Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей

Авторы патента:


Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей
Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей
Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей
Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей

 


Владельцы патента RU 2606004:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Данное изобретение относится к имеющему форму аэродинамического профиля турбинному узлу, такому как турбинные роторные лопатки и статорные лопасти. Кроме того, данное изобретение относится к способу сборки трубок принудительного охлаждения в таких узлах.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Современные турбины часто работают при экстремально высоких температурах. Воздействие температуры на турбинные лопатки и/или статорные лопасти может оказывать отрицательное влияние на эффективную работу турбины и может, при экстремальных условиях, приводить к разрушению и возможно выходу из строя лопаток или лопастей. Для устранения такой опасности высокотемпературные турбины могут включать полые лопатки или лопасти, включающие так называемые трубки принудительного охлаждения для целей охлаждения.

Так называемые трубки принудительного охлаждения являются полыми трубками, которые проходят радиально внутри лопаток или лопастей. Воздух принудительно входит и проходит вдоль трубки и выходит через соответствующие отверстия в пространство между трубками и внутренними поверхностями полых лопаток или лопастей. Это создает внутренний воздушный поток для охлаждения лопаток или лопастей.

Обычно лопатки и лопасти изготавливаются посредством отливки и имеют полые структуры. Трубки принудительного охлаждения могут быть вставлены в полую структуру с одного или другого конца и обычно свариваются с полой структурой с целью фиксации. Проблемы возникают, когда размер зоны принудительного охлаждения и тем самым зона аэродинамического профиля с наибольшей эффективностью охлаждения ограничена размером отверстия, через которое трубка принудительного охлаждения вводится в аэродинамический профиль или лопатки, или лопасти, соответственно.

Из ЕР 1380725 А2 известна реализация трубки принудительного охлаждения в виде различных имеющих форму коробки или гильзы тел. Все эти тела имеют размер, приблизительно равный, но не превышающий размер отверстия для ввода этих тел в камеру лопатки или лопасти, и вводятся последовательно через это отверстие.

В US 4798515 А раскрыт турбинный узел, содержащий в основном полый аэродинамический профиль и сегмент стенки (фиксированные опорные части в виде цапф), расположенный на стороне полого аэродинамического профиля, ориентированной в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля. Отверстие ввода выполнено в указанном сегменте стенки с обеспечением доступа в полый аэродинамический профиль.

Трубка принудительного охлаждения турбинного узла расположена в полом аэродинамическом профиле с помощью цапфы. Расширяющиеся упругие части трубки принудительного охлаждения припаиваются или устанавливаются с посадкой с гарантированным натягом во входном отверстии цапфы. Цапфа размещается внутри полого аэродинамического профиля с помощью установленных на цапфе частей, сопряженных с сегментом стенки, т.е. фиксированных частей опоры цапфы.

Первой задачей данного изобретения является создание способа сборки трубки принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле, имеющего форму аэродинамического профиля турбинного узла, такого как турбинная роторная лопатка или статорная лопасть, с помощью которого можно уменьшать указанные выше недостатки и, в частности, получать более эффективный аэродинамический профиль и компонент газовой турбины.

Второй задачей изобретения является создание предпочтительно имеющего форму аэродинамического профиля турбинного узла, такого как турбинная роторная лопатка или статорная лопасть. Третьей задачей изобретения является создание предпочтительной трубки принудительного охлаждения, используемой в таком узле для целей охлаждения.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В соответствии с этим данное изобретение предлагает турбинный узел, содержащий 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 указанном 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.

Предусмотрено, что 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 аэродинамического профиля за край вводного отверстия в сегменте стенки, при этом выступающая часть перекрыта по меньшей мере частью сегмента стенки, и при этом смежно с выступающей частью расположена перекрывающая часть трубки принудительного охлаждения, которая упирается в край вводного отверстия, и при этом выступающая часть и перекрывающая часть выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого. За счет изобретения может быть предпочтительно значительно увеличен размер зоны принудительного охлаждения аэродинамического профиля. Таким образом, может быть увеличена площадь аэродинамического профиля с наибольшей эффективностью охлаждения. Кроме того, размер вставного отверстия в сегменте стенки не ограничивает зону охлаждения узла. Тем самым обеспечивается возможность большей степени свободы при конструировании частей турбинного узла, таких как корпус аэродинамического профиля, внутренняя или наружная платформа и/или само вставное отверстие. При использовании такого турбинного узла можно применять аэродинамические профили, согласно уровню техники, без сложного и дорогостоящего изменения конструкции. Необходимо лишь уменьшить, например, размер зоны радиатора-теплосъемника игольчатого типа/охлаждения основания, что можно просто осуществлять посредством небольшой модификации сердечника для отливки корпуса аэродинамического профиля. Следовательно, может быть предпочтительно создан эффективный турбинный узел, соответственно турбина. Кроме того, за счет выполнения в виде единого целого выступающей части и перекрывающей части трубка принудительного охлаждения может быть надежно расположена в аэродинамическом профиле.

