Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины



Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины
Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины

 


Владельцы патента RU 2583492:

Открытое Акционерное Общество "Научно-производственное предприятие "Мотор" (RU)

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к области турбостроения, а именно к устройствам подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины, и может быть использовано в транспортном и энергетическом машиностроении.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известна охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя (ГТД), содержащая рабочее колесо с охлаждаемыми лопатками, аппарат закрутки охладителя и дополнительный диск, соединенный с диском рабочего колеса и образующий с ним безлопаточный диффузор, вход в который сообщен с выходными каналами аппарата закрутки охладителя, а выход - с каналами подачи охладителя к рабочим лопаткам, выполненными в ободе диска. (Патент РФ 2196233, F01D 5/08, 2003 г.).

Данная конструкция характеризуется конструктивной сложностью и наличием концентраторов напряжения в виде отверстий в ободе диска, что снижает его циклическую долговечность. Кроме этого, охлаждающий воздух охлаждает обод диска рабочего колеса, что снижает эффективность охлаждения лопаток и увеличивает потребное количество охлаждающего воздуха.

Известна система охлаждения, содержащая рабочее колесо с охлаждаемыми лопатками, аппарат закрутки охладителя и массив отдельных приемных каналов в форме ресиверов Пито, расположенных в корневой части лопаток, для подачи части предварительно закрученного охладителя к части охлаждающих каналов рабочих лопаток турбины. Часть охладителя, не попавшая в массив приемных каналов, подается в оставшиеся каналы охлаждения рабочей лопатки через дополнительный ряд отверстий и полость, образованную элементами рабочих лопаток и диском турбины. США, US 4178129, US 416/95, F01D 5/08, F01D 5/18, 1979 г.

Данная система охлаждения обеспечивает подвод охладителя к каналам охлаждения рабочих лопаток двумя потоками, один из которых характеризуется повышенными гидравлическими потерями и подогревом, обусловленными более сложной траекторией потока и взаимодействием с элементами конструкции диска и рабочих лопаток турбины, что снижает эффективность охлаждения рабочих лопаток турбины.

В качестве прототипа выбрано устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам турбины, описанное в патенте США, US 3791758, US C1 416/116, МПК F01D 5/08, 1974 г.

Устройство содержит ротор турбины с охлаждаемыми лопатками и аппарат закрутки охладителя. Корневая часть каждой лопатки имеет радиальную ножку и поперечные стенки, образующие между ними углубления, из которых исходят каналы охлаждения лопатки. Взаимно противостоящие углубления корневых частей двух смежных лопаток образуют между ними распределительную полость. Корневая часть каждой лопатки имеет стенки, лежащие в направлении аппарата закрутки охладителя, совместно со стенками соседних лопаток, образующих кольцевой приемный канал, переходящий в распределительные полости.

Данная конструкция характеризуется повышенными гидравлическими потерями, связанными с поворотом потока охладителя при прохождении из распределительной полости в каналы охлаждения рабочих лопаток, необходимостью тщательного уплотнения зазоров между рабочими лопатками и дополнительным подогревом охладителя при охлаждении поперечных стенок рабочих лопаток, что снижает эффективность охлаждения рабочих лопаток.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

При создании данного изобретения решается задача расширения арсенала технических средств, направленных на улучшение охлаждения рабочих лопаток за счет уменьшения гидравлических потерь и подогрева охладителя при его подводе в каналы охлаждения рабочих лопаток высокотемпературной газовой турбины; технический результат заключается в реализации этого назначения.

Существенные признаки:

ограничительные: устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины, аппарат закрутки охладителя, рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал

отличительные: 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, а выходная часть сопряжена с каналами охлаждения этой лопатки.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На чертеже показаны:

Фиг. 1 - продольный разрез устройства подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины.

Фиг. 2 - фрагмент рабочего колеса с охлаждаемыми рабочими лопатками, с вырезом по приемному каналу, размещенному в ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки.

Фиг. 3 - разрез А-А (см фиг. 1) устройства подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины.

Фиг. 4 - продольный разрез устройства подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины с приемным каналом, размещенным в ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки со стороны входной кромки рабочей лопатки.

