна практическая реализация аэродинамического соединения между двумя элементами статора или ротора. В заявке ЕР-А1-2071127 заявителя приводится описание способа проектирования многоступенчатой турбины турбомашины, позволяющего осуществить аэродинамическое соединение на совокупности лопаток ротора или статора турбины.

Целью изобретения является улучшение рабочих характеристик турбомашины вышеупомянутого типа путем реализации аэродинамического соединения между неподвижными лопатками направляющего аппарата и стойками корпуса, расположенными по потоку или, в более общем плане, между двумя последовательными кольцевыми рядами неподвижных лопаток турбомашины.

В связи с этим в нем предлагается турбомашина, содержащая, по меньшей мере, первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток, таких как, например, кольцевой ряд неподвижных лопаток ступени направляющего аппарата и кольцевой ряд стоек корпуса, расположенный ниже по потоку от направляющего аппарата, отличающаяся тем, что каждая лопатка второго ряда проходит в радиальной плоскости, проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток первого ряда, и тем, что шаг между этими двумя лопатками первого ряда больше шага между другими лопатками первого ряда.

Шаг неподвижных лопаток первого ряда, согласно изобретению, имеет большую величину между лопатками, расположенными с одной и другой стороны радиальных плоскостей, проходящих через лопатки второго ряда, и меньшую величину между лопатками, расположенными между этими радиальными плоскостями таким образом, что спутные струи, образуемые на уровне задних кромок лопаток первого ряда, проходят, соответственно, с одной и другой стороны лопаток второго ряда, ограничивая потери давления и аэродинамическое взаимодействие между двумя рядами лопаток.

Согласно другому признаку изобретения шаг (Р1) между двумя лопатками первого ряда, которые находятся с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через лопатку второго ряда, равен 360°(1+m/n)/N, где n - количество лопаток второго ряда, N равен 360°/Р2, а Р2 - шаг между лопатками первого ряда, которые расположены между двумя радиальными плоскостями, проходящими через две последовательные лопатки второго ряда; причем количество лопаток первого ряда является целочисленным, кратным количеству n лопаток второго ряда, и m - целое число меньше (n-1) и больше или равно нулю, такое, что N=k·n+m, где k - целое число.

В примере реализации шаг между двумя неподвижными лопатками первого ряда, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через лопатку второго ряда, равен приблизительно 1,5 шагам между другими неподвижными лопатками первого ряда.

В том случае, когда лопатки первого ряда являются лопатками ступени направляющего аппарата, а лопатки второго ряда образованы стойками корпуса, шаг между двумя лопатками направляющего аппарата, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через стойку корпуса, может быть равен приблизительно 5,4°, а шаг между другими лопатками направляющего аппарата может быть равен приблизительно 3,6°.

Радиальная плоскость, проходящая через каждую лопатку второго ряда, может проходить между корытом первой лопатки и спинкой второй лопатки первого ряда. Расстояние по окружности между этой плоскостью и корытом упомянутой первой лопатки может быть меньше расстояния между плоскостью и спинкой упомянутой второй лопатки.

Изобретение будет понятнее, его другие детали, признаки и преимущества проявятся более отчетливо после изучения прилагаемого описания, которое приведено в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

- фиг. 1 представляет собой выполненный очень схематично частичный вид сверху направляющего аппарата и стойки корпуса турбомашины согласно предшествующему уровню техники;

- фиг. 2 представляет собой выполненный очень схематично частичный вид сверху направляющего аппарата и стойки корпуса турбомашины согласно изобретению;

- фиг. 3 представляет собой вид, соответствующий виду, изображенному на фиг. 2 и иллюстрирующий траектории спутных струй, образованных на уровне задней кромки неподвижных лопаток направляющего аппарата и стойки корпуса.

Нижеследующее описание относится к случаю, когда первый ряд неподвижных лопаток представляет собой ряд ступени направляющего аппарата, расположенного на выходе ступени сжатия в турбомашине, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, а второй ряд лопаток образован кольцевым рядом стоек корпуса 20, расположенным ниже по потоку от направляющего аппарата.

Лопатки 12 направляющего аппарата проходят по существу радиально в потоке истечения воздуха, выходящего из компрессора, и прикреплены соответствующими средствами к внутренним и (или) наружным корпусам турбомашины.

Стойки корпуса 20, расположенные ниже по потоку от направляющего аппарата 10, в частности на выходе компрессора низкого давления, соединяют внутренний и наружный корпусы компрессора для передачи усилий. Эти стойки корпуса 20 содержат расположенную выше по потоку переднюю кромку 22 и расположенную ниже по потоку заднюю кромку 24 движения воздуха, поступающего из направляющего аппарата 10.

