Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель

Авторы патента:


Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2587032:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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.

 

Область техники

Изобретение относится к имеющему аэродинамическую форму турбинному узлу, такому как турбинные роторные лопатки и статорные лопасти.

Уровень техники

Современные турбины часто работают при экстремально высоких температурах. Действие температуры на турбинные лопатки и/или статорные лопасти может оказывать отрицательное воздействие на эффективную работу турбины и может, в экстремальных условиях, приводить к деформации и, возможно, выходу из строя лопатки или лопасти. Для устранения этой опасности, высокотемпературные турбины могут включать полые лопатки или лопасти, включающие так называемые трубки соударительного охлаждения для целей охлаждения.

Эти так называемые трубки соударительного охлаждения являются полыми трубками, которые проходят радиально внутри лопаток или лопастей. Воздух принудительно подается в них и проходит вдоль этих трубок и выходит через подходящие отверстия в пустое пространство между трубками и внутренними поверхностями полых лопаток или лопастей. Это создает внутренний воздушный поток для охлаждения лопатки или лопасти.

Обычно, лопатки и лопасти выполнены способом точного литья и имеют полые структуры, в которые вставлены трубки соударительного охлаждения зоны соударительного охлаждения полой структуры. Проблемы возникают при использовании концепции охлаждения, в которой температура охлаждающей среды для зоны соударительного охлаждения является слишком высокой для ее эффективного охлаждения.

Это известно из способа охлаждения, когда комбинированные системы охлаждения платформы и аэродинамической части расположены последовательно. Воздух с выхода компрессора подается в систему охлаждения платформы, а затем проходит в систему охлаждения аэродинамической части.

Первой задачей данного изобретения является создание предпочтительного, имеющего аэродинамическую форму турбинного узла, такого как турбинная роторная лопатка и статорная лопасть. Второй задачей изобретения является создание предпочтительной трубки соударительного охлаждения, используемой в таком узле для целей охлаждения. Третьей задачей изобретения является создание газотурбинного двигателя, содержащего по меньшей мере один предпочтительный турбинный узел.

Сущность изобретения

В соответствии с этим данное изобретение предлагает турбинный узел, содержащий в основном полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость по меньшей мере с одной трубкой соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используется для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, которая расположена 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, и при этом охлаждающая камера ограничена на первом радиальном конце платформой, а на противоположном радиальном втором конце с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины.

Предусмотрено, что трубка соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента и заднего элемента, при этом передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части, а задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента, и при этом передний элемент трубки соударительного охлаждения проходит в направлении размаха по меньшей мере полностью через камеру охлаждения от платформы до закрывающей пластины, и при этом задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается в направлении размаха у платформы.

Согласно изобретению, как поток с выхода компрессора, так и охлаждающий платформу поток подаются в аэродинамическую часть. Это обеспечивает значительное улучшение эффективности охлаждения аэродинамической части при минимизации потерь. В частности, по сравнению с системами, согласно уровню техники, достигается более низкая температура подаваемого охлаждающего воздуха, и могут быть уменьшены охлаждающие потоки. Кроме того, может быть улучшена также эффективность охлаждения опорной зоны в зоне задней кромки, поскольку могут быть максимизированы коэффициенты переноса тепла за счет высоких расходов в результате объединения охлаждающих потоков. Кроме того, охлаждение аэродинамической части и платформы можно регулировать независимо друг от друга, за счет обеспечения хорошего управления обеими системами охлаждения. Дополнительно к этому, могут быть минимизированы аэродинамические потери. При использовании такого турбинного узла, можно использовать обычное точное литье, согласно уровню техники, роторных лопаток и статорных лопастей. Тем самым исключается необходимость сложного и дорогостоящего изменения этих аэродинамических частей и процесса литья. Следовательно, может быть предпочтительно создан эффективный турбинный узел, соответственно, турбина.

Турбинный узел означает узел, предусмотренный для турбины, такой как газовая турбина, при этом узел имеет по меньшей мере одну аэродинамическую часть. Предпочтительно, турбинный узел имеет турбинный каскад и/или колесо с расположенными в окружном направлении аэродинамическими частями и/или наружную и внутреннюю платформу, расположенные на противоположных концах аэродинамической части (частей). В этом контексте «в основном полая аэродинамическая часть» означает аэродинамическую часть, содержащую корпус, при этом корпус окружает по меньшей мере одну полость. Структура, такая как ребро, планка или перегородка, которая отделяет друг от друга различные полости в аэродинамической части, не нарушает понятие «в основном полая аэродинамическая часть». Предпочтительно, аэродинамическая часть является полой. В частности, в основном полая аэродинамическая часть, называемая в последующем описании аэродинамической частью, имеет две зоны охлаждения, а именно, зону соударительного охлаждения у передней кромки аэродинамической части и обычную зону охлаждения игольчатого/пьедестального типа у задней кромки. Эти зоны могут быть отделены друг от друга с помощью ребра.

