Аэродинамический профиль



Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль
Аэродинамический профиль

 


Владельцы патента RU 2611465:

Дженерал Электрик Компани (US)

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.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Данное изобретение в целом относится к аэродинамическому профилю, который может быть применен в турбине.

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0002] Турбины широко применяются в многочисленных сферах деятельности, связанных с авиацией, промышленностью и выработкой электроэнергии, для выполнения механической работы. Как правило, каждая турбина содержит чередующиеся ступени установленных по окружности неподвижных направляющих лопаток и рабочих лопаток. Каждая неподвижная направляющая лопатка и каждая рабочая лопатка может иметь поверхность аэродинамической формы, выполненную из высоколегированной стали и/или керамического материала. Находящаяся под давлением рабочая текучая среда, такая как пар, газообразные продукты сгорания или воздух, протекает через неподвижные направляющие лопатки и рабочие лопатки вдоль газового тракта турбины. Неподвижные направляющие лопатки обеспечивают ускорение и направленное протекание находящейся под давлением рабочей текучей среды в следующую ступень рабочих лопаток, сообщая движение указанным лопаткам для выполнения механической работы.

[0003] Высокие температуры, обусловленные находящейся под давлением рабочей текучей средой, могут привести к повышенному износу и/или повреждению неподвижных направляющих лопаток и/или рабочих лопаток. В связи с этим, может быть предусмотрена подача охлаждающей среды внутрь аэродинамических профилей и ее протекание сквозь через них, обеспечивая пленочное охлаждение их наружной поверхности. Канавки, выполненные в аэродинамических профилях, обеспечивают равномерное распределение охлаждающей среды по внешней поверхности аэродинамических профилей. Тем не менее, было бы целесообразным иметь усовершенствованный аэродинамический профиль, который обеспечивает изменение распределения охлаждающей среды по внешней поверхности аэродинамических профилей.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0004] В приведенном ниже описании изложены аспекты и преимущества изобретения, которые можно понять после прочтения описания либо в процессе практического освоения изобретения.

[0005] Согласно одному варианту выполнения изобретения предложен аэродинамический профиль, имеющий 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, и выходную кромку, расположенную между сторонами повышенного и пониженного давления ниже по потоку относительно линии торможения. На внешней поверхности расположен первый столбец перекрывающих друг друга углубленных участков, соответствующих линии торможения потока, при этом линия торможения потока пересекает по меньшей мере часть каждого из указанных участков. По меньшей мере один охлаждающий канал, выполненный в каждом углубленном участке, соответствующем линии торможения потока, обеспечивает проточное сообщение между внутренней и внешней поверхностями.

[0006] Согласно другому варианту выполнения данного изобретения предложен аэродинамический профиль, имеющий 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, и выходную кромку, расположенную между сторонами повышенного и пониженного давления ниже по потоку относительно линии торможения. На стороне повышенного давления расположен второй столбец перекрывающих друг друга углубленных участков, а на стороне пониженного давления расположен третий столбец подобных участков. Каждый углубленный участок, расположенный на стороне повышенного давления, и каждый углубленный участок, расположенный на стороне пониженного давления, имеет первый конец и второй конец, расположенный ниже по потоку в наружном радиальном направлении относительно первого конца. По меньшей мере один охлаждающий канал образован в каждом углубленном участке, расположенном на стороне повышенного давления, и в каждом углубленном участке, расположенном на стороне пониженного давления, при этом указанные каналы обеспечивают проточное сообщение между внутренней и внешней поверхностями.