Количество стоек корпуса 20 меньше количества неподвижных лопаток 12 направляющего аппарата 10, и они равномерно рассредоточены вокруг продольной оси турбомашины.

Согласно существующему уровню техники, неподвижные лопатки 12 направляющего аппарата равномерно рассредоточены вокруг продольной оси турбомашины. Другими словами, шаг Р по окружности между этими лопатками 12 является постоянным.

Кроме того, угловые положения стоек корпуса 20 против лопаток 12 направляющего аппарата являются случайными. Такое расположение приводит к большим потерям давления ввиду взаимодействия спутных струй, образованных на уровне задних кромок 16 лопаток 12, со стойками корпуса 20, а также опасность помпажа, возникающего на уровне направляющего аппарата.

Изобретение позволяет устранить данную проблему за счет оптимизации количества лопаток направляющего аппарата, шага по окружности между лопатками направляющего аппарата и угловых положений этих лопаток относительно стоек корпуса, позволяя обеспечить аэродинамическое соединение между лопатками направляющего аппарата и стойками корпуса.

Как это изображено на фиг. 2 и 3, каждая стойка корпуса 120 проходит в радиальной плоскости С, проходящей по существу между двумя последовательными лопатками 112' направляющего аппарата 110. Стойки корпуса 120 имеют такое угловое положение относительно лопаток 112, 112' направляющего аппарата, что их радиальная плоскость С проходит между двумя последовательными лопатками 112', в частности между корытом лопатки 112' и спинкой другой лопатки 112'. Предпочтительно, расстояние по окружности D1 между плоскостью С и корытом первой лопатки 112' меньше расстояния по окружности D2 между плоскостью С и спинкой другой лопатки 112'.

Величина шага Р1 между лопатками 112', расположенными с одной и другой стороны плоскости С, больше величины шага Р2 между другими лопатками 112 направляющего аппарата.

Согласно изобретению шаг Р1 может быть определен отношением:

Р1=360°∙(1+m/n)/N,

где n - количество стоек корпуса;

N - равно 360°/Р2;

количество лопаток направляющего аппарата является целочисленным, кратным количеству n стоек корпуса,

и m является целым числом меньше (n-1) и больше или равным нулю, и таким, что:

N=k·n+m, где k - целое число.

Вышеупомянутое отношение может также записываться по следующей формуле:

Р1=Р2+(360°-P2·N')/n,

Где N' - количество лопаток направляющего аппарата.

Такое отношение может быть получено исходя из примера предшествующего уровня техники, согласно которому направляющий аппарат содержит N неподвижных лопаток, равномерно рассредоточенных вокруг оси с шагом Р2, равным 360°/N, между лопатками; причем количество стоек корпуса равно n. Согласно изобретению, сохраняется шаг Р2 между лопатками направляющего аппарата, которые расположены между радиальными плоскостями, проходящими через стойки корпуса, и определяется шаг Р1 между лопатками, которые размещены с одной и другой стороны этих радиальных плоскостей посредством вышеупомянутого отношения; причем количество N' лопаток направляющего аппарата в данном случае представляет собой целочисленное кратное количество стоек корпуса.

Шаг Р2 между лопатками направляющего аппарата согласно изобретению равен среднему Р лопаток направляющего аппарата с равномерным рассредоточением согласно предшествующему уровню техники для ограничения рисков потери запасов по помпажу, когда последний вызван на уровне направляющего аппарата.

Шаг Р1 между лопатками 112', например, равен приблизительно 1,5 шагам Р2 между другими лопатками 112. Этот шаг Р1 может быть равен приблизительно 5,4°, а шаг Р2 может быть равен приблизительно 3,6°, например. Количество неподвижных лопаток 112, 112' направляющего аппарата 110, например, равно 96, а количество стоек корпуса 120 равно, например, 8.

Как это видно на фиг. 3, спутные струи 130, образованные ниже по потоку от задних кромок лопаток 112' направляющего аппарата 110, проходят соответственно с одной и другой стороны стойки корпуса 120 и следуют вдоль ее профиля, не создавая потерь давления, затем истекают с одной и другой стороны спутной струи 132, образованной задней кромкой стойки.

Таким образом, ограничиваются взаимодействия между стойками корпуса и лопатками направляющего аппарата, расположенного выше по потоку от этих стоек, снижаются осесимметричные возмущающие воздействия на направляющий аппарат и ограничиваются риски потери запаса по помпажу на уровне направляющего аппарата.

Изобретение применяется для всех конструкций, в которых два кольцевых ряда неподвижных лопаток являются последовательными и расположены ниже по потоку один за другим в турбомашине.