В данном контексте трубка соударительного охлаждения является элементом, который выполнен независимо от аэродинамической части и/или не выполнен интегрированно с аэродинамической частью. Фраза «которая предназначена для вставления в полость полой аэродинамической части» означает, что трубка соударительного охлаждения вставляется в полость аэродинамической части во время процесса сборки турбинного узла, в частности, в виде отдельного от аэродинамической части элемента. Кроме того, фраза «используется для соударительного охлаждения» означает, что трубка соударительного охлаждения предназначена и/или выполнена для осуществления охлаждения с помощью процесса соударения. Внутренняя поверхность полости задает, в частности, поверхность, которая обращена к наружной поверхности трубки соударительного охлаждения.

Платформа означает зону турбинного узла, которая содержит, по меньшей мере, часть полости и, в частности, полости аэродинамической части. Кроме того, платформа расположена на радиальном расстоянии от оси вращения турбинного узла или вала, соответственно. Платформа может быть зоной корпуса аэродинамической части или отдельным элементом, прикрепленным к аэродинамической части. Платформа может быть внутренней платформой и/или наружной платформой и предпочтительно является наружной платформой. Кроме того, платформа ориентирована в основном перпендикулярно направлению размаха полой аэродинамической части. Относительно расположения платформы, понятие «в основном перпендикулярно» направлению размаха охватывает также отклонение платформы от направления размаха примерно на 45°. Предпочтительно, платформа расположена перпендикулярно направлению размаха. Направление размаха полой аэродинамической части задано направлением, проходящим в основном перпендикулярно, предпочтительно перпендикулярно направлению от передней кромки к задней кромке аэродинамической части, это направление известно также как направление хорды полой аэродинамической части. В последующем тексте это направление называется осевым направлением.

Охлаждающая камера означает полость, в которую может подаваться, храниться и/или нагнетаться охлаждающая среда с целью охлаждения боковых стенок полости и, в частности, платформы. В данном контексте закрывающая пластина означает пластину, крышку, верх или любое другое приспособление, известное для специалистов в данной области техники, которое в основном закрывает камеру охлаждения. Понятие «в основном закрывает» означает, что закрывающая пластина не закрывает герметично охлаждающую камеру. Таким образом, закрывающая пластина может иметь отверстия для обеспечения доступа охлаждающей среды в охлаждающую камеру. Предпочтительно закрывающая пластина является соударительной пластиной. Понятие «ограничение» следует понимать как граница, окончание или предел. Другими словами, платформа и закрывающая пластина ограничивают охлаждающую камеру.

Элемент трубки соударительного охлаждения задает часть трубки соударительного охлаждения, которая снабжается извне трубки охлаждающей средой, независимо от другого элемента трубки соударительного охлаждения. Подача охлаждающей среды из одного элемента в другой элемент по меньшей мере через одно соединительное отверстие между элементами трубки соударительного охлаждения не нарушает понятие «независимо».

Предпочтительно, полая аэродинамическая часть содержит единственную полость. Однако изобретение может быть также реализовано для полой аэродинамической части, содержащей две или больше полостей, в каждой из которых размещена трубка соударительного охлаждения, согласно изобретению, и/или которые является часть зоны охлаждения игольчатого/пьедестального типа охлаждения.

Как указывалось выше, полая аэродинамическая часть содержит заднюю кромку и переднюю кромку, при этом передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части, а задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Это приводит к эффективному охлаждению этой зоны и предпочтительно минимизирует температуру охлаждения аэродинамической части по сравнению с системами, согласно уровню техники. Имеющий низкую температуру поток с выхода компрессора подается непосредственно в зону передней кромки аэродинамической части, где требуется наиболее эффективное охлаждение. За счет увеличенной так эффективности соударительного охлаждения во всей зоне соударительного охлаждения и у передней кромки, требуется меньший охлаждающий поток по сравнению с системами, согласно уровню техники. Дополнительно к улучшению характеристик, это уменьшение охлаждающего потока внутри зоны передней кромки приводит к увеличению эффективности охлаждения нижних по потоку зон соударительного охлаждения за счет уменьшения эффектов перекрестных потоков.

Кроме того, передний элемент расположен в направлении передней кромки аэродинамической части, и задний элемент расположен, при рассматривании от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента или, другими словами, расположен больше в направлении задней кромки полой аэродинамической части, чем передний элемент, так что охлаждающий платформу поток направляется для обеспечения соударительного охлаждения в расположенные ниже по потоку зоны аэродинамической части.