[0007] Согласно еще одному варианту выполнения 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, и выходную кромку, расположенную между сторонами повышенного и пониженного давления ниже по потоку относительно линии торможения. На внешней поверхности расположен первый вертикальный столбец перекрывающих друг друга углубленных участков, соответствующих линии торможения потока, при этом линия торможения потока пересекает по меньшей мере часть каждого из указанных участков. По меньшей мере один охлаждающий канал образован в каждом углубленном участке, соответствующем линии торможения потока, и этот канал обеспечивает проточное сообщение между внутренней и внешней поверхностями. На стороне повышенного давления расположен второй столбец перекрывающих друг друга углубленных участков, а на стороне пониженного давления расположен третий столбец подобных участков. По меньшей мере один охлаждающий канал образован в каждом углубленном участке, расположенном на стороне повышенного давления, и в каждом углубленном участке, расположенном на стороне пониженного давления, при этом указанные каналы обеспечивают проточное сообщение между внутренней и внешней поверхностями.

[0008] Специалисты лучше поймут особенности и аспекты данных и других вариантов выполнения после изучения описания изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0009] В следующей части описания приведено полное и достаточное раскрытие данного изобретения, включающее наиболее предпочтительный для специалистов вариант его осуществления, выполненное со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

[0010] Фиг.1 представляет собой вид в аксонометрии аэродинамического профиля согласно первому варианту выполнения данного изобретения;

[0011] Фиг.2 представляет собой вид в аксонометрии стороны пониженного давления аэродинамического профиля, изображенного на Фиг.1, согласно первому варианту выполнения данного изобретения;

[0012] Фиг.3 представляет собой вид в аксонометрии аэродинамического профиля согласно второму варианту выполнения данного изобретения;

[0013] Фиг.4 представляет собой аэродинамический профиль, изображенный на Фиг.1, в осевом разрезе по линии A-A;

[0014] Фиг.5 представляет собой аэродинамический профиль, изображенный на Фиг.1, в радиальном разрезе по линии B-B;

[0015] Фиг.6 представляет собой вид в аксонометрии аэродинамического профиля согласно третьему варианту выполнения данного изобретения;

[0016] Фиг.7 представляет собой вид в аксонометрии аэродинамического профиля согласно четвертому варианту выполнения данного изобретения;

[0017] Фиг.8 представляет собой вид в аксонометрии аэродинамического профиля согласно пятому варианту выполнения данного изобретения;

[0018] Фиг.9 представляет собой вид в аксонометрии аэродинамического профиля согласно шестому варианту выполнения данного изобретения;

[0019] Фиг.10 представляет собой типовую газовую турбину, в которой применен аэродинамический профиль любого варианта выполнения данного изобретения, в разрезе.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0020] Теперь обратимся к подробному описанию вариантов выполнения данного изобретения, один или несколько примеров которых проиллюстрированы на прилагаемых чертежах. Для ссылки на элементы, изображенные на чертежах, в подробном описании применены числовые и буквенные обозначения. Одинаковые или подобные обозначения на чертежах и в описании использованы для обозначения одинаковых или подобных частей изобретения. Применяемые в данном документе выражения «первый», «второй» и «третий» могут быть использованы взаимозаменяемым образом для отличия одного компонента от другого и не отражают реальное местоположение или значимость отдельных компонентов. Кроме того, выражения «выше по потоку» и «ниже по потоку» относятся к взаимному расположению компонентов по траектории перемещения текучей среды. Например, компонент A расположен выше по потоку относительно компонента B, если текучая среда протекает от компонента A к компоненту B. И, наоборот, компонент В расположен ниже по потоку относительно компонента A, если к компоненту B поступает текучая среда, проходящая от компонента A.

[0021] Все примеры являются пояснительными и не ограничивают изобретение. Специалистам следует понимать, что в действительности могут быть выполнены модификации и изменения данного изобретения, не выходящие за рамки его сущности и объема. Например, характерные особенности, изображенные или описанные как часть одного варианта выполнения, могут быть применены в другом варианте выполнения, образуя в результате еще один, дополнительный вариант выполнения. Таким образом, предполагается, что данное изобретение распространяется на такие модификации и изменения, которые не выходят за рамки объема прилагаемой формулы изобретения и ее эквивалентов.

