Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом охлаждения

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.

 

Изобретение касается охлаждаемого изнутри конструктивного элемента для газовой турбины, снабженного по меньшей мере одним каналом охлаждения, на внутренней поверхности которого расположены завихрительные элементы в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов.

В качестве охлаждаемых изнутри конструктивных элементов этого рода известны, например, турбинные лопатки стационарных газовых турбин, которые внутри имеют прямолинейно или же меандрообразно расположенные каналы охлаждения. Такого рода турбинная лопатка описана в EP 1 431 514 A2. На ее внутренних поверхностях расположены преимущественно распространяющиеся поперек направления основного течения охлаждающего средства, например, охлаждающего воздуха, турбуляторы, называемые также ребрами охлаждения. Ребра охлаждения повышают переход тепла из стенки в охлаждающее средство, так как при этом охлаждающее средство лучше перемешивается. Одновременно в соответствии с EP 1 431 514 A2 в среднем участке канала охлаждения между ребрами охлаждения предусмотрены также так называемые штырьки, высоты которых в зависимости от их положения на хорде профиля и их положения по межцентровому расстоянию различны. Как в EP 1 431 514 A2, так и в US 7901183, штырьки соединяют обращенную к стороне всасывания стенку нижней части лопатки со стенкой нижней части лопатки, обращенной к стороне нагнетания.

Недостатком при этом является то, что ребра охлаждения увеличивают гидравлическое сопротивление и приводят к повышенным потерям давления. При слишком больших потерях давления может происходить втягивание горячего газа черед отверстия для выхода охлаждающего средства, через которые охлаждающее средство собственно должно вытекать. Это может приводить к разрушению лопаток. Поэтому, а также из-за коэффициента полезного действия, возникающие в канале охлаждения потери давления должны оставаться по возможности минимальными.

Обычно поперечное сечение канала охлаждения, а также форма, размер и расположение и распределение турбуляторов взаимно согласовываются так, чтобы могло создаваться достаточное давление охлаждающего средства на отверстиях для выхода охлаждающего средства, так чтобы втягивание горячего газа не возникало.

Тем не менее, существует потребность дополнительного снижения потерь давления в канале охлаждения охлаждаемых изнутри конструктивных элементов газовых турбин. Поэтому задачей изобретения является предоставление конструктивного элемента для газовой турбины, который может особенно эффективно охлаждаться изнутри.

Лежащая в основе изобретения задача решается с помощью охлаждаемого изнутри конструктивного элемента в соответствии с признаками п.1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения указаны в зависимых пунктах формулы изобретения, при этом признаки, указанные в отдельных зависимых пунктах формулы изобретения, могут комбинироваться друг с другом произвольным образом.

В соответствии с изобретением предусмотрено, что штырьки имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения, и что последовательно расположенные в направлении взгляда в основном направлении течения охлаждающего средства, установленные между турбуляторами штырьки имеют различные высоты. Поверхность между двумя ребрами охлаждения снабжена штырьками, которые представляют собой меньшее гидравлическое сопротивление, чем ребра охлаждения, и не вызывают в течении продольных завихрений, а только нарушают граничный слой или, соответственно, его развитие и вместе с тем повышают турбулентность в охлаждающем средстве. Благодаря этому можно увеличивать расстояния между ребровидными турбуляторами по сравнению с общепринятыми расстояниями и снижать потерю давления, без одновременного снижения охлаждающего действия.

Предпочтительно при этом предусмотрено, что высота штырьков в основном течении возрастает градуированным образом. Предпочтительно высота штырьков в среднем соответствует толщине граничного слоя. Градуированное возрастание высоты ориентируется при этом на растущую толщину граничного слоя. Благодаря этому перемешивается только граничный слой. Так может предотвращаться перемешивание текущего в центре канала охлаждения основного течения, что в первую очередь приводило бы только к потерям давления, но не к значительному повышению перехода тепла. Таким образом, возникающие при этом потери давления остаются небольшими, и переход тепла увеличивается до максимума.

Разумеется, охлаждаемый изнутри конструктивный элемент может быть выполнен в виде турбинной лопатки, например, в виде турбинной направляющей лопатки, или же в виде сегмента направляющего кольца. Сегменты направляющего кольца находятся напротив вершин нижних сторон рабочих лопаток и ограничивают путь горячего газа газовой турбины.