Передний элемент и задний элемент снабжены соударительными отверстиями. Следовательно, объединенный поток охлаждающей среды из охлаждающей камеры, из переднего элемента и из заднего элемента может проходить через зону не соударительного охлаждения игольчатого/пьедестального типа охлаждения. Коэффициенты переноса тепла внутри зоны охлаждения игольчатого/пьедестального типа охлаждения предпочтительно максимизируются из-за высокого расхода комбинированного потока. В принципе объединенный поток может выходить через заднюю кромку аэродинамической части. Поэтому задняя кромка имеет выходные отверстия для обеспечения возможности выхода объединенного потока из полой аэродинамической части. За счет этого может быть обеспечен наиболее эффективный выброс. Поэтому могут быть минимизированы аэродинамические потери/потери характеристик по сравнению с системами, согласно уровню техники. В этих системах охлаждение платформы и аэродинамической части выполняется независимо друг от друга без соединения потоков между платформой и аэродинамической частью. Для выхода охлаждающей среды эти системы нуждаются в дополнительных выходных отверстиях вблизи платформы, что приводит к выходу большего количества охлаждающей среды, в частности, менее эффективным образом по сравнению с конструкцией, согласно изобретению. Таким образом, могут возникать большие потери при таком выбросе вблизи платформы, согласно уровню техники.

В одном предпочтительном варианте выполнения передний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается у закрывающей пластины с герметичным закрыванием. Таким образом, эффективно предотвращается утечка между передним элементом трубки соударительного охлаждения и охлаждающей камерой. Понятие «заканчивается» следует понимать, как завершается или «останавливается». Предпочтительно, трубка соударительного охлаждения или передний и задний элемент, соответственно, проходят по существу полностью по размаху полой аэродинамической части, что обеспечивает мощное охлаждение аэродинамической части. Однако возможно также, что, по меньшей мере, передний элемент или задний элемент могут проходить лишь по части размаха аэродинамической части.

Как указывалось выше, трубка соударительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов, переднего и заднего элемента, при этом передний элемент расположен в направлении передней кромки аэродинамической части, а задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Использование состоящей из двух или более элементов трубки соударительного охлаждения позволяет выбирать характеристики элементов, такие как материал, толщина материала или другие характеристики, известные для специалистов в данной области техники, в соответствии с функцией охлаждения элемента. За счет такого предпочтительного расположения передний элемент и тем самым свежий, не нагретый поток с выхода компрессора эффективно используются для непосредственного охлаждения передней кромки, т.е. зоны аэродинамической части, где требуется наивысшая эффективность охлаждения.

Однако возможно также, что трубка соударительного охлаждения выполнена из трех отдельных элементов, в частности, в виде переднего, среднего и заднего элемента трубки соударительного охлаждения, при этом передний элемент, который проходит в направлении размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру от платформы до закрывающей пластины, может быть расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части, средний элемент может быть расположен в середине полой аэродинамической части или в ее полости, соответственно, и/или задний элемент может быть расположен в направлении задней кромки полой аэродинамической части.

Предпочтительно, каждый из по меньшей мере двух отдельных элементов проходит по существу полностью по размаху полой аэродинамической части, что обеспечивает эффективное охлаждение аэродинамической части. Однако возможно также, что по меньшей мере один из по меньшей мере двух отдельных элементов проходит лишь по части размаха полой аэродинамической части.

Кроме того, предпочтительно, когда турбинный узел имеет по меньшей мере одну другую платформу. Признаки, указанные в этом тексте для первой платформы, могут относиться также по меньшей мере к другой платформе. Платформа и по меньшей мере другая платформа расположены на радиально противоположных концах полой аэродинамической части. Дополнительно к этому, передний и задний элементы трубки соударительного охлаждения могут заканчиваться оба у по меньшей мере другой платформы. За счет этого, охлаждающая камера или по меньшей мере другая охлаждающая камера по меньшей мере другой платформы могут быть реализованы в виде незатененного пространства, поэтому скорость поперечного потока используемой охлаждающей среды можно удерживать низкой, и принудительное охлаждение может быть более эффективным по сравнению с затененной охлаждающей камерой. Кроме того, может обеспечиваться правильное расположение элементов внутри аэродинамической части во время сборки.

В частности, передний элемент и задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчиваются оба в радиальном направлении заподлицо друг с другом. В данном контексте «заподлицо друг с другом» означает, что элементы заканчиваются на одной и той же радиальной высоте турбинного узла и/или аэродинамической части и/или по меньшей мере другой платформы.

За счет этого передний элемент и задний элемент могут проходить через по меньшей мере другую платформу для обеспечения прохождения потока между элементами и по меньшей мере другой охлаждающей камерой. В качестве альтернативного решения, передний элемент и задний элемент могут быть герметично закрыты с помощью по меньшей мере другой платформы. В этом случае охлаждающая камера или по меньшей мере другая охлаждающая камера могут быть снабжены по меньшей мере одним выходным отверстием для охлаждающей среды для выхода из охлаждающей камеры или по меньшей мере другой охлаждающей камеры.