[0022] На Фиг.1 изображен вид в аксонометрии аэродинамического профиля 10, выполненного согласно первому варианту выполнения данного изобретения, а на Фиг.2 изображен вид в аксонометрии стороны пониженного давления аэродинамического профиля, изображенного на Фиг.1. Аэродинамический профиль 10 может применяться, например, в качестве вращающейся или неподвижной лопатки турбины для преобразования кинетической энергии находящейся под давлением рабочей текучей среды в механическую энергию. Находящаяся под давлением рабочая текучая среда может представлять собой пар, газообразные продукты сгорания, воздух или любую другую текучую среду, обладающую кинетической энергией. Как изображено на Фиг.1 и Фиг.2, аэродинамический профиль 10, как правило, соединен с платформой или боковой стенкой 12. Платформа или боковая стенка 12, как правило, служит в качестве радиальной границы газового тракта внутри турбины и обеспечивает место прикрепления аэродинамического профиля 10. Профиль 10 может иметь внутреннюю поверхность 16 и внешнюю поверхность 18, противолежащую указанной внутренней поверхности и соединенную с платформой 12. Внешняя поверхность в целом имеет сторону 20 повышенного давления и сторону 22 пониженного давления, противоположную стороне 20 повышенного давления. Как изображено на Фиг.1 и Фиг.2, сторона 20 повышенного давления, как правило, выполнена вогнутой, а сторона 22 пониженного давления, как правило, выполнена выпуклой, обеспечивая аэродинамическую поверхность, по которой протекает находящаяся под давлением рабочая текучая среда. Линия 24 торможения потока, расположенная на входной кромке аэродинамического профиля 10 между сторонами 20, 22 повышенного и пониженного давления, представляет собой границу между потоком текучей среды, протекающим по стороне 20 повышенного давления, и потоком текучей среды, протекающим по стороне 22 пониженного давления профиля 10. Линии 24 торможения потока часто соответствует самая высокая температура по внешней поверхности 18 профиля 10. Между сторонами 20, 22 вниз по потоку от линии 24 торможения потока расположена выходная кромка 26. При этом внешняя поверхность 18 образует соответствующую аэродинамическую поверхность для преобразования кинетической энергии находящейся под давлением рабочей текучей среды в механическую энергию.

[0023] Внешняя поверхность 18 в целом имеет радиальную длину 30, проходящую от платформы 12 в наружном радиальном направлении, и осевую длину 32, которая проходит от линии 24 торможения потока до выходной кромки 26. На внешней поверхности 18 может быть выполнен один или несколько столбцов углубленных участков, проходящих радиальным и/или осевым образом, при этом каждый указанный участок может иметь по меньшей мере один канал для прохода охлаждающей среды, обеспечивающий гидравлическое сообщение между внутренней поверхностью 16 и внешней поверхностью 18. При этом охлаждающая среда может подаваться внутрь аэродинамического профиля 10, а каналы для прохода охлаждающей среды позволяют указанной среде протекать сквозь указанный профиль, обеспечивая пленочное охлаждение внешней поверхности 18. Углубленные участки могут быть расположены в любом месте профиля 10 и/или платформы или боковой стенки 12, могут иметь прямолинейную или изогнутую форму и располагаться на одной линии или со смещением относительно друг друга в шахматном порядке. Кроме того, углубленные участки могут иметь переменную длину, ширину и/или глубину. Изменяющаяся длина, ширина и/или глубина указанных участков изменяет распределение охлаждающей среды по внешней поверхности 18. Например, увеличение ширины углубленных участков и уменьшение их глубины в направлении от каналов охлаждения может способствовать рассеиванию охлаждающей среды по внешней поверхности 18.