Целесообразным образом ребровидные турбуляторы наклонены относительно направления основного течения на определенный угол, предпочтительно 45°.

Другие преимущества и признаки изобретения описываются подробнее на одном из предпочтительных примеров осуществления в последующем описании фигур.

Показано:

фиг.1: газовая турбина в частичном продольном сечении;

фиг.2: турбинная лопатка в качестве охлаждаемого изнутри конструктивного элемента на изображении в перспективе;

фиг.3: продольное сечение канала охлаждения с расположенными на его внутренней поверхности турбуляторами и штырьками;

фиг.4: поперечное сечение последовательно расположенных штырьков.

На фиг.1 показана стационарная газовая турбина 10 в частичном продольном сечении. Газовая турбина 10 имеет внутри опертый с возможностью вращения вокруг оси 12 вращения ротор 14, который также называется рабочим колесом турбины. Вдоль ротора 14 последовательно расположены всасывающий корпус 16, осевой турбокомпрессор 18, имеющая форму тора топочная камера 20, снабженная несколькими расположенными вращательно-симметрично друг относительно друга горелками 22, турбоагрегат 24 и корпус 26 газовыпускной системы.

Осевой турбокомпрессор 18 включает в себя кольцеобразно выполненный компрессорный канал 25, имеющий последовательно расположенные в нем в виде каскада ступени компрессора из венцов рабочих лопаток и направляющих лопаток. Расположенные на роторе 14 рабочие лопатки 27 своими свободно заканчивающимися вершинами 29 нижней стороны лопатки находятся напротив наружной стенки канала. Компрессорный канал 25 через выходной диффузор 36 компрессора впадает в пленум 38. В нем предусмотрена кольцевая топочная камера 20 с топкой 28, которая сообщается с кольцеобразным каналом 30 для горячего газа турбоагрегата 24. В турбоагрегате 24 расположены четыре последовательно включенные ступени 32 турбины. К ротору 14 подсоединен генератор или рабочая машина (соответственно не изображено).

При эксплуатации газовой турбины 10 осевой турбокомпрессор 18 через всасывающий корпус 16 всасывает предназначенную для сжатия среду - окружающий воздух 34 и сжимает ее. Сжатый воздух через выходной диффузор 36 компрессора направляется в пленум 38, откуда он втекает в горелки 22. Через горелки 22 также топливо попадает в топку 28. Там топливо сжигается с добавлением сжатого воздуха с получением горячего газа M. Затем горячий газ M течет в канал 30 для горячего газа, где он, совершая работу, расширяется на турбинных лопатках турбоагрегата 24. Высвобождающаяся при этом энергия воспринимается ротором 14 и используется, с одной стороны, для привода осевого турбокомпрессора 18, а с другой стороны, для привода рабочей машины или электрического генератора.

На фиг.2 показано изображение в перспективе турбинной лопатки 31 для описанной подробнее выше газовой турбины 10. Турбинная лопатка 31 выполнена в виде охлаждаемого изнутри конструктивного элемента. Т.е. внутри, в частности, через нижнюю сторону 33 лопатки, распространяется канал 35 охлаждения (фиг.3).

Продольное сечение канала 35 охлаждения схематично изображено на фиг.3. Канал 35 охлаждения ограничен по бокам двумя боковыми стенками 37. Между ними распространяется третья ограничительная стенка 38 канала 35 охлаждения. Задняя сторона 49 (фиг.4) третьей ограничительной стенки 39 находится под действием течения горячего газа. На внутренней поверхности 42 ограничительной стенки 39 на равных расстояниях установлены распространяющиеся поперек направления 44 основного течения охлаждающего средства завихрительные элементы в виде ребровидных турбуляторов 46, из которых изображен только один. Ребровидные турбуляторы называются также ребрами охлаждения. Между каждыми последовательно расположенными ребрами охлаждения находятся области из так называемых штырьков 48. Каждый штырек 48 выполнен в цилиндрической форме. В этих областях штырьки 48 расположены по растру, причем высота этих штырьков, как изображено на фиг.4, увеличивается в направлении 44 течения. Высота штырьков, однако, меньше, чем высота ребер охлаждения.