1. Турбомашина, содержащая, по меньшей мере, первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток, отличающаяся тем, что каждая лопатка (120) второго ряда проходит в радиальной плоскости (С), проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток (112') первого ряда, и тем, что шаг (Р1) между этими двумя лопатками (112') первого ряда больше шага (Р2) между другими лопатками (112) первого ряда.

2. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что шаг (Р1) между двумя лопатками (112') первого ряда, которые находятся с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через лопатку (120) второго ряда, равен 360°(1+m/n)/N, где n - количество лопаток второго ряда, N равен 360°/Р2, а Р2 - шаг между лопатками первого ряда, которые расположены между двумя радиальными плоскостями, проходящими через две последовательные лопатки второго ряда; причем количество лопаток первого ряда является целочисленным кратным количеству n лопаток второго ряда, и m -целое число меньше (n-1) и больше или равно нулю, так что N=k·n+m, где k - целое число.

3. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что шаг (Р1) между двумя лопатками (112') первого ряда, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости (С), проходящей через лопатку (120) второго ряда, равен приблизительно 1,5 шагам (Р2) между другими лопатками (112) первого ряда.

4. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что шаг (Р1) между двумя лопатками (112') первого ряда, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости (С), проходящей через лопатку (120) второго ряда, равен приблизительно 5,4°, а шаг (Р2) между другими лопатками (112) первого ряда равен приблизительно 3,6°.

5. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что радиальная плоскость (С), проходящая через лопатку второго ряда, проходит между корытом первой лопатки (112') и спинкой последующей второй лопатки (112') первого ряда, а расстояние по окружности (D1) между данной плоскостью и корытом упомянутой первой лопатки меньше расстояния (D2) между плоскостью и спинкой упомянутой второй лопатки.

6. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток представляют собой соответственно кольцевой ряд неподвижных лопаток (112, 112') ступени направляющего аппарата (110) и кольцевой ряд стоек корпуса (120), расположенный ниже по потоку от направляющего аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении диафрагмы (1) внутреннего корпуса модуля низкого или среднего давления паровой турбины.

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.

Турбинная система содержит первую платформу, вторую платформу, несколько аэродинамических профилей, пластину соударения. Каждый из нескольких аэродинамических профилей проходит между первой платформой и второй платформой.

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.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а именно к способу изготовления металлического усиления для лопатки рабочего колеса турбинного двигателя. Способ последовательно включает этап расположения металлических скоб в формующий инструмент, имеющий матрицу и пуансон, при этом металлические скобы представляют собой металлические секции с прямолинейной формой, согнутые в форму U или V; и этап горячего изостатического прессования металлических скоб, вызывающий интеграцию металлических скоб таким образом, чтобы получить сжатую металлическую часть.

Изобретение относится к обработке металлов давлением и может быть использовано при изготовлении металлического элемента жесткости композитной или металлической лопатки турбомашины.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Лопатка турбины включает аэродинамический профиль и бандажную полку у его внутреннего торца. Бандажная полка содержит верхнюю плиту и переднюю стенку, содержащую изогнутый участок с уплотнительный участком, а также плоский участок, направленный перпендикулярно верхней плите и расположенный между верхней плитой и изогнутым участком.

Осевой компрессор имеет двухступенчатый каскад (8) направляющих лопаток на конце (5) вала ротора (4) со стороны выхода. Направляющие лопатки (11) второй ступени каскада смещены относительно направляющих лопаток (10) в окружном направлении таким образом, что вихревые хвосты, производимые направляющими лопатками (10) первой ступени направляющих лопаток, не могут попадать на направляющие лопатки (11) второй ступени.

Газовая турбина содержит диффузор выхлопа, расположенный по направлению потока ниже последней ступени турбины и включающий секцию прохождения струи и стойку. Секция прохождения струи содержит части первой и второй стенок, а стойка имеет переднюю кромку, проходящую между частью первой стенки и частью второй стенки.

Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, предназначенная располагаться радиально на указанной машине, содержит переднюю кромку, заднюю кромку и две аэродинамические поверхности.

Ротор компрессора турбомашины включает диск, несущий лопатки. Стенка диска на его радиально внешнем конце выполнена из нескольких угловых секторов, каждый из которых ограничен между спинкой первой лопатки и корытом второй лопатки, следующей за первой в окружном направлении.

Роторная лопатка, имеющая платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму. Толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями: Tmax=-0,8646*h+1,1087, Tmax=-1,0209*h+1,2058, Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки. Толщина лопатки может быть приведена в соответствие с эксплуатационными характеристиками турбоустановки. Достигается оптимизация характеристик. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 табл, 5 ил.
Наверх