[0024] Например, в конкретном варианте выполнения, изображенном на Фиг.1, перекрывающие друг друга углубленные участки 40, перекрывающие линию торможения потока, могут быть расположены на внешней поверхности 18 в виде первого столбца 42 таким образом, что линия 24 торможения потока пересекает по меньшей мере часть каждого из указанных участков. Каждый указанный участок 40 может быть выполнен по существу прямолинейным и расположенным под наклоном относительно непосредственно смежного с ним углубленного участка 40, соответствующего линии торможения потока, так что указанные участки 40 перекрывают друг друга в радиальном направлении вдоль внешней поверхности 18. Применяемый в данном документе термин «перекрывает» означает, что если смотреть в наружном радиальном направлении от платформы 12, конец одного участка 40 выступает в наружном радиальном направлении относительно начала следующего участка 40, расположенного в том же вертикальном столбце. По меньшей мере один канал 44 для прохода охлаждающей среды, образованный в каждом участке 40, соответствующем линии торможения потока, может обеспечивать проточное сообщение между внутренней поверхностью 16 и внешней поверхностью 18. При этом каналы 44 могут обеспечивать по существу сплошное пленочное охлаждение сквозь участки 40, расположенные вдоль линии 24.

[0025] На стороне 20 повышенного давления и/или стороне 22 пониженного давления внешней поверхности 18 могут быть расположены дополнительные углубленные участки, перекрывающие друг друга. Например, как изображено на Фиг.1, перекрывающие друг друга углубленные участки 46 могут быть расположены на внешней поверхности 18 на стороне 20 повышенного давления в виде второго столбца 48. В качестве альтернативы или как дополнение, перекрывающие друг друга углубленные участки 50 могут быть расположены на внешней поверхности 18 на стороне 22 пониженного давления в виде третьего столбца 52, как изображено на Фиг.2. Каждый углубленный участок 46 на стороне повышенного давления и каждый углубленный участок 50 на стороне пониженного давления могут быть наклонены в противоположных направлениях. Например, как изображено на Фиг.1 и Фиг.2, каждый углубленный участок 46 на стороне повышенного давления и/или каждый углубленный каждый участок 50 на стороне пониженного давления может иметь первый конец 54 и второй конец 56, расположенный вниз по потоку и в наружном радиальном направлении относительно первого конца 54. Кроме того, каждый углубленный участок 46 на стороне повышенного давления и/или каждый углубленный участок 50 на стороне пониженного давления может иметь один или несколько охлаждающих каналов 58, которые обеспечивают проточное сообщение между внутренней поверхностью 16 и внешней поверхностью 18, создавая пленочное охлаждение по сторонам 20, 22 повышенного давления и пониженного давления, соответственно. В конкретном варианте выполнения, изображенном на Фиг.1, каналы 58, образованные в участках 46, расположенных на стороне повышенного давления, смещены в радиальном направлении от охлаждающих каналов 44, образованных в углубленных участках 40, соответствующих линии торможения потока, что еще более улучшает распределение охлаждающей среды по внешней поверхности 18 в радиальном направлении.

[0026] На Фиг.3 представлен вид в аксонометрии аэродинамического профиля 10, выполненного согласно второму варианту выполнения данного изобретения. Как изображено на чертеже, аэродинамический профиль 10 тоже имеет платформу или боковую стенку 12, внутреннюю поверхность 16, внешнюю поверхность 18, сторону 20 повышенного давления, сторону 22 пониженного давления, перекрывающие друг друга углубленные участки 46 на стороне повышенного давления и охлаждающие каналы 58, выполненные на стороне повышенного давления, как описано выше применительно к Фиг.1. В данном конкретном варианте выполнения, участки 40, соответствующие линии 24 торможения потока, проходят по меньшей мере частично вдоль указанной линии, а затем изгибаются в чередующихся направлениях к сторонам 20, 22 повышенного давления и пониженного давления. В качестве альтернативы или как дополнение, углубленные участки 40 могут иметь ответвление, отходящее под небольшим углом и продолжающееся в виде прямолинейной канавки. Охлаждающие каналы 44, образованные в каждом указанном участке 40, также обеспечивают проточное сообщение между внутренней поверхностью 16 и внешней поверхностью 18, усиливая пленочное охлаждение сквозь указанные участки, расположенные вдоль линии 24 торможения потока.