Под турбинным узлом следует понимать узел, предусмотренный для турбины, такой как газовая турбина, при этом узел имеет по меньшей мере один аэродинамический профиль. Предпочтительно турбинный узел имеет турбинную ступень и/или колесо с расположенными по окружности аэродинамическими профилями, и/или наружную и внутреннюю платформы, расположенные у противоположных концов аэродинамических профилей. В этом контексте понятие по существу полый аэродинамический профиль означает аэродинамический профиль с корпусом, при этом корпус окружает по меньшей мере одну полость. Структура, такая как ребро, планка или перегородка, которая разделяет различные полости в аэродинамическом профиле друг от друга и, например, проходит в направлении размаха аэродинамического профиля, не ограничивает понятие по существу полого аэродинамического профиля. Предпочтительно аэродинамический профиль является полым. В частности, в основном полый аэродинамический профиль, который рассматривается в последующем описании, имеет зоны охлаждения, а именно зону принудительного охлаждения у передней кромки аэродинамического профиля и зону радиатора-теплосъемника игольчатого типа/охлаждения основания согласно уровню техники. Эти зоны могут быть отделены друг от друга с помощью ребра. Сегмент стенки означает зону турбинного узла, которая ограничивает по меньшей мере часть полости и, в частности, полости аэродинамического профиля. Сегмент стенки может быть зоной корпуса аэродинамического профиля или предпочтительно зоной внутренней платформы и/или наружной платформы. В одном варианте выполнения внутренней и наружной платформы одну и ту же конструкцию аэродинамического профиля можно использовать с различными платформами и вводными отверстиями в платформах.

Расположение стороны в основном перпендикулярно направлению размаха включает также отклонение стороны сегмента стенки относительно направления размаха примерно на 30º. Предпочтительно сторона расположена перпендикулярно направлению размаха. Направление размаха полого аэродинамического профиля задано в виде направления, проходящего в основном перпендикулярно, предпочтительно перпендикулярно, направлению от передней кромки к задней кромке аэродинамического профиля. Под вводным отверстием понимается отверстие, вырез и/или проем, в частности, круглый проем, который предназначен и/или выполнен для введения трубки принудительного охлаждения в аэродинамический профиль или его полость. Таким образом, вводное отверстие и трубка принудительного охлаждения согласованы друг с другом, например, относительно размера, свойств материала или т.п., с целью обеспечения возможности ввода трубки принудительного охлаждения.

Собранное состояние трубки принудительного охлаждения в аэродинамическом профиле представляет состояние турбинного узла, в котором он должен работать, и, в частности, рабочее состояние турбинного узла или турбины соответственно. Выступающая часть означает часть трубки принудительного охлаждения, которая выступает из основной части трубки принудительного охлаждения. Основная часть предпочтительно задает основную длину трубки принудительного охлаждения, в частности, в направлении размаха. Кроме того, край вводного отверстия означает конец, границу, механический упор и/или предел вводного отверстия. Кроме того, понятие «смежный» следует понимать как примыкающий, граничащий и/или соседний. Перекрывающая часть означает структуру, которая проходит в направлении размаха за размах выступающей части. Предпочтительно перекрывающая часть упирается в осевом направлении в край и/или проходит по всему размаху вводного отверстия в направлении размаха. В принципе возможно также, что перекрывающая часть проходит лишь по части размаха вводного отверстия. В этом контексте слова «интегрально выполненный» означают, что выступающая часть и перекрывающая часть отлиты в виде единого целого.

Предпочтительно полый аэродинамический профиль содержит единственную полость. Однако изобретение может быть также реализовано для полого аэродинамического профиля, содержащего две или больше полостей, каждая из которых предназначена для размещения трубки принудительного охлаждения, согласно изобретению, и/или зоны радиатора-теплосъемника игольчатого типа/охлаждения основания.

Как указывалось выше, полый аэродинамический профиль содержит заднюю кромку и переднюю кромку. В одном предпочтительном варианте выполнения выступающая часть трубки принудительного охлаждения проходит в направлении задней кромки. Это приводит к эффективному использованию свободного пространства полости и непосредственному охлаждению этой зоны. Кроме того, выступающая часть может быть снабжена сквозными отверстиями. Таким образом, охлаждающую среду, направляемую через трубку принудительного охлаждения, можно просто направлять в зону радиатора-теплосъемника игольчатого типа/охлаждения основания.

