Охлаждаемая рабочая перфорированная лопатка турбины



 


Владельцы патента RU 2582539:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" (RU)

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

 

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждаемым рабочим лопаткам турбин, применяемым в авиационных двигателях, а также в стационарных газотурбинных установках.

Исследования коэффициентов теплоотдачи в коротких охлаждающих отверстиях малого диаметра [Жестков Б.А. Основы теории и расчет теплового состояния стенок камер сгорания реактивных двигателей. Учебное пособие. - Уфа: изд. УАИ, 1980. - 95 с. Формула (2.45) на с. 46] и исследования в охлаждающих отверстиях типичных по геометрии для перфорации турбинных лопаток [Трушин В.А. Пленочное охлаждение турбинных лопаток // Уфа: издание УАИ, 1988. - 78 с.] показали, что теплоотдача в коротких охлаждающих отверстиях малого диаметра в 3,5-4 раза выше, чем в длинных трубах. Это объясняется отсутствием возможности быстрого формирования развитого пограничного слоя на коротком участке поверхности отверстия, где вместо пограничного слоя с ламинарным подслоем имеют место вихревые структуры без ламинарного подслоя, интенсивно переносящие теплоту от перфорированной оболочки лопатки к охлаждающему воздуху. В известных охлаждаемых перфорированных лопатках турбин, содержащих перфорированную оболочку с прямыми охлаждающими отверстиями малого диаметра, велика относительная длина этих отверстий.

Однако на большой относительной длине охлаждающего отверстия малого диаметра в оболочке образуются и смыкаются пограничные слои с ламинарным подслоем, препятствующие оттоку теплоты от оболочки к потоку охлаждающего воздуху в отверстиях. Чтобы препятствовать образованию ламинарного пограничного подслоя на стенках отверстия, следует отверстие выполнить изогнутой формы, что приведет к образованию парных вихрей в поле массовых сил в отверстии из-за разности плотностей нагретого у стенок воздуха и менее нагретого в средине отверстия, срыву ламинарного подслоя этими вихрями и дополнительной турбулизации потока охлаждающего воздуха.

Известны охлаждаемые перфорированные лопатки турбин, в стенках которых прямые отверстия перфорации выполнены с наклоном в радиальном направлении в сторону внешнего радиуса (Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок: Учебник для вузов / В. Л. Иванов, А.И. Леонтьев, Э.А. Манушин, М.И. Осипов; под ред. А.И. Леонтьева. - 2-е изд., стереотип. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. - 592 с. (рис. 5.15 на с. 290)), содержащие перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра.

Известно техническое решение (патент РФ №2286463 С2, МПК F01D 5/18, 27.10.2006), в котором представлена охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, пронизанная прямыми отверстиями большой относительной длины, проходящими через оребрение, перфорированную оболочку и термобарьерное покрытие.

Известна охлаждаемая лопатка турбомашины (Авторское свидетельство СССР №565991, М. кл.2 F01D 5/18, 25.07.1977), содержащая перфорированную оболочку с оребрением на внутренней ее поверхности вблизи отверстий.

Известен ротор высокотемпературной газовой турбины (патент РФ №2200235 С2, МПК F01D 5/18, 10.03.2003) с охлаждаемыми рабочими лопатками, передняя кромка которых выполнена перфорированной.

Известна охлаждаемая турбинная лопатка (патент РФ №2076928 C1, МПК F01D 5/18, 10.04.1997) с продольными пазами внутри стенки лопатки, закрытыми со стороны газа керамической оболочкой, соединенными отверстиями с внутренней полостью лопатки, но не выходящими на поверхность, контактирующую с газом.

Известна охлаждаемая лопатка турбомашины петлевой схемы охлаждения (патент РФ №2476681 С1, МПК F01D 5/18, 27.02.2013), содержащая отверстия перфорации.

Известна охлаждаемая лопатка турбины (патент РФ №2544916 С1, МПК F01D 5/18, 20.03.2015), содержащая отверстия перфорации с разделительными полостями овальной формы.

Известна охлаждаемая перфорированная лопатка турбомашины с термобарьерным покрытием (патент РФ №2286463 С2, МПК F01D 5/18, 27.10.2006), содержащая отверстия, пронизывающие оребрение внутри лопатки, оболочку лопатки и термобарьерное покрытие.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является компонент газотурбинного двигателя, в частности камера сгорания или выходное устройство, содержащее изогнутые или извилистые каналы охлаждающего воздуха (патент RU 2005128150, МПК F23R 30/00, 2007, фиг. 4, 5) с произвольной ориентацией.

Недостатками известных охлаждаемых перфорированных лопаток турбин и других компонентов газотурбинного двигателя являются либо большая относительная длина прямых охлаждающих отверстий малого диаметра в оболочке, что приводит к образованию и смыканию пограничных слоев с ламинарным подслоем, препятствующих оттоку теплоты от оболочки к потоку охлаждающего воздуха в отверстиях, а если отверстия изогнуты и расположены произвольно, то такое их произвольное расположение неприменимо для охлаждаемых рабочих лопаток турбин, так как может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля, нагруженного радиальными центробежными силами.

Задача изобретения - увеличение надежности и ресурса работы охлаждаемой рабочей лопатки турбины.