[0027] На Фиг.4 и Фиг.5 представлены виды аэродинамического профиля 10, изображенного на Фиг.1, в осевом и радиальном разрезе по линиям А-А и В-В, соответственно. На Фиг.4 и Фиг.5 очень хорошо видно, что каждый углубленный участок 40, 46, 50, как правило, имеет противолежащие стенки 62, образующие углубление или полость на внешней поверхности 18. Противолежащие стенки 62 могут быть прямолинейными или изогнутыми и могут ограничивать постоянную или переменную ширину углубленных участков 40, 46, 50. Каналы 44, 58, образованные в смежных углубленных участках 40, 46, 50, могут быть расположены по одной линии в радиальном направлении или смещены относительно друг друга. Каждый канал 44, 58 может иметь первую часть 64, которая оканчивается у внутренней поверхности 16, и вторую часть 66, оканчивающуюся у внешней поверхности 18. Первая часть 64 может иметь цилиндрическую форму, а вторая часть 66 может иметь коническую или сферическую форму. Как изображено на Фиг.5, первая часть 64 может быть наклонена относительно второй части 66 и/или углубленных участков 40, 46, 50, обеспечивая направленное протекание охлаждающей среды по каналам 44, 58 к углубленному участку 40, 46, 50. В качестве альтернативы или как дополнение, вторая часть 66 и/или стенки 62 участков 40, 46, 50 могут быть выполнены асимметричными, обеспечивая избирательное распределение охлаждающей среды по внешней поверхности 18.

[0028] Один или несколько каналов 44, 58 могут быть наклонены относительно углубленных участков 40, 46, 50, обеспечивая избирательное направление охлаждающей среды к указанным участкам. Например, как лучше всего видно на Фиг.5, каналы 44, образованные в углубленных участках 40, соответствующих линии торможения потока, могут быть наклонены в наружном радиальном направлении, так что охлаждающая среда протекает в радиально-наружном направлении к указанным участкам 40. Кроме того, по мере прохождения указанных участков 40 в наружном радиальном направлении, их глубина может постепенно уменьшаться и/или ширина постепенно увеличиваться. При этом расположенные под наклоном каналы 44 в сочетании с изменяющейся шириной и/или глубиной участков 40 обеспечивают улучшение распределения охлаждающей среды вдоль внешней поверхности 18.

[0029] На Фиг.6 - Фиг.8 представлены дополнительные варианты выполнения углубленных участков 40, соответствующих линии торможения потока, не выходящие за рамки объема настоящего изобретения. В конкретном варианте выполнения, изображенном на Фиг.6, каждый углубленный участок 40 также по меньшей мере частично проходит вдоль линии 24 торможения потока, а ответвления 70 проходят с наклоном в противоположных направлениях к сторонам 20, 22 повышенного давления и пониженного давления профиля 10. При этом ответвления 70 в радиальном направлении перекрываются со следующим углубленным участком 40, расположенным в радиально-наружном направлении относительно данного участка, что улучшает распределение пленочного охлаждения по внешней поверхности 18 профиля 10. В конкретном варианте выполнения, изображенном на Фиг.7, каждый углубленный участок 40, соответствующий линии торможения потока, тоже имеет ответвления 70, проходящие с наклоном в противоположных направлениях к сторонам 20, 22 повышенного давления и пониженного давления профиля 10, как изображено на Фиг.6. Кроме того, два или более углубленных участка 40 объединены, образуя удлиненный участок 40 с несколькими каналами 44 для прохода охлаждающей среды и ответвлениями 70. В конкретном варианте выполнения, изображенном на Фиг.8, каждый углубленный участок 40, соответствующий линии торможения потока, тоже имеет ответвления 70, однако указанные ответвления проходят с наклоном в чередующихся переменных направлениях к сторонам 20, 22 повышенного давления и пониженного давления профиля 10. Кроме того, на Фиг.8 видно, что углубленный участок 40 может иметь несколько каналов 44 для прохода охлаждающей среды, при этом каждый канал расположен радиально между последовательными ответвлениями 70.