Предпочтительно трубка принудительного охлаждения проходит по существу по всему размаху полого аэродинамического профиля, что обеспечивает сильное охлаждение аэродинамического профиля. Кроме того, предпочтительно, когда трубка принудительного охлаждения имеет ступенчатый контур, который упирается в край вводного отверстия. Ступенчатый контур означает структуру трубки принудительного охлаждения по меньшей мере с одной ступенькой. Ступенчатый контур предпочтительно образован сегментом стенки выступающей части и сегментом стенки перекрывающей части. С помощью выполнения согласно изобретению обеспечивается возможность простого выравнивания трубки принудительного охлаждения с вводным отверстием. Кроме того, ступенчатый контур обеспечивает надежное позиционирование трубки принудительного охлаждения. Возможно также, что передняя часть трубки принудительного охлаждения, которая ориентирована в направлении передней кромки, имеет по существу тот же контур, что и внутренняя поверхность передней кромки полого аэродинамического профиля, и/или что выступающая часть имеет по существу тот же контур, что и внутренняя поверхность задней кромки полого аэродинамического профиля.

В другом предпочтительном варианте выполнения трубка принудительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов. В соответствии с решением, согласно изобретению, использование двух или более элементов трубки принудительного охлаждения, в частности, возможность отдельной сборки элементов обеспечивает возможность использования большей полости аэродинамического профиля, несмотря на небольшое вводное отверстие. Это увеличивает аэродинамическую эффективность аэродинамического профиля и тем самым эффективность турбины за счет исключения неадекватности установки. Кроме того, по меньшей мере два отдельных элемента образованы из заднего элемента и переднего элемента, при этом, в частности, задний элемент расположен в направлении задней кромки полого аэродинамического профиля, а передний элемент расположен в направлении передней кромки полого аэродинамического профиля. Кроме того, выступающая часть расположена на заднем элементе и ориентирована в направлении задней кромки. За счет этого предпочтительного расположения эффективно используется свободное пространство полости для непосредственного охлаждения этой зоны с помощью выступающей части.

Однако возможно также, что трубка принудительного охлаждения образована из трех отдельных элементов, предпочтительно в виде переднего, среднего и заднего элементов трубки принудительного охлаждения, при этом передний элемент может быть расположен в направлении передней кромки полого аэродинамического профиля, средний элемент может быть расположен в середине полого аэродинамического профиля или его полости, и/или задний элемент может быть расположен в направлении задней кромки полого аэродинамического профиля. Сборка элементов осуществляется в последовательности сначала задний элемент, затем средний элемент и третий, передний элемент. Порядок сборки среднего и переднего элементов может быть обратным, при этом передний элемент следует за средним элементом.

Предпочтительно каждый по меньшей мере из двух отдельных элементов проходит по существу по всему размаху полого аэродинамического профиля, что обеспечивает эффективное охлаждение аэродинамического профиля. Однако возможно также, что по меньшей мере один из по меньшей мере двух отдельных элементов проходит лишь по части размаха полого аэродинамического профиля.

В одном предпочтительном варианте выполнения передний элемент блокирует задний элемент внутри полого аэродинамического профиля, за счет чего предотвращается возможность перемещения заднего элемента из полого аэродинамического профиля. Таким образом, можно осуществлять выравнивание заднего элемента в аэродинамическом профиле без больших конструктивных затрат. Процесс блокирования можно осуществлять с помощью любого механизма, известного для специалистов в данной области техники, например, с помощью блокировочного элемента, расположенного между передним элементом и задним элементом, клеевого соединения и/или предпочтительно с помощью прессовой посадки и/или посадки с геометрическим замыканием. Следовательно, нет необходимости в дополнительных элементах для закрепления заднего элемента на месте или в положении. Поэтому может быть сэкономлена стоимость дополнительных элементов и сборки. В варианте выполнения с больше чем двумя отдельными элементами передний элемент можно использовать для блокирования положения всех других элементов.

Предпочтительно процесс блокирования осуществляется посредством посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром трубки принудительного охлаждения и краем вводного отверстия, что обеспечивает правильное выравнивание заднего элемента в аэродинамическом профиле.