Кроме того, по меньшей мере другая охлаждающая камера по меньшей мере другой платформы используется для охлаждения платформы и расположена относительно полой аэродинамической части на противоположной стороне по меньшей мере другой платформы, и при этом по меньшей мере другая охлаждающая камера ограничена на первой радиальной стороне по меньшей мере другой платформой и на противоположном радиальном втором конце по меньшей мере другой закрывающей пластиной.

Предпочтительно, передний элемент трубки соударительного охлаждения герметично закрыт относительно по меньшей мере другой охлаждающей камеры. За счет этого поток с выхода компрессора входит в передний элемент со стороны платформы без препятствий за счет противоположного потока охлаждающей среды, входящего из переднего элемента со стороны по меньшей мере другой платформы. По меньшей мере другая платформа закрывает герметично передний элемент, что приводит к экономии дополнительных средств герметизации. Задний элемент имеет на своем втором радиальном конце на по меньшей мере другой платформе отверстие для соединения по потоку с по меньшей мере другой охлаждающей камерой. Поэтому достаточное количество охлаждающей среды может подаваться в задний элемент.

В качестве альтернативного решения возможно, что передний элемент проходит в направлении размаха по меньшей мере полностью через по меньшей мере другую охлаждающую камеру от по меньшей мере другой платформы до по меньшей мере другой закрывающей пластины, обеспечивая за счет этого достаточную подачу охлаждающей среды в передний элемент. Кроме того, передний элемент трубки соударительного охлаждения может герметично заканчиваться как у закрывающей пластины, так и у по меньшей мере другой закрывающей пластины, обеспечивая подачу без потерь охлаждающей среды.

В альтернативном варианте выполнения передний элемент и задний элемент трубки соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды между передним элементом и задним элементом. За счет такой конструкции образуется байпас, с помощью которого исключается выброс части охлаждающей среды через соударительные отверстия переднего элемента. Поэтому охлаждающая среда с низкой температурой может входить в задний элемент для его эффективного охлаждения.

Для обеспечения хороших охлаждающих свойств турбинного узла и удовлетворительного выравнивания трубки соударительного охлаждения в аэродинамической части, полая аэродинамическая часть содержит по меньшей мере одну распорку на внутренней поверхности полости полой аэродинамической части для удерживания трубки соударительного охлаждения на заданном расстоянии до указанной поверхности полой аэродинамической части. Распорка предпочтительно реализована в виде выступа или запирающего штифта или ребра для простоты конструкции и прямой посадки трубки соударительного охлаждения.

В другом предпочтительном варианте выполнения полая аэродинамическая часть является турбинной лопаткой или лопастью, например, сопловой направляющей лопастью.

В альтернативном или другом варианте выполнения одна закрывающая пластина и/или одна охлаждающая камера могут снабжать больше чем одну аэродинамическую часть, т.е. статорные лопасти выполнены в виде сегментов, содержащих, например, две или больше аэродинамических частей.

Согласно одному варианту выполнения изобретения, турбинный узел охлаждается первым потоком охлаждающей среды, который подается в передний элемент трубки соударительного охлаждения, и с помощью второго потока охлаждающей среды, который подается последовательно, во-первых, в охлаждающую камеру и, во-вторых, в задний элемент трубки соударительного охлаждения. Предпочтительно, это приводит к минимизации температуры охлаждающей среды, подаваемой в аэродинамическую часть, и тем самым к более высокой эффективности соударительного охлаждения всей зоны соударительного охлаждения по сравнению с системами, согласно уровню техники. Первый поток предпочтительно отбирается непосредственно из выходного потока компрессора, а второй поток является потоком охлаждения платформы. Понятие «последовательно» означает, что второй поток проходит через охлаждающую камеру и задний элемент пространственно и/или хронологически друг за другом.

Кроме того, турбинный узел используется для охлаждения в основном полой аэродинамической части, при этом первый поток охлаждающей среды подается в передний элемент трубки соударительного охлаждения, а второй поток охлаждающей среды подается последовательно в охлаждающую камеру и/или по меньшей мере другую охлаждающую камеру и после этого в задний элемент трубки соударительного охлаждения.

Кроме того, передний элемент и задний элемент расположены рядом в осевом направлении, в частности, непосредственно рядом друг с другом в осевом направлении. За счет этого различные и индивидуальные охлаждающие признаки могут быть предусмотрены для передней кромки и зоны, ориентированной в направлении задней кромки зоны соударительного охлаждения аэродинамической части в установленном состоянии трубки соударительного охлаждения.

Кроме того, изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему множество турбинных узлов, при этом по меньшей мере один или все турбинные узлы расположены указанным выше образом.

Указанные выше характеристики, признаки и преимущества изобретения и пути их реализации следуют из приведенного ниже пояснения примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи.