[0030] На Фиг.9 представлен дополнительный вариант выполнения углубленных участков 46 на стороне повышенного давления, которые могут быть включены в любой описанный ранее вариант выполнения или представлять собой отдельный вариант. Как изображено на Фиг.9, перекрывающие друг друга углубленные участки 46 на стороне повышенного давления могут быть расположены по существу перпендикулярно направлению протекания воздушного потока через аэродинамический профиль 10, и каждый указанный участок 46 может дополнительно включать одно или несколько ответвлений 72, проходящих с наклоном по направлению к выходной кромке 26. При этом ответвления 72 в радиальном направлении перекрываются со следующим углубленным участком 46 на стороне повышенного давления, расположенным в радиально-наружном направлении относительно данного участка, что улучшает распределение пленочного охлаждения по стороне 20 повышенного давления профиля 10. В качестве альтернативы или как дополнение, профиль 10 подобным образом может иметь углубленные участки 50 на стороне пониженного давления, имеющие подобные ответвления 72, проходящие с наклоном по направлению к выходной кромке 26 на стороне 22 пониженного давления внешней поверхности 18. Исходя из вышеизложенного, специалистам нетрудно понять, что другие дополнительные варианты выполнения, не выходящие за рамки объема настоящего изобретения, могут включать один или несколько признаков, описанных выше применительно к вариантам выполнения, изображенным на Фиг.1 - Фиг.5.

[0031] На Фиг.10 в упрощенном разрезе представлена типовая газовая турбина 80, в которой могут быть применены разные варианты выполнения данного изобретения. Как изображено на чертеже, газовая турбина 80, как правило, может включать расположенную спереди компрессорную секцию 82, секцию 84 камер сгорания, расположенную радиальным образом примерно в центре, и турбинную секцию 86, расположенную в задней части. Компрессорная секция 82 и турбинная секция 86 могут иметь общий ротор 88, соединенный с генератором 90 для выработки электроэнергии.

[0032] Компрессорная секция 82 может содержать осевой компрессор, в который поступает рабочая текучая среда 92, например воздух из окружающей среды, которая затем проходит через чередующиеся ступени неподвижных направляющих лопаток 94 и рабочих лопаток 96. Корпус 98 компрессора может ограничивать рабочую текучую среду 92, когда неподвижные направляющие лопатки 94 и рабочие лопасти 96 обеспечивают ускорение и изменение направления указанной среды, создавая непрерывный поток находящейся под давлением рабочей текучей среды 92. Основная часть находящейся под давлением рабочей текучей среды 92 протекает через выпускную камеру 100 компрессора в секцию 84 камер сгорания.

[0033] Секция 84 камер сгорания может включать камеру сгорания любого типа, известную в данной области техники. Например, как изображено на Фиг.10, корпус 102 камер сгорания может кольцевым образом окружать часть или всю секцию 84 камеры сгорания, ограничивая собой поток находящейся под давлением рабочей текучей среды 92, вытекающей из компрессорной секции 82. Одна или несколько топливных форсунок 104 могут быть расположены радиальным образом в торцевой крышке 106, обеспечивая подачу топлива в камеру 108 горения, расположенную ниже по потоку от указанных форсунок. Например, возможные виды топлива включают одно или несколько из: дутьевого газа доменной печи, газа коксовой печи, природного газа, пары сжиженного природного газа (LNG), водорода и пропана. Находящаяся под давлением рабочая текучая среда 92 может протекать из выпускного канала 100 компрессора вдоль наружной поверхности камеры 108 горения, пока не достигнет торцевой крышки 106 и не изменит направление своего протекания на обратное, проходя далее к топливным форсункам 104 для смешивания с топливом. Смесь топлива и находящейся под давлением рабочей текучей среды 92 поступает в камеру 108 горения, в которой происходит возгорание указанной смеси, в результате горения которой образуются высокотемпературные газообразные продукты сгорания, находящиеся под высоким давлением. Через переходный патрубок 110, кольцевым образом окружающий по меньшей мере часть камеры 108 горения, газообразные продукты сгорания перетекают в турбинную секцию 86.

