Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины



Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины
Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины
Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины

 


Владельцы патента RU 2586231:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

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.

 

Изобретение относится к охлаждаемым лопаткам высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины, во внутренней полости пера которой в шахматном порядке расположены выполненные за одно целое со стенками цилиндрические перемычки-интенсификаторы охлаждения. (С.А. Вьюнов «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей», Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр. 166, рис. 4.26).

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенной температуры пера лопатки, особенно входной кромки, в связи с недостаточной эффективностью системы охлаждения.

Наиболее близкой к заявляемой является охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины с расположенными во внутренней полости пера цилиндрическими перемычками-турбулизаторами и радиальным ребром, разделяющим внутреннюю полость лопатки на переднюю и заднюю полости. (патент RU №1625078, МПК: F01D 5/08).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за недостаточной эффективности конвективной системы охлаждения пера лопатки, в том числе ее входной кромки.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности охлаждаемой лопатки высокотемпературного двигателя путем повышения эффективности конвективного охлаждения пера лопатки.

Указанный технический результат достигается тем, что в охлаждаемой лопатке высокотемпературной турбины, во внутренней полости пера которой расположены цилиндрические перемычки-турбулизаторы и радиальные ребра, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ 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, при этом отношение D/d=1,5…10 и d/h=1,5…2,5, где:

D - диаметр цилиндрической перемычки-турбулизатора,

d - диаметр цилиндрического выступа,

h - высота цилиндрического выступа.

Выполнение на поверхностях внутренней полости, включая входную кромку и радиальные ребра, цилиндрических выступов, установленных преимущественно перпендикулярно направлению потока охлаждающего воздуха, способствует турбулизации пограничного слоя охлаждающего воздуха при минимальных гидравлических потерях этого воздуха, что повышает эффективность конвективного охлаждения рабочей лопатки.

Выполнение цилиндрических выступов на выходе из перемычек-турбулизаторов по потоку охлаждающего воздуха позволяет максимально турбулизировать пограничный слой за счет повышенной скорости охлаждающего воздуха на выходе из перемычек-турбулизаторов при минимальных гидравлических потерях.

При D/d<1,5 - снижается надежность охлаждаемой лопатки из-за повышения гидравлических потерь охлаждающего воздуха, снижения его расхода и повышения температуры пера лопатки.

При D/d>10 - снижается надежность охлаждаемой лопатки из-за повышения температуры пера лопатки вследствие снижения турбулизации пограничного слоя охлаждающего воздуха.

При d/h<1,5 - снижается надежность и увеличивается стоимость изготовления охлаждаемой лопатки из-за снижения технологичности конструкции лопатки и повышения напряжений в цилиндрических выступах.

При d/h>2,5 - снижается надежность охлаждаемой лопатки из-за уменьшения турбулизации пограничного слоя, повышения гидравлических потерь на прокачку охлаждающего воздуха и повышения температуры пера лопатки.

На фиг. 1 - изображен общий вид охлаждаемой лопатки высокотемпературной турбины.

На фиг. 2 - элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.

На фиг. 3 - элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде.

На фиг. 4 - сечение Б-Б на фиг. 3.

Охлаждаемая лопатка 1 высокотемпературной турбины состоит из пера 2 и хвостовика 3. Перо выполнено с внутренней полостью 4, в которой расположены цилиндрические перемычки-турбулизаторы 5, а также радиальные ребра 6 и 7. На внутренних поверхностях 8, 9 и 10 входной кромки 11, спинки 12 и корыта 13, соответственно, а также на ребрах 6 и 7 во внутренней полости 4 пера 2 выполнены цилиндрические выступы 14, установленные на выходе из перемычек-турбулизаторов 5 по потоку охлаждающего воздуха 15, преимущественно перпендикулярно к направлению этого потока, и соединяющие между собой внутреннюю поверхность 8 входной кромки 11, перемычки 5 и ребра 6 и 7. Охлаждающий воздух 15 подается в охлаждаемую лопатку 1 со стороны подошвы 16 замковой части 17 хвостовика 3 лопатки 1. Цилиндрические выступы 14 предназначены для турбулизации пограничного слоя 18 потока охлаждающего воздуха 15 во внутренней полости 4 с целью интенсификации процессов теплоотдачи от стенок 19 лопатки 1 в поток охлаждающего воздуха 15 при минимальных гидравлических потерях этого потока воздуха, поэтому высота h цилиндрических выступов 14 выбирается в соответствии с толщиной пограничного слоя 18 и технологическими возможностями при изготовлении лопатки литьем.

При работе охлаждаемой лопатки 1 высокотемпературной турбины поток охлаждающего воздуха 15, протекая между цилиндрическими перемычками-турбулизаторами 5, увеличивает свою скорость и турбулизируется, натекая на расположенные на выходе из перемычек 5 цилиндрические выступы 14, что приводит к дополнительной турбулизации пограничного пристеночного слоя 18 охлаждающего воздуха 15, интенсификации процессов теплоотдачи от поверхностей 8, 9 и 10 внутренней полости 4 и от радиальных ребер 6 и 7 при минимальных гидравлических потерях потока воздуха 15. Крупномасштабная турбулентность, создаваемая перемычками 5, способствует перемешиванию подогретого пограничного слоя 18 с основным потоком охлаждающего воздуха 15, что приводит к интенсификации конвективного процесса теплообмена во внутренней полости 4 пера лопатки 1, снижению его температуры и повышению надежности лопатки.

Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины, во внутренней полости пера которой расположены цилиндрические перемычки-турбулизаторы и радиальные ребра, отличающаяся тем, что 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, при этом отношение D/d=1,5…10 и d/h=1,5…2,5, где:
D - диаметр цилиндрической перемычки-турбулизатора,
d - диаметр цилиндрического выступа,
h - высота цилиндрического выступа.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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