Технический результат - повышение эффективности охлаждения рабочей лопатки турбины и увеличение надежности и ресурса ее работы.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что у охлаждаемой рабочей лопатки турбины, содержащей перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра, в отличие от прототипа, в перфорированной оболочке лопатки выполнены отверстия малого диаметра изогнутой формы, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля, так как не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля, нагруженного радиальными центробежными силами.

Использование отличительных признаков в заявляемой охлаждаемой рабочей перфорированной лопатке турбины, содержащей перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра изогнутой формы, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля, позволяет повысить эффективность ее охлаждения и увеличить надежность и ресурс ее работы. Тем самым повышается ресурс работы и надежность рабочей перфорированной лопатки турбины в системе газотурбинного двигателя за счет интенсификации теплоотдачи от оболочки лопатки к потоку охлаждающего воздуха в отверстиях, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля, так как не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля лопатки, нагруженного радиальными центробежными силами.

Существо изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение участка перфорированной оболочки с охлаждающими отверстиями изогнутой формы малого диаметра, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки; на фиг. 2 - элемент - вид по сечению А-А на фиг. 1 в сечении обвода оболочки; на фиг. 3 - вид по сечению В-В на фиг. 2 на парный вихрь; на фиг. 4 - вид по стрелке С на фиг. 2 на выход отверстия на газовую поверхность, а пунктиром здесь отмечено расположение отверстия в металле стенки рабочей лопатки с осью в плоскости вдоль ее пера, нормальной к поверхности обвода профиля

Охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, содержащая перфорированную оболочку 1 (фиг. 1), внутри которой выполнены охлаждающие отверстия изогнутой формы малого диаметра 2, что исключает образование ламинарного подслоя в потоке воздуха в отверстии за счет образования в изогнутых отверстиях (фиг. 2) парного вихря (фиг. 3), турбулизирующего ламинарный подслой, а расположение средней линии каждого из отверстий в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля, нагруженного радиальными центробежными силами.

При работе охлаждаемой перфорированной лопатки турбины, воздух проходит через охлаждающее отверстие изогнутой формы малого диаметра 2, где теплоотдача от перфорированной оболочки 1 к воздуху через несформировавшийся в охлаждающем отверстии изогнутой формы ламинарный пограничный подслой выше, чем через сомкнувшиеся пограничные слои в относительно длинном прямом охлаждающем отверстии. Кроме того, отверстие изогнутой формы имеет большую поверхность, чем прямое, что обеспечивает больший теплоотвод от лопатки к воздуху.

Выполнение в перфорированной оболочке лопатки турбины отверстий изогнутой формы способствует интенсификации теплоотвода от перфорированной оболочки лопатки к охлаждающему воздуху за счет малой толщины несформировавшегося ламинарного пограничного подслоя в длинных охлаждающих отверстиях, вызванной парными вихрями и за счет увеличения площади поверхности отверстия за счет его изогнутости.

Расположение средней линии каждого из охлаждающих отверстий в плоскости вдоль пера рабочей лопатки турбины и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля лопатки, нагруженного радиальными центробежными силами.

Итак, заявляемое изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения рабочей лопатки турбины и увеличить надежность и ресурс ее работы.

Охлаждаемая рабочая перфорированная лопатка турбины, содержащая перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра изогнутой формы, отличающаяся тем, что средняя линия каждого из охлаждающих отверстий расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки.



 

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.

Лопатка газовой турбины содержит хвостовик и перо лопатки с входной и выходной кромками и вершиной, систему каналов для охлаждающего воздуха, простирающихся от отверстия для охлаждающего воздуха в хвостовике посредством извилистого змеевидного канала к расположенному в зоне выходной кромки каналу у выходной кромки, имеющей выпуск для воздуха в выходной кромке, и обходной канал для воздуха.

Узел платформы для поддержки сопловой лопатки для газовой турбины содержит поверхность прохождения газа, расположенную так, чтобы контактировать с потоковым рабочим газом, по меньшей мере, один охлаждающий канал.

Лопатка, используемая в потоке текучей среды турбинного двигателя, содержит тонкостенное проходящее в радиальном направлении аэродинамическое тело лопатки, имеющее отстоящие по оси друг от друга переднюю и заднюю кромки и радиально наружную полку.

Компонент лопасти или лопатки для турбомашины содержит внутреннее пространство между двумя противоположными внутренними стенками компонента, образующими проток для охлаждающей текучей среды в направлении выпускного отверстия для текучей среды в задней кромке компонента, и множество ребер, выступающих из двух противоположных внутренних стенок, образуя множество каналов на каждой из двух противоположных внутренних стенок, чтобы направлять охлаждающую текучую среду в направлении задней кромки.

Лопатка газовой турбины содержит хвостовик, перо с передней кромкой, заднюю кромку, радиальную наружную концевую часть, и корыто, и спинку между передней кромкой и задней кромкой, и систему каналов охлаждающего воздуха.

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

Компонент газовой турбины для образования части ступени газовой турбины, выполненный с возможностью изменения схемы охлаждения, включает профильный участок пера, охлаждающий проход, пленочные отверстия и сменные соединители.

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

Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для сопловой направляющей лопатки для газовой турбины, содержит: поверхность канала для прохода газа, находящуюся в контакте с потоком газа, выходящего из камеры сгорания; поверхность охлаждения, расположенную напротив поверхности канала для прохода газа и имеющую тепловую связь с ней; стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока; и дополнительную стенку, выступающую от поверхности охлаждения и простирающуюся по меньшей мере частично в направлении потока.

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

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

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

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

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