Для обеспечения хороших свойств охлаждения турбинного узла и удовлетворительного выравнивания трубки принудительного охлаждения в аэродинамическом профиле полый аэродинамический профиль содержит по меньшей мере одну распорку на внутренней поверхности полого аэродинамического профиля для удерживания трубки принудительного охлаждения на заданном расстоянии от указанной поверхности полого аэродинамического профиля. Распорка предпочтительно выполнена для простоты конструкции в виде выступа или блокировочного штифта или ребра и прямой посадки трубки принудительного охлаждения.

В другом предпочтительном варианте выполнения полый аэродинамический профиль является турбинной лопаткой или лопастью, например направляющей лопастью сопла.

Кроме того, изобретение предлагает трубку принудительного охлаждения, содержащую основное тело для позиционирования внутри в основном полого аэродинамического профиля турбинного узла по меньшей мере с одним сегментом стенки. Трубка принудительного охлаждения, соответственно основное тело содержит по меньшей мере одну выступающую часть, при этом выступающая часть образует ступенчатый контур. Ступенчатый контур предпочтительно предназначен для упора в край вводного отверстия в сегменте стенки для образования посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром и краем вводного отверстия в собранном состоянии полого аэродинамического профиля. За счет этого обеспечивается возможность простого выравнивания трубки принудительного охлаждения и вводного отверстия. В этом контексте под «основным телом» следует понимать структуру, которая по существу определяет форму и/или образует трубку принудительного охлаждения.

Трубку принудительного охлаждения, согласно изобретению, можно использовать с аэродинамическими профилями, согласно уровню техники, для увеличения эффективности их охлаждения. Таким образом, с помощью использования трубки принудительного охлаждения, согласно изобретению, нет необходимости в изменении конструкции обычного корпуса такого аэродинамического профиля, с целью использования его в конструкциях с ограниченным доступом к полости аэродинамического профиля. Поэтому могут быть уменьшены конструктивные затраты, в частности, поскольку трубки принудительного охлаждения имеют низкую стоимость.

Данное изобретение предлагает также способ сборки трубки принудительного охлаждения в основном полом аэродинамическом профиле турбинного узла. Указанный способ содержит стадии:

- ввода трубки принудительного охлаждения через вводное отверстие в сегменте стенки в полый аэродинамический профиль, при этом сегмент стенки расположен на стороне полого аэродинамического профиля, ориентированной в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля,

- маневрирования по меньшей мере выступающей части трубки принудительного охлаждения в такое положение, что выступающая часть выступает в направлении, ориентированном в основном перпендикулярно направлению размаха, за край вводного отверстия в сегменте стенки, при этом выступающая часть перекрывается по меньшей мере частью сегмента стенки, и при этом смежно с выступающей частью расположена перекрывающая часть трубки принудительного охлаждения, которая упирается в край вводного отверстия в сегменте стенки, и при этом выступающая часть и перекрывающая часть выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого.

За счет способа, согласно изобретению, размер вводного отверстия не ограничивает зону охлаждения узла. Следовательно, размер зоны принудительного охлаждения аэродинамического профиля предпочтительно может быть значительно увеличен. Поэтому может быть увеличена зона аэродинамического профиля с наивысшей эффективностью охлаждения. Таким образом, больше степеней свободы обеспечивается для конструирования частей турбинного узла. В результате обеспечивается возможность сборки эффективного турбинного узла или турбины соответственно. Кроме того, за счет выполнения в виде единого целого выступающей части и перекрывающей части трубку принудительного охлаждения можно располагать или удерживать надежно в аэродинамическом профиле.

Выражение «маневрирование в положение» должно означать процесс, осуществляемый с помощью пассивного или активного механизма. Пассивный механизм может быть, например, характеристикой самой трубки принудительного охлаждения или материала трубки принудительного охлаждения, такой как гибкость или упругость. С другой стороны, активный механизм может быть, например, использованием активного компонента выступающей части для ее прохождения и тем самым позиционирования, такого как пружина, и/или использование внешней силы для позиционирования.

Предпочтительно трубка принудительного охлаждения состоит по меньшей мере из переднего элемента и заднего элемента, и при этом после маневрирования заднего элемента в положение вводят передний элемент в полый аэродинамический профиль смежно с задним элементом через вводное отверстие в сегменте стенки и маневрируют в положение в полом аэродинамическом профиле. Изобретение основывается на понимании того, что ограничение пространства ввода вводного отверстия можно исключать посредством использования трубки принудительного охлаждения из двух или более элементов; при этом каждый элемент можно собирать по отдельности в полом аэродинамическом профиле, т.е. в полости полого аэродинамического профиля, а затем перемещать в их правильное место или положение.

