Охлаждаемая рабочая лопатка турбомашины

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.

 

Изобретение относится к охлаждаемым рабочим лопаткам турбомашин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.

Известна охлаждаемая рабочая лопатка турбомашины, перо и хвостовик которой выполнены с радиальными каналами для прохода охлаждающего воздуха (С.А. Вьюнов. «Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей». Москва, «Машиностроение», 1981 г., стр. 166, рис. 4, 27.)

Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за низкой эффективности канальной системы охлаждения.

Наиболее близкой к заявляемой является охлаждаемая рабочая лопатка турбомашины, перо которой выполнено с внутренней щелевой полостью для прохода охлаждающего воздуха, соединенной на входе с внутренней щелевой полостью хвостовика лопатки (патент RU №1625078, МПК F01D 5/18).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность из-за повышенной температуры замкового соединения хвостовика рабочей лопатки вследствие увеличенных тепловых потоков от пера охлаждаемой лопатки в ее замковое соединение при работе турбомашины.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении надежности охлаждаемой рабочей лопатки турбомашины путем снижения температуры замкового соединения хвостовика рабочей лопатки за счет уменьшения тепловых потоков от пера лопатки в замковое соединение хвостовика.

Указанный технический результат достигается тем, что в охлаждаемой рабочей лопатке турбомашины, внутренняя щелевая полость пера которой соединена на входе с внутренней щелевой полостью хвостовика, СОГЛАСНО ИЗОБРЕТЕНИЮ 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, при этом щелевая полость удлиненной ножки соединена с щелевыми полостями замкового соединения и пера лопатки переходными щелевыми полостями с плавным изменением проходных площадей, причем отношение Н/h=2…6 и α=10…30°, где

H - высота внутренней щелевой полости удлиненной ножки,

h - высота внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лопатки,

α - угол наклона стенки переходной щелевой полости между щелевой полостью замкового соединения и щелевой полостью удлиненной ножки к радиальной плоскости рабочей лопатки турбомашины.

Охлаждаемые рабочие лопатки современных турбомашин работают при повышенных температурах газа, существенно превышающих температуру плавления металла этих лопаток. Выполнение рабочей лопатки с удлиненной ножкой хвостовика позволяет увеличить расстояние между пером и замковым соединением хвостовика, что снижает его температуру, повышая тем самым надежность замкового соединения и лопатки в целом. Снижению тепловых потоков от пера лопатки в ее замковое соединение способствует также увеличенная высота щелевой полости удлиненной ножки, что способствует уменьшению толщины стенок ножки и повышению их теплового сопротивления с соответствующим уменьшением теплового потока в замковое соединение.

При H/h<2 - снижается надежность охлаждаемой рабочей лопатки турбомашины из-за повышения температуры замкового соединения лопатки и увеличения нагрузки от центробежных сил на это соединение вследствие увеличения массы удлиненной ножки.

При H/h>6 - снижается надежность охлаждаемой рабочей лопатки турбомашины из-за уменьшения прочности удлиненной ножки.

Охлаждающий воздух, поступающий в рабочую лопатку со стороны подошвы замкового соединения, поступает в щелевую полость пера лопатки с минимальными гидравлическими потерями, что способствует повышению эффективности охлаждения пера лопатки и повышению ее надежности.

Для уменьшения гидравлических потерь, а также для снижения напряжений в хвостовике лопатки между щелевой полостью удлиненной ножки, а также щелевыми полостями замкового соединения и пера лопатки выполнены переходные щелевые полости с плавным изменением проходных площадей.

Максимальные гидравлические потери могут возникнуть в переходной диффузорной полости между щелевой полостью замкового соединения и щелевой полостью удлиненной ножки.

При α<10° - снижается надежность охлаждаемой рабочей лопатки турбомашины из-за увеличения массы хвостовика лопатки и увеличения нагрузки на замковое соединение.

При α>30° - снижается надежность охлаждаемой рабочей лопатки турбомашины из-за повышенного гидравлического сопротивления переходной щелевой полости со стороны замкового соединения и повышения температуры пера рабочей лопатки.

На фиг. 1 изображена охлаждаемая рабочая лопатка турбомашины.

На фиг. 2 - сечение Α-A на фиг 1.

Охлаждаемая рабочая лопатка 1 турбомашины включает в себя охлаждаемое перо 2, а также хвостовик 3 с полкой 4 хвостовика.

На хвостовике 3 последовательно размещены замковое соединение 5 и удлиненная ножка 6, внутренняя щелевая полость 7 пера 2 лопатки 1 на входе соединена с щелевой полостью 8 замкового соединения 5, последовательно, через переходную нижнюю диффузорную щелевую полость 9, щелевую полость 10 удлиненной ножки 6 и периферийную переходную щелевую полость 11.

Охлаждающий воздух 12 поступает в рабочую лопатку 1 со стороны подошвы 13 замкового соединения 5, охлаждая стенки 14 и 15 удлиненной ножки 6. Поверхности 16 и 17 нижней переходной щелевой полости 9 выполнены под углом наклона α к радиальной оси 18 рабочей лопатки 1.

Работает устройство следующим образом.