Фиг. 5 - продольный разрез устройства подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины с приемными каналами, размещенными в ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки со стороны входной и выходной кромок рабочей лопатки.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины (Фиг. 1) включает в себя аппарат закрутки охладителя 1, рабочее колесо 2 (Фиг. 2) с охлаждаемыми рабочими лопатками 3. В ножке хвостовика 4 охлаждаемой рабочей лопатки размещен приемный канал 5, входная часть которого выполнена между радиальными стенками ножки хвостовика этой лопатки, расположенными со стороны спинки 6 и со стороны корыта 7, и окружными стенками ножки хвостовика этой лопатки 8 и 9. Своей выходной частью приемный канал плавно сопрягается с каналами 10 охлаждения рабочей лопатки.

Охладитель через каналы аппарата закрутки 1 подводится ко входной части приемных каналов 5 и далее в каналы 10 охлаждения рабочей лопатки. В ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки приемный канал, входная часть которого выполнена между радиальными стенками ножки хвостовика этой лопатки, расположенными со стороны корыта и спинки, и окружными стенками ножки хвостовика этой лопатки, а выходная часть сопряжена с каналами охлаждения этой лопатки. Это позволяет осуществить подвод и транспортировку охладителя в каналы охлаждения рабочих лопаток с уменьшением гидравлических потерь за счет оптимизации траектории движения, плавного изменения скорости и направления потока охладителя при движении в каналы охлаждения рабочей лопатки, а также с уменьшением подогрева охладителя за счет исключения его смешения с продуктами сгорания, поступающими через зазоры между рабочими лопатками, обеспечивая увеличение эффективности охлаждения рабочих лопаток.

Размещение в ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки приемного канала, входная часть которого выполнена между радиальными стенками ножки хвостовика этой лопатки, расположенными со стороны корыта и спинки, и окружными стенками ножки хвостовика этой лопатки, а выходная часть сопряжена с каналами охлаждения этой лопатки, можно осуществить со стороны выходной кромки рабочей лопатки (поз. 5 Фиг. 1), со стороны входной кромки рабочей лопатки (поз. 11 Фиг. 4), а также со стороны как входной, так и выходной кромок рабочей лопатки (поз. 12 и 13 Фиг. 5).

1. Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины, содержащее аппарат закрутки охладителя и рабочее колесо с охлаждаемыми рабочими лопатками, в ножке хвостовика которых расположены приемные каналы, в совокупности образующие кольцевой приемный канал, отличающееся тем, что 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, а выходная часть сопряжена с каналами охлаждения этой лопатки.

2. Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины по п. 1, отличающееся тем, что приемный канал размещен в ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки со стороны выходной кромки рабочей лопатки.

3. Устройство подвода охладителя к охлаждаемым рабочим лопаткам высокотемпературной газовой турбины по п. 1, отличающееся тем, что приемный канал размещен в ножке хвостовика охлаждаемой рабочей лопатки со стороны входной кромки рабочей лопатки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Газотурбинный двигатель включает компрессор и двухступенчатую турбину, компрессор низкого давления, на выходе которого установлен компрессор.

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования помпажа для газотурбинного двигателя, включающий в себя предоставление газотурбинного двигателя, имеющего компрессор, камеру сгорания, ниже по потоку от компрессора, с трактом горячих газов, турбину ниже по потоку от камеры сгорания, с трактом горячих газов, причём регулируют выпускной поток из компрессора, на основании контроля в целях регулирования для исключения условия помпажа, и направление выпускного потока по меньшей мере к одному из трактов горячих газов, чтобы обходить по меньшей мере часть камеры сгорания.

Противообледенительная система газотурбинного двигателя содержит теплообменник, установленный в проточной части двигателя перед входом в компрессор двигателя. Воздух, отбираемый за последней ступенью компрессора, через теплообменник подается в систему охлаждения турбины.

Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора.

Изобретение относится к энергетике. Турбина содержит первую внутреннюю стенку, вторую внутреннюю стенку, внутреннюю обшивку и защитный элемент.

Способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя включает охлаждение ротора воздухом высокого давления, отбираемым из-за компрессора, и статора воздухом второго контура.

Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит компрессор, камеру сгорания, турбину, содержащую охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над и пол ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним.

Изобретение относится к системам охлаждения турбин двухконтурных газотурбинных двигателей воздушной средой. .

Изобретение относится к способу и устройству управления тепловыми выбросами летательного аппарата, содержащему планер (110) и силовую установку (112). .

Изобретение относится к газотурбостроению и может быть использовано в агрегатах, использующих в качестве привода газотурбинную установку. .

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.

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.

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.
Наверх