Краткое описание чертежей

На чертежах изображено:

фиг. 1 - разрез турбинного узла с вставленной трубкой соударительного охлаждения, выполненной из двух элементов;

фиг. 2 - разрез аэродинамической части с вставленной трубкой соударительного охлаждения по линии II-II на фиг. 1;

фиг. 3 - альтернативная трубка соударительного охлаждения, выполненная в виде единого целого, в изометрической проекции;

фиг. 4 - разрез альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения;

фиг. 5 - разрез второго альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения;

фиг. 6 - разрез третьего альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения;

фиг. 7 - разрез четвертого альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения; и

фиг. 8 - разрез пятого альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения.

Подробное описание показанных вариантов выполнения

В данном описании ссылки делаются лишь на лопасть с целью упрощения, однако следует понимать, что изобретение применимо как к лопаткам, так и лопастям турбины.

На фиг. 1 показан разрез турбинного узла 10. Турбинный узел 10 содержит в основном полую аэродинамическую часть 12, выполненную в виде лопасти, с двумя зонами охлаждения, в частности, зоной 70 соударительного охлаждения и зоной 72 охлаждения игольчатого/пьедестального типа. Зона 70 соударительного охлаждения расположена у передней кромки 32, а зона 72 расположена у задней кромки 40 аэродинамической части 12. На двух радиальных концах 22, 22′ полой аэродинамической части 12, которые расположены противоположно друг другу на аэродинамической части 12, расположены платформа и другая платформа, называемые в последующем тексте наружной платформой 20 и внутренней платформой 20′. Наружная платформа 20 и внутренняя платформа 20′ ориентированы перпендикулярно направлению 36 размаха полой аэродинамической части 12. В окружном направлении не изображенного каскада турбины может быть расположено множество аэродинамических частей, при этом все аэродинамические части 12 соединены друг с другом через наружную и внутреннюю платформы 20, 20′.

Кроме того, турбинный узел 10 содержит охлаждающие камеры, называемые в последующем тексте первой охлаждающей камерой 24 и другой, второй охлаждающей камерой 24′. Первая и вторая охлаждающие камеры 24, 24′ расположены относительно полой аэродинамической части 12 на противоположных сторонах наружной и внутренней платформ 20, 20′. Обе охлаждающие камеры 24, 24′ ограничены на первом радиальном конце 26, 26′ наружной или внутренней платформой 20, 20′, и на противоположном радиальном втором конце 28, 28′ закрывающей пластиной, называемой в последующем тексте первой закрывающей пластиной 30 и другой, второй закрывающей пластиной 30′. Первая и вторая закрывающие пластины 30, 30′ выполнены в виде соударительных пластин и имеют соударительные отверстия 74 для обеспечения доступа охлаждающей среды 52 в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′.

Корпус 76 полой аэродинамической части 12 образует полость 14 в зоне 70 соударительного охлаждения. Внутри полости 14 расположена трубка 16 соударительного охлаждения, которая вставляется в полость 14 во время сборки турбинного узла 10. Трубка 16 соударительного охлаждения используется для соударительного охлаждения внутренней поверхности 18 полости 14, при этом внутренняя поверхность 18 обращена к наружной поверхности трубки 16 соударительного охлаждения. Трубка 16 соударительного охлаждения имеет первую секцию 32 и вторую секцию 34, при этом первая и вторая секции 32, 34 выполнены из отдельных элементов 44, 46, а именно, переднего элемента 44 и заднего элемента 46. В качестве альтернативного решения, первая и вторая секции могут быть выполнены из единственного элемента трубки с разделительной стенкой (см. фиг. 3). В последующем тексте понятие первая секция 32 или передний элемент 44 и вторая секция 34 или задний элемент 46, соответственно, используются в качестве эквивалентных друг другу.

«Элемент» относительно изобретения может быть всей трубкой соударительного охлаждения со всеми стенками. В частности, это может быть не конструкцией, в которой трубка соударительного охлаждения собрана из частей, например, посредством сборки четырех стенок в единую трубку соударительного охлаждения. Элемент, согласно изобретению, может быть всей трубкой.

Основное тело 60 проходит своей продольной длиной (длиной размаха) в радиальном направлении 48 аэродинамической части 12. Кроме того, трубка 16 соударительного охлаждения или первая секция 32 и вторая секция 34, соответственно, проходят в направлении 36 размаха полностью через размах 42 полой аэродинамической части 12, и первая секция 32 имеет большую длину 64 в радиальном направлении, чем вторая секция 34. На внутренней поверхности 18 полой аэродинамической части 12 аэродинамическая часть 12 содержит несколько распорок 80 для удерживания трубки 16 соударительного охлаждения на заданном расстоянии до этой поверхности 18. Распорки 80 выполнены в виде выступов или ребер, которые проходят перпендикулярно направлению 36 размаха (см. фиг. 2, где распорки показаны на виде сверху).