При работе охлаждаемой рабочей лопатки 1 турбомашины охлаждающий воздух 12, поступающий из щелевой полости 8 замкового соединения 5 в диффузорную нижнюю переходную щелевую полость 9, тормозится и турбулизируется, что улучшает охлаждение стенок 14 и 15 удлиненной ножки 6, снижая таким образом тепловой поток от пера 2 в замковое соединение 5, что повышает надежность рабочей лопатки 1.

При изготовлении рабочей лопатки 1 методом литья внутренние щелевые полости пера и хвостовика лопатки формируются с помощью керамического стержня, механическая прочность которого существенно увеличивается за счет увеличенной высоты щелевой полости 10 удлиненной ножки 6, что снижает коробление керамического стержня при заливке лопатки, уменьшает вероятность его поломки и отклонение стенок пера лопатки по толщине, повышая тем самым надежность лопатки 1 и увеличивая процент получения годных отливок рабочих лопаток.

Охлаждаемая рабочая лопатка турбомашины, внутренняя щелевая полость пера которой соединена на входе с внутренней щелевой полостью хвостовика, отличающаяся тем, что 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, при этом щелевая полость ножки соединена со щелевыми полостями замкового соединения и пера лопатки переходными щелевыми полостями с плавным изменением проходных площадей, причем отношение H/h=2…6 и α=10…30°, где
H - высота внутренней щелевой полости удлиненной ножки,
h - высота внутренней щелевой полости замкового соединения хвостовика лопатки,
α - угол наклона стенки переходной щелевой полости между щелевой полостью замкового соединения и щелевой полостью удлиненной ножки к радиальной плоскости рабочей лопатки турбомашины.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины снабжен по меньшей мере одним каналом охлаждения. На внутренней поверхности канала охлаждения расположены завихрительные элементы в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов. Между турбуляторами установлены штырьки с различными высотами. Штырьки имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения. В основном направлении течения охлаждающего средства последовательно расположенные штырьки имеют различные высоты. Изобретение направлено на уменьшение потерь давления в канале охлаждения. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство охлаждения платформы рабочей лопатки турбины содержит платформу, расположенную между аэродинамической частью лопатки и корнем лопатки, и имеет внутренний охлаждающий канал, проходящий в радиальном направлении от места соединения с источником охлаждающей текучей среды в корне лопатки. Вдоль стороны, которая совпадает со стороной высокого давления аэродинамической части лопатки, верхняя сторона на стороне высокого давления платформы проходит от основания аэродинамической части лопатки до стыковочной поверхности стороны высокого давления. Устройство содержит основную камеру, охлаждающие отверстия. Основная камера расположена только с внутренней стороны верхней стороны на стороне высокого давления платформы, проходит через платформу от расположенного выше по потоку конца, имеющего заднее положение, к расположенному ниже по потоку концу, имеющему переднее положение. Рядом с расположенным выше по потоку концом основная камера содержит заднюю петлю, а между задней петлей и расположенным ниже по потоку концом содержит переднюю дугу. Каждое из охлаждающих отверстий проходит от основной камеры к порту, выполненному на стыковочной поверхности стороны высокого давления. Изобретение позволяет эффективно охлаждать область платформы рабочих лопаток турбины, является экономически эффективным в изготовлении, гибким в применении и долговечным. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Устройство охлаждения платформы предназначено для роторной лопатки турбины, имеющей платформу, расположенную на границе сопряжения между аэродинамическим профилем и хвостовой частью, содержащей средства крепления и хвостовик, проходящий между средствами крепления и платформой. Платформа на своей стороне, соответствующей поверхности пониженного давления аэродинамического профиля, имеет сторону пониженного давления, содержащую верхнюю поверхность, проходящую от основания аэродинамического профиля к наклонной поверхности стороны пониженного давления, и нависает над образованной в хвостовике хвостовой полостью. Устройство содержит выемку, коллекторный канал и каналы охлаждения. Выемка образована в области нижней поверхности платформы и имеет вход, проточно сообщающийся с хвостовой полостью. Коллекторный канал проходит от первого конца вблизи наклонной поверхности стороны пониженного давления ко второму концу вблизи наклонной поверхности стороны повышенного давления платформы и имеет соединение с выемкой у своего первого конца. Каналы охлаждения образованы внутри платформы и проходят от места соединения с выемкой или коллекторным каналом к отверстиям, образованным внутри наклонной поверхности стороны пониженного давления или задней кромки платформы. Изобретение обеспечивает эффективное и рациональное охлаждение области платформы роторных лопаток турбины. 2 н. и 23 з.п. ф-лы, 8 ил.