С помощью этой системы возможно, чтобы текущее в канале 35 охлаждения охлаждающее средство 45 перемешивалось только у граничного слоя, и при этом повышался переход тепла. Перемешивание основного течения выше граничного слоя может предотвращаться, что в ином случае приводило бы к повышению потерь давления. Благодаря снижению потерь давления в охлаждающем средстве 45 давление снабжения охлаждающим средством может снижаться, что способствует повышению эффективности газовой турбины 10.

В целом изобретение касается охлаждаемого изнутри конструктивного элемента для газовой турбины 10, снабженного по меньшей мере одним каналом 35 охлаждения, на внутренней поверхности 42 которого расположены завихрительные элементы 46 в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов 46. Для уменьшения потерь давления охлаждающего средства 45 в канале 35 охлаждения предусмотрено, чтобы между турбуляторами 46 были установлены штырьки 48 с различными высотами.

1. Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом (35) охлаждения, на внутренней поверхности (42) которого расположены завихрительные элементы (46) в виде распространяющихся поперек направления (44) основного течения охлаждающего средства (45) турбуляторов (46), между которыми установлены штырьки (48) с различными высотами, отличающийся тем,
что штырьки (48) имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения, и
что в основном направлении (44) течения охлаждающего средства (45) последовательно расположенные штырьки (48) имеют различные высоты.

2. Конструктивный элемент по п. 1, у которого последовательно расположенные в основном направлении (44) течения охлаждающего средства (45) штырьки (48) имеют возрастающую высоту.

3. Конструктивный элемент по п. 1 или 2, у которого турбуляторы (46) наклонены относительно направления (44) основного течения на определенный угол.

4. Конструктивный элемент по п. 1 или 2, который выполнен в виде турбинной лопатки (31) или в виде сегмента направляющего кольца.

5. Конструктивный элемент по п. 3, который выполнен в виде турбинной лопатки (31) или в виде сегмента направляющего кольца.



 

Похожие патенты:

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).

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.

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.

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.

Элемент турбины газотурбинного двигателя содержит подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец. Внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство. Наружная поверхность ограничивает одну или несколько канавок, причем каждая канавка проходит, по меньшей мере частично, вдоль наружной поверхности подложки и имеет основание. Элемент также содержит покрытие, расположенное поверх по меньшей мере части наружной поверхности подложки. Покрытие содержит по меньшей мере структурное покрытие, которое проходит радиально так, что вместе канавка и структурное покрытие ограничивают один или несколько каналов для охлаждения элементов. Торец содержит крышку, ограждающую указанное полое внутреннее пространство, и ободок, расположенный в радиальном наружном конце подложки. Ободок торца, по меньшей мере частично, ограничивает по меньшей мере один выпускной канал, находящийся в проточном сообщении по меньшей мере с одним охлаждающим каналом. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения торца лопатки и срока службы. 4 н. и 27 з.п. ф-лы, 14 ил.

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания и узел направляющих лопаток. Узел направляющих лопаток содержит первый и второй узлы направляющих лопаток, расположенные вдоль окружного направления турбины, а также дополнительный первый узел направляющих лопаток. Первый узел направляющих лопаток, содержащий первую платформу и первое число первых аэродинамических профилей, прикрепленных к первой платформе. Второй узел направляющих лопаток, содержащий вторую платформу и второе число вторых аэродинамических профилей, прикрепленных ко второй платформе. Первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго, причем первый узел направляющих лопаток выполнен с более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток. На первый узел направляющих лопаток нанесено первое термобарьерное покрытие, а на второй - второе термобарьерное покрытие, причем первая толщина первого термобарьерного покрытия превышает вторую толщину второго. Дополнительный первый узел направляющих лопаток содержит дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей, расположен между первым узлом направляющих лопаток и вторым узлом направляющих лопаток и выполнен с первым термобарьерным покрытием. Дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей. Предложенное изобретение позволяет упростить изготовление узла направляющих лопаток турбины газотурбинного двигателя при сохранении его срока службы. 6 з.п. ф-лы, 2 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.

Наверх