[0034] Турбинная секция 86 может включать чередующиеся ступени рабочих лопаток 112 и неподвижных направляющих лопаток 114. Более подробно, патрубок 110 перенаправляет газообразные продукты сгорания к первой ступени рабочих лопаток 112. По мере прохождения газообразных продуктов сгорания через первую ступень рабочих лопаток 112 происходит расширение указанных газов, приводящее к вращению рабочих лопаток и ротора 88. Затем газообразные продукты сгорания перетекают в следующую степень неподвижных направляющих лопаток 114, которые обеспечивают перенаправление газообразных продуктов сгорания в следующую ступень рабочих лопаток 112, и процесс повторяется для последующих ступеней.

[0035] Данное изобретение раскрыто на примерах, включающих наиболее предпочтительный вариант, и позволяет любым специалистам реализовать изобретение на практике, включая создание и применение любых устройств или систем и использование любых предусмотренных способов. Объем охраны изобретения определен формулой изобретения и может включать другие варианты, которые возникнут у специалистов. Данные другие варианты не выходят за рамки объема формулы изобретения, если они содержат конструктивные элементы, которые соответствуют буквальному тексту формулы изобретения, или если в их состав входят эквивалентные конструктивные элементы, имеющие несущественные отличия от буквальных формулировок формулы изобретения.

1. Аэродинамический профиль (10), имеющий:

а) внутреннюю поверхность (16),

б) внешнюю поверхность (18), противоположную внутренней поверхности (16) и имеющую сторону (20) повышенного давления, сторону (22) пониженного давления, противоположную стороне (20) повышенного давления, линию (24) торможения потока, расположенную между сторонами (20, 22) повышенного и пониженного давления, и выходную кромку (26), расположенную между сторонами (20, 22) повышенного и пониженного давления ниже по потоку относительно линии (24) торможения потока,

в) первый столбец (42) перекрывающих друг друга углубленных участков (40), соответствующих линии торможения потока и расположенных на внешней поверхности (18), причем линия (24) торможения потока пересекает по меньшей мере часть каждого из указанных участков (40), и

г) по меньшей мере один охлаждающий канал (44), образованный в каждом углубленном участке (40), соответствующем линии торможения потока, причем указанные каналы (44) обеспечивают проточное сообщение между внутренней поверхностью (16) и внешней поверхностью (18).

2. Аэродинамический профиль (10) по п.1, в котором по меньшей мере один углубленный участок (40), соответствующий линии торможения потока, выполнен дугообразным.

3. Аэродинамический профиль (10) по п.1, в котором по меньшей мере один углубленный участок (40), соответствующий линии торможения потока, имеет переменный размер по своей длине (30, 32).

4. Аэродинамический профиль (10) по п.1, в котором по меньшей мере один углубленный участок (40), соответствующий линии торможения потока, имеет уменьшающийся размер, при этом указанный по меньшей мере один охлаждающий канал (44) в указанном по меньшей мере в одном углубленном участке (40) наклонен в направлении уменьшения размера.

5. Аэродинамический профиль (10) по любому из пп.1-4, имеющий второй столбец (48) перекрывающих друг друга углубленных участков (46) на стороне (20) повышенного давления.

6. Аэродинамический профиль (10) по п.5, имеющий третий столбец (52) перекрывающих друг друга углубленных участков (50) на стороне (22) пониженного давления.

7. Аэродинамический профиль (10) по п.5, имеющий по меньшей мере один охлаждающий канал (58) в каждом углубленном участке (46) на стороне повышенного давления, причем указанные каналы обеспечивают проточное сообщение между внутренней поверхностью (16) и внешней поверхностью (18).

8. Аэродинамический профиль (10) по п.7, в котором охлаждающие каналы (58), образованные в углубленных участках (46) на стороне повышенного давления, смещены в радиальном направлении от охлаждающих каналов (44), образованных в углубленных участках (40), соответствующих линии торможения потока.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.
Наверх