Предпочтительно положение заднего элемента блокируется в полом аэродинамическом профиле с помощью переднего элемента, за счет чего предотвращается перемещение заднего элемента из полого аэродинамического профиля. В частности, положение заднего элемента блокируется в полом аэродинамическом профиле с помощью прессовой посадки и/или посадки с геометрическим замыканием, что приводит к правильному выравниванию заднего элемента в аэродинамическом профиле. Если блокирование осуществляется предпочтительно с помощью посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром трубки принудительного охлаждения и краем вводного отверстия, то предпочтительно достигается защищенное от выпадения расположение.

В частности, с помощью способа, согласно изобретению, может быть создан турбинный узел, в котором трубка принудительного охлаждения выполнена из двух отдельных элементов. Кроме того, два отдельных элемента располагаются в основном полом аэродинамическом профиле через вводное отверстие в сегменте стенки на стороне полого аэродинамического профиля, ориентированной в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля, и при этом в собранном состоянии выступающая часть трубки принудительного охлаждения или одного из двух отдельных элементов или заднего элемента соответственно выступает в направлении, ориентированном в основном перпендикулярно направлению размаха, за край вводного отверстия в сегменте стенки, при этом выступающая часть перекрывается по меньшей мере частью сегмента стенки, и при этом смежно с выступающей частью расположена перекрывающая часть трубки принудительного охлаждения, которая упирается в край вводного отверстия, и при этом выступающая часть и перекрывающая часть выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Ниже приводится описание данного изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг. 1 - турбинный узел с трубкой принудительного охлаждения, введенной в аэродинамический профиль, в изометрической проекции;

фиг. 2 - наружная платформа с вводным отверстием и аэродинамическим профилем из фиг. 1 внизу, на виде сверху;

фиг. 3 - разрез по линии III-III на фиг. 2 с введенной трубкой принудительного охлаждения из фиг. 1, выполненной из двух элементов;

фиг. 4а - иллюстрация первого этапа способа сборки двух элементов трубки принудительного охлаждения из фиг. 1-3 внутри полости полого аэродинамического профиля во время введения задней части,

фиг. 4b - иллюстрация второго этапа способа, согласно фиг. 4а, во время введения передней части; и

фиг. 5 - разрез полого аэродинамического профиля с альтернативным вариантом выполнения трубки принудительного охлаждения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПОКАЗАННЫХ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ

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

На фиг. 1 показан в изометрической проекции турбинный узел 10. Турбинный узел 10 содержит в основном полый аэродинамический профиль 12, выполненный в виде лопасти, с двумя зонами охлаждения, а именно зоной 58 принудительного охлаждения и зоной 60 радиатора-теплосъемника игольчатого типа/охлаждения основания. Зона 58 расположена у передней кромки 34, а зона 60 - у задней кромки 32 аэродинамического профиля 12. На двух сторонах 16, 16' полого аэродинамического профиля 12, при этом две стороны 16, 16' ориентированы в основном перпендикулярно направлению 18 размаха полого аэродинамического профиля 12 и расположены на противоположных концах 62, 62' аэродинамического профиля 12, расположены два сегмента 14, 14' стенки. Сегменты 14, 14' стенки являются зонами 46 внутренней платформы 48 и наружной платформы 50. Каждый сегмент 14, 14' стенки имеет вводное отверстие 20, которое расположено соосно с зоной 58 принудительного охлаждения и обеспечивает доступ в полый аэродинамический профиль 12 (на фиг. 1 показано лишь вводное отверстие сегмента 14 стенки). В окружном направлении неизображенной ступени турбины может быть расположено множество аэродинамических профилей 12, при этом все аэродинамические профили 12 соединены друг с другом внутренней и наружной платформами 48, 50.

Корпус 64 полого аэродинамического профиля 12 образует полость 66 в зоне 58 принудительного охлаждения. Через вводное отверстие 20 трубка 22 принудительного охлаждения вводится внутрь полости 66 с целью охлаждения. Таким образом, трубка 22 принудительного охлаждения в собранном состоянии трубки 22 принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле 12 расположена внутри полого аэродинамического профиля 12. Трубка 22 принудительного охлаждения проходит в направлении 18 размаха по всему размаху 38 полого аэродинамического профиля 12 и заделана в основное тело 56. Кроме того, во время работы турбинного узла 10 трубка 22 принудительного охлаждения обеспечивает путь 68 прохождения охлаждающей среды, такой как воздух. На внутренней поверхности 54 полого аэродинамического профиля 12 предусмотрено несколько распорок 52 для удерживания трубки 22 принудительного охлаждения на заданном расстоянии от этой поверхности 54. Распорки 52 выполнены в виде выступов или ребер, которые проходят перпендикулярно направлению 18 размаха.