Первая секция 32 и вторая секция 34 расположены рядом друг с другом в осевом направлении 68 или в направлении хорды основного тела 60 или аэродинамической части 12, соответственно. Как показано на фиг. 2 в виде разреза аэродинамической части 12 с трубкой 16 соударительного охлаждения, первый элемент 44 расположен в направлении или более точно у передней кромки 38, а задний элемент 46 расположен, при рассматривании в осевом направлении 68, после переднего элемента или больше в направлении задней кромки 40, чем передний элемент 44.

Первая секция 32 трубки 16 соударительного охлаждения проходит в направлении 36 размаха полностью через охлаждающую камеру 24 от наружной платформы 20 к первой закрывающей пластине 30. Кроме того, первая секция 32 трубки 16 соударительного охлаждения заканчивается герметично на своем первом радиальном или продольном конце 66 у первой закрывающей пластины 30, предотвращая тем самым утечку охлаждающей среды 52 из первой секции 32 в первую охлаждающую камеру 24. Как первая секция 32, так и вторая секция 34 трубки 16 соударительного охлаждения проходят через внутреннюю платформу 20′ и заканчиваются на своих вторых радиальных или продольных концах 66′ у внутренней платформы 20′, а именно, в радиальном направлении 46 заподлицо друг с другом. Радиальное направление 48 задано относительно оси вращения не изображенного вала, расположенного известным образом в турбинном узле 10. Второй радиальный или продольный конец 66′ первой секции 32 герметизирован с помощью средства герметизации, такого как закраина, относительно второй охлаждающей камеры 24′.

Во время работы турбинного узла 10 трубка 16 соударительного охлаждения обеспечивает путь 82 прохождения потока охлаждающей среды 52, например, воздуха. Поток 84 с выхода не изображенного компрессора подается в первую секцию 32 трубки 16 соударительного охлаждения и через соударительные отверстия 74 первой и второй закрывающей пластины 30, 30′ в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′. Охлаждающая среда 52 из первой и второй охлаждающих камер 24, 24′ затем в виде потока 86 охлаждения платформы выходит во вторую секцию 34 трубки 16 соударительного охлаждения. Таким образом, турбинный узел 10 охлаждается с помощью первого потока 56 охлаждающей среды 52, который подается в первую секцию 32 трубки 16 соударительного охлаждения, и с помощью второго потока 52 охлаждающей среды 52, который подается сначала в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′, а затем последовательно во вторую секцию 34 трубки 16 соударительного охлаждения.

Для выброса охлаждающей среды 52 из первой и второй секций 32, 34 для охлаждения внутренней поверхности 18 полости 14, первая и вторая секции 32, 34 содержат соударительные отверстия 88 (лишь частично показаны на фиг. 2 и 4). Выбрасываемые потоки охлаждающей среды 52 опосредованно из охлаждающих камер 24, 24′ и непосредственно из первой секции 32, а также непосредственно из второй секции 32, объединяются в пространстве 90 между наружной поверхностью 78 трубки 16 соударительного охлаждения и внутренней поверхностью 18 полости 14. Этот объединенный поток проходит к зоне 72 охлаждения игольчатого/пьедестального типа, расположенной у задней кромки 40, и выходит из полой аэродинамической части 12 через выходные отверстия 54 в задней кромке 40 (см. фиг. 2).

На фиг. 3-8 показаны альтернативные варианты выполнения трубки 16 соударительного охлаждения и турбинного узла 10. Компоненты, признаки и функции, которые остаются идентичными, обозначены в принципе по существу теми же позициями. Для различия между вариантами выполнения к различным позициям на фиг. 3-8 добавляются буквы от «а» до «f». Последующее описание содержит по существу различия от показанного на фиг. 1 и 2 варианта выполнения, при этом относительно компонентов, признаков и функций, которые остаются идентичными, могут делаться ссылки на вариант выполнения, согласно фиг. 1 и 2.

На фиг. 3 показана трубка 16а соударительного охлаждения с основным телом 60а для вставления внутрь полости в основном полой аэродинамической части не изображенного турбинного узла для соударительного охлаждения внутренней поверхности полости. Первая секция 32а и вторая секция 34а трубки соударительного охлаждения выполнены интегрированно друг с другом и или сформированы из одного элемента и разделены с помощью разделительной стенки или вставки в виде разделительной стенки. Во вставленном состоянии трубки 16а соударительного охлаждения в полость, основное тело 60а проходит своей продольной длиной 62 (длиной размаха) в радиальном направлении 48 полой аэродинамической части (не изображена, см. фиг. 1). Первая секция 32а и вторая секция 34а расположены рядом друг с другом в осевом направлении 68 основного тела 60а или аэродинамической части, соответственно. Первая секция 32а имеет большую длину 64 в радиальном направлении 48, чем вторая секция 34. Кроме того, первая секция 32а и вторая секция 34а заканчиваются на радиальном или продольном конце 66′ основного тела заподлицо друг с другом. Таким образом, основное тело 60а отличается конструкцией радиальных или продольных концов 66, 66′ первой и второй секций 32а, 34а.