Устройство охлаждения платформы, выполненное в турбинной рабочей лопатке, содержит платформу, расположенную в области сопряжения аэродинамической части и корневой части. Рабочая лопатка имеет выполненный в ней внутренний охладительный канал, который проходит от соединения с источником охлаждающей среды в корневой части приблизительно до уровня высоты платформы в радиальном направлении и при эксплуатации имеет область с охлаждающей средой под высоким давлением и область с охлаждающей средой под низким давлением. Вдоль стороны, которая совпадает со стороной пониженного давления аэродинамической части, сторона пониженного давления платформы имеет верхнюю сторону, проходящую в окружном направлении от аэродинамической части к стыковочной поверхности со стороны пониженного давления. Сторона пониженного давления платформы имеет заднюю кромку, которая совпадает с хвостовой кромкой аэродинамической части. Устройство охлаждения платформы содержит распределительный элемент, соединители высокого и низкого давления и теплопередающую конструкцию. Распределительный элемент расположен по меньшей мере в одной из передней и задней частей стороны пониженного давления платформы. Соединитель высокого давления соединяет распределительный элемент с областью с охлаждающей средой под высоким давлением, имеющейся во внутреннем охладительном канале. Соединитель низкого давления соединяет распределительный элемент с областью с охлаждающей средой под низким давлением, имеющейся во внутреннем охладительном канале. Теплопередающая конструкция расположена в распределительном элементе с обеспечением взаимодействия с охлаждающей средой, проходящей от соединителя высокого давления к соединителю низкого давления во время работы. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения платформы рабочих лопаток, повышение эффективности изготовления и эксплуатационной гибкости долговечности. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

Турбинный узел содержит в основном полый аэродинамический профиль, по меньшей мере один сегмент стенки, расположенный на стороне полого аэродинамического профиля, ориентированной в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля, и по меньшей мере одно вводное отверстие в по меньшей мере одном сегменте стенки, обеспечивающее доступ в полый аэродинамический профиль, и по меньшей мере одну трубку принудительного охлаждения, подлежащую введению через вводное отверстие в полый аэродинамический профиль для расположения внутри полого аэродинамического профиля и проходящую по меньшей мере в направлении размаха полого аэродинамического профиля. В собранном состоянии трубки принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле, по меньшей мере одна выступающая часть трубки принудительного охлаждения проходит в направлении, ориентированном в основном перпендикулярно направлению размаха, за край вводного отверстия в сегменте стенки. Выступающая часть перекрыта по меньшей мере частью сегмента стенки. Смежно с выступающей частью расположена перекрывающая часть трубки принудительного охлаждения, которая упирается в край вводного отверстия в сегменте стенки. Выступающая часть и перекрывающая часть выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и облегчение сборки трубки принудительного охлаждения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Аэродинамический профиль имеет внутреннюю поверхность, внешнюю поверхность, противоположную внутренней поверхности, сторону повышенного давления, сторону пониженного давления, противоположную стороне повышенного давления, линию торможения потока, расположенную между сторонами повышенного и пониженного давления ниже по потоку от линии торможения. Первый столбец перекрывающих друг друга углубленных участков, соответствующих линии торможения потока, расположен на внешней поверхности. Линия торможения потока пересекает часть каждого из участков. Охлаждающий канал в каждом углубленном участке, соответствующем линии торможения потока, обеспечивает проточное сообщение между внутренней и внешней поверхностями. Изобретение направлено на предотвращение износа лопаток. 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к энергетике. Предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины. Внутренняя платформа сопла может включать полость платформы, инжекционную камеру, расположенную в упомянутой полости платформы, удерживающую пластину, расположенную на первой стороне инжекционной камеры и эластичное уплотнение, расположенное на второй стороне инжекционной камеры. Удерживающая пластина выполнена с возможностью ее удержания в полости платформы. Также представлены варианты сопловой лопатки турбины. Изобретение позволяет охладить внутреннюю платформу консольного сопла турбины. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 5 ил.

Направляющая лопатка турбины имеет аэродинамически изогнутую рабочую часть лопатки, которая имеет снабженную дроссельным элементом канальную систему из канальных участков для направления охлаждающего средства. Дроссельный элемент выполнен для отбора охлаждающего средства. При этом дроссельный элемент вставлен в направляющую лопатку турбины и выполнен в форме стакана с расположенным на окружной стороне входным отверстием для охлаждающего средства. Отверстие стакана дроссельного элемента расположено в наружной поверхности направляющей лопатки турбины. Изобретение направлено на создание направляющей лопатки турбины, у которой, несмотря на имеющееся в месте разворота отверстие для вывода охлаждающего средства из лопатки турбины, впоследствии возможно дросселирование. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент. Вставка инжекционного охлаждения расположена в полости аэродинамической части сопловой лопатки. Камера инжекционного охлаждения расположена во внутренней платформе около вставки инжекционного охлаждения, причем камера инжекционного охлаждения имеет установочное отверстие. Трубный элемент проходит из установочного отверстия камеры инжекционного охлаждения в полость аэродинамической части сопловой лопатки, причем установочное отверстие проходит вокруг трубного элемента. При установке узла инжекционного охлаждения во внутренней платформе сначала размещают вставку в полости аэродинамической части лопатки. Затем размещают крышку выходного отверстия над отверстием полости, а камеру инжекционного охлаждения в полости платформы. Вставляют незакрепленный трубный элемент через установочное отверстие камеры инжекционного охлаждения в полость для воздушного потока вставки. После чего закрывают установочное отверстие. Группа изобретений позволяет упростить сборку и разборку узла инжекционного охлаждения. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 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.

Наверх