Как показано на фиг. 2, на которой изображена на виде сверху наружная платформа 48 с изображенным внизу штриховыми линиями аэродинамическим профилем 12, вводное отверстие 20 расположено соосно с полостью 66 аэродинамического профиля 12. Однако полость 66 в направлении 26, которое ориентировано перпендикулярно направлению 18 размаха, больше вводного отверстия 20. Для ввода трубки 22 принудительного охлаждения в зону 70 полости 66, которая не расположена соосно с вводным отверстием 20, трубка 22 принудительного охлаждения выполнена из двух отдельных элементов 42, 44, как показано на фиг. 3. Два элемента 42, 44 выполнены из заднего элемента 44, который расположен в направлении задней кромки 32 полого аэродинамического профиля 12, и переднего элемента 44, который расположен в направлении передней кромки 34. Оба элемента 42, 44 проходят по всему размаху 38 полого аэродинамического профиля 12 и заподлицо с наружной поверхностью 72 внутренней и наружной платформы 48, 50.

В собранном состоянии трубки 22 принудительного охлаждения соответственно двух элементов 42, 44 выступающая часть трубки 22 принудительного охлаждения, соответственно, заднего элемента 42 проходит в направлении 26 за край 28 вводного отверстия 20, и выступающая часть 24 перекрывается частью 30 сегмента 14, 14' стенки. Поэтому выступающая часть 24 проходит в направлении 36, ориентированном к задней кромке 32. Это показано, в частности, штриховыми линиями, проходящими от вводного отверстия 20 на фиг. 2 к вводному отверстию 20 на фиг. 3. Правая линия проходит через выступающую часть 24. Смежно с выступающей частью 24 расположена перекрывающая часть 76 трубки 22 принудительного охлаждения. Эта перекрывающая часть 76 упирается в край 28 вводного отверстия 20 и проходит в направлении 18 размаха по всему размаху вводного отверстия 20. Выступающая часть 24 и перекрывающая часть 76 выполнены интегрально друг с другом посредством отливки в виде единого целого. Трубка 22 принудительного охлаждения имеет образованный выступающей частью 24 ступенчатый контур 40, который упирается в край 28 вводного отверстия 20. В собранном состоянии передний элемент 44 блокирует задний элемент 42 по положению в полом аэродинамическом профиле 12, за счет чего предотвращается перемещение заднего элемента 42 из аэродинамического профиля 12. Этот механизм блокирования реализован с помощью прессовой посадки и посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром 40 трубки 20 принудительного охлаждения и краем 28 вводного отверстия 20.

Ниже приводится пояснение способа сборки трубки 22 принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле 12 турбинного узла 10 со ссылками на фиг. 4а и 4b. В первой стадии (I) сборки задний элемент 42 трубки 22 принудительного охлаждения вводят через вводное отверстие 20 в сегменте 14 стенки в полый аэродинамический профиль 12. В следующей, второй стадии (II) сборки выступающую часть 24 трубки 22 принудительного охлаждения или задний элемент 24 маневрируют в такое положение, в котором выступающая часть 24 проходит в направлении 26, ориентированном в основном перпендикулярно направлению 18 размаха, за край 28 вводного отверстия 20 в сегменте 14, 14' стенки, при этом выступающая часть 24 перекрывается по меньшей мере частью 30 сегмента 14, 14' стенки, и при этом смежно с выступающей частью 24 расположена перекрывающая часть 76 трубки 22 принудительного охлаждения, которая упирается в край 28 вводного отверстия 20, и при этом выступающая часть 24 и перекрывающая часть 76 выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого. Маневрирование задним элементом можно осуществлять вручную. Перемещение заднего элемента 42 ограничено вхождением в контакт ступенчатого контура 40 с краем 28 вводного отверстия 20 (см. фиг. 4а).

В третьей стадии (III) сборки передний элемент 44 вводят в полый аэродинамический профиль 12 смежно с задним элементом 42 и на стороне, ориентированной к передней кромке 34 аэродинамического профиля 12, через вводное отверстие 20 в сегменте 14 стенки. После этого маневрируют передний элемент 44 в положение в полом аэродинамическом профиле 12 (см. фиг. 4b). В последней, четвертой стадии (IV) положение заднего элемента 42 блокируют в полом аэродинамическом профиле 12 с помощью переднего элемента 44, за счет чего предотвращается перемещение заднего элемента 42 из полого аэродинамического профиля 12, при этом механизм блокирования реализуется посредством прессовой посадки и посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром 40 трубки принудительного охлаждения и краем 28 вводного отверстия 20. Собранное состояние показано на фиг. 3.