На фиг. 4 показан разрез турбинного узла 10b, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16b соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 4 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32b и вторая секция 34b трубки 16b соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия 50, 50′ для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды 52 между первой секцией 32b и второй секцией 34b. Таким образом, может быть образован байпас, с помощью которого часть первого потока 56 охлаждающей среды 52 предотвращается от выброса через соударительные отверстия 88 первой секции 32b.

На фиг. 5 показан разрез турбинного узла 10с, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16с соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 5 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32b трубки 16b соударительного охлаждения проходит в направлении 36 размаха полностью через первую охлаждающую камеру 24 от первой или наружной платформы 20 к первой закрывающей пластине 30 и полностью через вторую охлаждающую камеру 24′ от второй или внутренней платформы 20′ ко второй закрывающей пластине 30′. Кроме того, первая секция 32с заканчивается герметично на обоих своих радиальных или продольных концах 66, 66′ у первой и второй закрывающей пластины 30, 30′. Турбинный узел 10с охлаждается с помощью первого потока 56 охлаждающей среды 52, который подается в первую секцию 32с из обоих радиальных или продольных концов 66, 66′, и с помощью второго потока 58, который подается последовательно в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′, а затем во вторую секцию 34с.

На фиг. 6 показан разрез турбинного узла 10d, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16d соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 6 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32d трубки 16d соударительного охлаждения проходит в направлении 36 размаха полностью через вторую охлаждающую камеру 24′ от второй платформы 20′ ко второй закрывающей пластине 30′. Таким образом, первая секция 32d заканчивается герметично на своем радиальном или продольном конце 66′ у второй закрывающей пластины 30′. Первая секция 32d и вторая секция 34d трубки 16d соударительного охлаждения проходят обе через наружную платформу 20 и заканчиваются на своих первых радиальных или продольных концах 66 у наружной платформы 20, а именно, заподлицо друг с другом в радиальном направлении 48. Первый радиальный или продольный конец первой секции 32d герметизирован с помощью средства герметизации относительно первой охлаждающей камеры 24.

На фиг. 7 показан разрез турбинного узла 10е, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16е соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 7 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32е и вторая секция 34е трубки 16е соударительного охлаждения заканчиваются на обращенной к аэродинамической части стороне внутренней платформы 20′, в частности, в радиальном направлении 48 заподлицо друг с другом. Следовательно, их вторые радиальные или продольные концы 66′ не проходят через внутреннюю платформу 20′, и внутренняя платформа 20′ герметично закрывает первую и вторую секции 32е, 34е или их вторые радиальные или продольные концы 66′, соответственно. Поэтому охлаждающая среда 52, входящая во вторую охлаждающую камеру 24′ внутренней платформы 20′, не подается во вторую секцию 34е. Для обеспечения выхода охлаждающей среды 52 из второй охлаждающей камеры 24′, она снабжена выходным отверстием 92.

На фиг. 8 показан разрез турбинного узла 10f, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16f соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 8 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32f трубки 16f соударительного охлаждения заканчивается на обращенной к аэродинамической части стороне внутренней платформы 20′, так что ее второй радиальный или продольный конец 66′ не проходит через внутреннюю платформу 20′, и внутренняя платформа 20′ герметично закрывает первую секцию 32f или ее второй радиальный или продольный конец 66′, соответственно. Кроме того, вторая секция 34f заканчивается на обращенной к аэродинамической части стороне наружной платформы 20, поэтому ее первый радиальный или продольный конец 66 не проходит через наружную платформу 20, и наружная платформа 20 герметично закрывает вторую секцию 34f или ее первый радиальный или продольный конец 66. Таким образом, охлаждающая среда 52, входящая в первую охлаждающую камеру 24 наружной платформы 20, не подается во вторую секцию 34f. Для обеспечения выхода охлаждающей среды 52 из первой охлаждающей камеры 24, она снабжена выходным отверстием 92.

Указанные варианты выполнения трубок 16c, 16d, 16e, 16f или их основных тел 60c, 60d, 60e, 60f на фиг. 5-8 могут быть выполнены в виде состоящей из одного элемента трубки с двумя секциями 32c, 32d, 32e, 32f, 34c, 34d, 34e, 34f или в виде устройства с двумя отдельными элементами 44, 46.

Следует отметить, что «радиальное» направление означает направление, после интегрирования турбинного узла в газотурбинный двигатель с осью вращения, вокруг которой вращаются вращающиеся части, которое перпендикулярно оси вращения и радиально относительно этой оси вращения.