В качестве альтернативного решения, стенки заднего элемента 42 и переднего элемента 44, которые обращены друг к другу, могут быть выполнены с соединительными отверстиями (не изображены). Кроме того, можно полностью исключить эти стенки, так что они сцепляются друг с другом в собранном положении с образованием единственной внутренней полости (см. фиг. 5).

На фиг. 5 показан альтернативный вариант выполнения трубки 22 принудительного охлаждения. Компоненты, признаки и функции, которые остаются идентичными, обозначены в принципе теми же позициями. Однако для отличия вариантов выполнения на фиг. 5 к различным цифровым позициям добавляется буква «а». Приведенное ниже описание по существу относится к различиям с показанным на фиг. 1-4 вариантом выполнения, при этом относительно компонентов, признаков и функций, которые остаются идентичными, делается отсылка на описание показанного на фиг. 1-4 варианта выполнения.

На фиг. 5 показан разрез аэродинамического профиля 12, выполненного аналогично показанному на фиг. 1-4 профилю с альтернативным вариантом выполнения трубки 22а принудительного охлаждения. Показанный на фиг. 5 вариант выполнения отличается от показанного на фиг. 1-4 варианта выполнения тем, что трубка 22а принудительного охлаждения выполнена в виде единственного элемента 74. Для обеспечения ввода состоящей из единственного элемента трубки 22а через вводное отверстие 20 сегмента 14 стенки в полый аэродинамический профиль 12 трубка 22а принудительного охлаждения имеет выступающую часть 24а, которая выполнена из гибкого материала. В качестве альтернативного решения, вся трубка принудительного охлаждения может быть выполнена из гибкого материала. Таким образом, после введения трубки 22а принудительного охлаждения через вводное отверстие 20 выступающую часть 24а маневрируют в положение за счет упругих свойств гибкого материала (не изображено детально). Поэтому в собранном состоянии выступающая часть 24а проходит в направлении 26, ориентированном перпендикулярно направлению 18 размаха, за край 28 вводного отверстия 20, и при этом выступающая часть 24а перекрывается частью 30 сегмента 14, 14' стенки. Кроме того, смежно с выступающей частью 24а перекрывающая часть 76 упирается в край 28 вводного отверстия 20. Эта выступающая часть 24а и перекрывающая часть 76 выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого.

Обычно, возможно также выполнение края вводного отверстия или всей зоны сегмента стенки с вводным отверстием из гибкого или упругого материала.

С другой стороны, можно выполнять трубку принудительного охлаждения в виде расширяемого единственного элемента, при этом единственный элемент расширяется на месте с принятием показанной на фиг. 5 формы. Это можно осуществлять с использованием, например, текучей среды, сжатого газа или более предпочтительно жидкости. Например, жидкость можно заполнять в корпус с двойными стенками трубки принудительного охлаждения для расширения. Дополнительно к этому жидкость можно подвергать затвердеванию с помощью любого подходящего способа, такого как полимеризация или облучение (ультрафиолетом, инфракрасным светом и т.д.) для стабилизации корпуса. Кроме того, можно также изготавливать корпус из материала с запоминанием формы, при этом инструмент для расширения (механическое средство, текучая среда, газ, жидкость) можно удалять после расширения. В качестве альтернативного решения, расширенный единственный элемент можно оставлять на месте с помощью любого способа, известного для специалистов в данной области техники, такого как склеивание или сварка.

1. Турбинный узел (10), содержащий в основном полый аэродинамический профиль (12), по меньшей мере один сегмент (14, 14') стенки, расположенный на стороне (16, 16') полого аэродинамического профиля (12), ориентированной в основном перпендикулярно направлению (18) размаха полого аэродинамического профиля (12), и по меньшей мере одно вводное отверстие (20) в указанном по меньшей мере одном сегменте (14, 14') стенки, обеспечивающее доступ в полый аэродинамический профиль (12), и по меньшей мере одну трубку (22, 22а) принудительного охлаждения, подлежащую введению через вводное отверстие (20) в полый аэродинамический профиль (12) для расположения внутри полого аэродинамического профиля (12) и проходящую по меньшей мере в направлении (18) размаха полого аэродинамического профиля (12), при этом в собранном состоянии трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12) по меньшей мере одна выступающая часть (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения проходит в направлении (26), ориентированном в основном перпендикулярно направлению (18) размаха, за край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, при этом выступающая часть (24, 24а) перекрыта по меньшей мере частью (30) сегмента (14, 14') стенки, и при этом смежно с выступающей частью (24, 24а) расположена перекрывающая часть (76) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения, которая упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, и при этом выступающая часть (24, 24а) и перекрывающая часть (76) выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого.

2. Турбинный узел по п. 1, в котором полый аэродинамический профиль (12) содержит заднюю кромку (32) и переднюю кромку (34), и при этом выступающая часть (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения проходит в направлении (36), ориентированном к задней кромке (32).

3. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22, 22а) принудительного охлаждения проходит по существу по всему размаху (38) полого аэродинамического профиля (12).

4. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22, 22 а) принудительного охлаждения имеет ступенчатый контур (40), который упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки.

5. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22) принудительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов (42, 44), в частности, из заднего элемента (42) и переднего элемента (44), при этом, в частности, задний элемент (42) расположен в направлении задней кромки (32) полого аэродинамического профиля (12), а передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (34) полого аэродинамического профиля (12).

6. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22) принудительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов (42, 44), проходящих каждый по существу по всему размаху (38) полого аэродинамического профиля (12).

7. Турбинный узел по п. 5, в котором передний элемент (44) блокирует задний элемент (42) по положению в полом аэродинамическом профиле (12), за счет чего предотвращается возможность перемещения заднего элемента (42) из полого аэродинамического профиля (12).

8. Турбинный узел по п. 5, в котором передний элемент (44) блокирует задний элемент (42) по положению в полом аэродинамическом профиле (12) посредством прессовой посадки и/или посадки с геометрическим замыканием, в частности, посредством посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром (40) трубки (22) принудительного охлаждения и краем (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки.

9. Турбинный узел по п. 1, в котором сегмент (14, 14') стенки по меньшей мере с одним вводным отверстием (20) в сегменте (14, 14') стенки является зоной (46) наружной платформы (48) и/или внутренней платформы (50).

10. Турбинный узел по п. 1, в котором полый аэродинамический профиль (12) содержит по меньшей мере одну распорку (52) на внутренней поверхности (54) полого аэродинамического профиля (12) для удерживания трубки (22, 22а) принудительного охлаждения на заданном расстоянии от указанной поверхности (54) полого аэродинамического профиля (12), выполненную, в частности, в виде выступа или запирающего штифта или ребра.

11. Турбинный узел по любому из пп. 1-10, в котором полый аэродинамический профиль (12) является турбинной лопаткой или лопастью.

12. Способ сборки трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в основном полом аэродинамическом профиле (12) турбинного узла (10), при этом указанный способ содержит стадии:

- ввода трубки (22, 22а) принудительного охлаждения через вводное отверстие (20) в сегменте (14, 14') стенки в полый аэродинамический профиль (12), при этом сегмент (14, 14') стенки расположен на стороне (16, 16') полого аэродинамического профиля (12), ориентированной в основном перпендикулярно направлению (18) размаха полого аэродинамического профиля (12) (I),

- маневрирования по меньшей мере выступающей части (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в такое положение, что выступающая часть (24, 24а) выступает в направлении (26), ориентированном в основном перпендикулярно направлению (18) размаха, за край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, при этом выступающая часть (24, 24а) перекрывается по меньшей мере частью (30) сегмента (14, 14') стенки, и при этом смежно с выступающей частью (24, 24а) расположена перекрывающая часть (76) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения, которая упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, и при этом выступающая часть (24, 24а) и перекрывающая часть (7 6) выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого (II).

13. Способ сборки трубки (22) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12) турбинного узла (10) по п. 12, в котором трубка (22) принудительного охлаждения состоит по меньшей мере из переднего элемента (44) и заднего элемента (42), и при этом после маневрирования заднего элемента (42) в положение (II) вводят в полый аэродинамический профиль (12) передний элемент (44) смежно с задним элементом (42) через вводное отверстие (20) в сегменте (14, 14') стенки и маневрируют в положение в полом аэродинамическом профиле (12) (III).

14. Способ сборки трубки (22) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12) турбинного узла (10) по п. 13, в котором положение заднего элемента (42) блокируется в полом аэродинамическом профиле (12) с помощью переднего элемента (44), за счет чего предотвращается перемещение заднего элемента (42) из полого аэродинамического профиля (12), в частности, положение заднего элемента (42) блокируется в полом аэродинамическом профиле (12) с помощью прессовой посадки и/или посадки с геометрическим замыканием (IV).



 

Похожие патенты:

Устройство охлаждения платформы, выполненное в турбинной рабочей лопатке, содержит платформу, расположенную в области сопряжения аэродинамической части и корневой части.

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.

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.

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.

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.

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.
Наверх