Изобретение особенно предпочтительно, когда две отдельные трубки соударительного охлаждения вставлены в полую лопасть, которая может быть установлена отдельно. Кроме того, оно предпочтительно, если две различные охлаждающие среды подаются в отдельные трубки соударительного охлаждения. В частности, подача в заднюю трубку соударительного охлаждения может быть предусмотрена так, что задняя трубка соударительного охлаждения пронизывает также соударительную пластину, предусмотренную параллельно платформе для охлаждения задней стороны платформы. Кроме того, в частности, подача в переднюю трубку соударительного охлаждения может быть предусмотрена так, что передняя трубка соударительного охлаждения не пронизывает соударительную пластину, имеющуюся параллельно платформе для охлаждения задней стороны платформы. Передняя трубка соударительного охлаждения может начинаться и/или заканчиваться, в частности, в полости, образованной соударительной пластиной платформы и поверхностью задней стороны платформы.

В другом варианте выполнения задняя трубка соударительного охлаждения может быть заменена несколькими задними трубками соударительного охлаждения.

Хотя изобретение показано и подробно пояснено с помощью предпочтительных вариантов выполнения, изобретение не ограничивается раскрытыми примерами, и специалистами в данной области техники могут быть выведены другие варианты выполнения без выхода за объем изобретения.

1. Турбинный узел (10, 10b-10f), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12), имеющую по меньшей мере одну полость (14) с по меньшей мере одной трубкой (16, 16a-16f) соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости (14) полой аэродинамической части (12) и используется для соударительного охлаждения по меньшей мере внутренней поверхности (18) полости (14), и по меньшей мере одну платформу (20, 20′), которая расположена на радиальном конце (22, 22′) полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну охлаждающую камеру (24, 24′), используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы (20, 20′), и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части (12) стороне платформы (20, 20′), при этом охлаждающая камера (24, 24′) ограничена на первом радиальном конце (26, 26′) платформой (20, 20′), а на противоположном радиальном втором конце (28, 28′) с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины (30, 30′), причем трубка (16, 16a-16f) соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента (44) и заднего элемента (46), вставленных оба в указанную по меньшей мере одну полость (14), при этом передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (38) полой аэродинамической части (12), а задний элемент (46) расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки (38) к задней кромке (40), по потоку после переднего элемента (44), причем передний элемент (44) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения проходит в направлении (36) размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру (24, 24′) от платформы (20, 20′) до закрывающей пластины (30, 30′), а задний элемент (46) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения заканчивается в направлении (36) размаха на платформе (20, 20′).

2. Турбинный узел по п. 1, в котором передний элемент (44) трубки (16, 16f-16a) соударительного охлаждения заканчивается герметично у закрывающей пластины (30, 30′).

3. Турбинный узел по п. 2, в котором трубка (16, 16a-16f) соударительного охлаждения проходит по существу полностью по размаху (42) полой аэродинамической части (12).

4. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (16, 16a-16f) соударительного охлаждения проходит по существу полностью по размаху (42) полой аэродинамической части (12).

5. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, содержащий по меньшей мере одну другую платформу (20′), при этом платформа (20) и по меньшей мере другая платформа (20′) расположены на противоположных радиальных концах (22, 22′) полой аэродинамической части (12), причем передний элемент (44) и задний элемент (46) трубки (16, 16а, 16b, 16d, 16е) соударительного охлаждения заканчиваются оба у по меньшей мере другой платформы (20′), в частности, заподлицо друг с другом в радиальном направлении (48).

6. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором задняя кромка (40) имеет выходные отверстия (54) для обеспечения возможности выхода объединенного потока охлаждающей среды (52) из охлаждающей камеры (24, 24′), из переднего элемента (44) и из заднего элемента (46) трубки (16, 16f-16a) соударительного охлаждения, из полой аэродинамической части (12).

7. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором полая аэродинамическая часть (12) является направляющей или рабочей лопаткой турбины.

8. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором передний элемент (44) и задний элемент (46) трубки (16b) соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия (50, 50′) для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды (52) между передним элементом (44) и задним элементом (46).

9. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, охлаждаемый с помощью первого потока (56) охлаждающей среды (52), который подается в передний элемент (44) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения, и с помощью второго потока (58) охлаждающей среды (52), который подается последовательно сначала в охлаждающую камеру (24, 24′), а затем в задний элемент (46) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения.

10. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором передний элемент (44) и задний элемент (46) расположены рядом друг с другом в осевом направлении (68).

11. Газотурбинный двигатель, содержащий множество турбинных узлов (10, 10b-10f), при этом по меньшей мере один из турбинных узлов (10, 10b-10f) является турбинным узлом по любому из пп. 1-10.



 

Похожие патенты:

Настоящее изобретение относится к статору компрессора осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд основных лопаток (26) статора и дополнительные лопатки (34), каждая из которых связана с основной лопаткой (26).

Компонент турбины содержит лопатку, несущий элемент и четыре поверхности раздела между лопаткой и несущим элементом. Каждая из поверхностей раздела уплотнена с помощью листовых уплотнений.

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 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.

Охлаждаемая лопатка высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя содержит во внутренней полости пера цилиндрические перемычки-турбулизаторы и радиальные ребра.

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.

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.
Наверх