Направляющая лопатка турбины, снабженная дроссельным элементом

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.

 

Изобретение касается направляющей лопатки турбины, имеющей аэродинамически изогнутую рабочую часть лопатки, которая имеет оснащенную дроссельным элементом канальную систему из канальных участков для направления охлаждающего средства.

Такого рода лопатка турбины известна, например, из WO 01/36790 А1. Дросселирование расхода охлаждающего средства известной лопатки турбины осуществляется с помощью заглушки, которая устанавливается в направляющие лопатки турбины в месте разворота канала охлаждения. В зависимости от глубины проникновения заглушки, проточное поперечное сечение места разворота и вместе с тем количество протекающего охлаждающего воздуха может просто регулироваться в предопределенной мере. При этом с помощью заглушки могут компенсироваться обусловленные литьем разности размеров, которые возникают при изготовлении лопатки турбины, благодаря чему может предотвращаться чрезмерный расход охлаждающего воздуха.

Кроме того, известно, что вместо дросселя в месте разворота может также размещаться отверстие для отбора охлаждающего воздуха. В этом случае применение дросселя в этом месте до сих пор было невозможно.

Задачей настоящего изобретения является предоставить альтернативную направляющую лопатку турбины, у которой, несмотря на имеющееся в месте разворота отверстие для вывода охлаждающего средства из лопатки турбины, впоследствии возможно дросселирование.

Задача, направленная на лопатку турбины, решается с помощью лопатки турбины в соответствии с признаками п. 1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления указаны в зависимых пунктах формулы изобретения. Их признаки могут комбинироваться друг с другом произвольным образом.

В основе изобретения лежит идея о том, чтобы у направляющей лопатки турбины, имеющей аэродинамически изогнутую рабочую часть лопатки, которая имеет оснащенную дроссельным элементом канальную систему из канальных участков для направления охлаждающего средства, выполнить дроссельный элемент так, чтобы он также обеспечивал возможность отбора охлаждающего средства. Следовательно, он должен быть оснащен входным отверстием, выходным отверстием, а также соединяющим эти два отверстия каналом. Поэтому дроссельный элемент служит теперь уже не только для дросселирования. Одновременно он также используется как разветвитель для разделения охлаждающего средства на два отдельных потока охлаждающего средства. Первый из двух отдельных потоков охлаждающего средства продолжает течь внутри направляющей лопатки турбины и используется для охлаждения рабочей части лопатки. Другой из двух отдельных потоков охлаждающего средства непосредственно выводится из направляющей лопатки турбины. Последнее предпочтительно, в частности, тогда, когда на том конце, на котором охлаждающее средство выводится из направляющей лопатки турбины, расположены другие компоненты газовой турбины, которые либо должны охлаждаться, либо направляющие лопатки турбины (или же другие конструктивные элементы) образуют с ними зазоры, в которые мог бы проникать горячий газ газовой турбины. Благодаря предоставлению охлаждающего средства на этих компонентах газовой турбины упомянутые зазоры закрываются вытекающим охлаждающим средством, так что проникновение горячего газа может надежно предотвращаться. Как охлаждение других компонентов газовой турбины, так и закрытие зазоров от втягивания горячего газа препятствует преждевременному старению конструктивных элементов вследствие недопустимо высоких температур материала и тем самым продлевает срок их службы.

Согласно изобретению дроссельный элемент вставлен в направляющую лопатку турбины и выполнен в форме стакана с расположенным на окружной стороне входным отверстием для охлаждающего средства, причем это отверстие стакана дроссельного элемента расположено в наружной поверхности направляющей лопатки турбины. В этом случае отверстие стакана представляет собой выходное отверстие для втекающего в дроссельный элемент отдельного потока охлаждающего средства. С помощью этого исполнения предоставляется сравнительно простая конструкция разветвителя течения, при этом другой из двух отдельных потоков охлаждающего средства создается за счет того, что поступающее течение охлаждающего средства протекает, минуя дроссельный элемент, точнее говоря, входное отверстие дроссельного элемента, и затем в находящиеся ниже по течению канальные участки канальной системы. Другое преимущество этой конструкции заключается в том, что с помощью одного единственного конструктивного элемента, вставленного в литую направляющую лопатку турбины дроссельного элемента, может осуществляться разделение поступающего течения охлаждающего средства на два отдельных потока. Разделение течения охлаждающего средства зависит от размера входного отверстия и от оставшегося проточного поперечного сечения в месте дросселя в канальной системе.

Этот вариант осуществления имеет то дополнительное преимущество, что уже существующие в поле, испытывающие эксплуатационные нагрузки направляющие лопатки турбины при необходимости могут дооснащаться такого рода дроссельным устройством, без необходимости обработки, модификации или, соответственно, подготовки к этому направляющих лопаток турбины.

Кроме того, отверстие стакана может также иметь бортик, диаметр которого больше, чем отверстие, в которое вставлен дроссельный элемент. Это препятствует тому, чтобы при вставлении дроссельного элемента он мог упасть в канальные участки и при этом потеряться.

Обычно направляющая лопатка турбины представляет собой литой конструктивный элемент, который выполнен практически или полностью монолитным. Целесообразным образом направляющая лопатка турбины включает в себя область ножки и область головки для крепления. Обе области расположены на концах рабочей стороны лопатки с двух сторон. Дроссельный элемент может быть расположен в области ножки и/или в области головки. Область ножки направляющей лопатки турбины служит для крепления направляющей лопатки турбины к кольцеобразной обойме направляющих лопаток. От области ножки радиально внутрь распространяется рабочая часть лопатки, к внутреннему концу которой примыкает область головки. Область ножки и область головки включают в себя каждая, как правило, так называемую платформу для локального радиального ограничения канала для горячего газа газовой турбины. На отвернутой от канала для горячего газа стороне внутренней платформы предусмотрены крючки, которые являются частью области головки и к которым, как правило, крепится так называемая U-образная манжета. С ее помощью направляющие лопатки турбины или же сегменты направляющих лопаток газовой турбины одного венца направляющих лопаток газовой турбины соединяются друг с другом. Так как эти U-образные манжеты при необходимости должны охлаждаться и образуемые этими компонентами с ротором зазоры должны закрываться от проникновения горячего газа, особенно предпочтительно, когда охлаждающее средство, обычно направляемое через направляющие лопатки турбины, на конце направляющей лопатки турбины в области головки снова отбиралось через дроссельный элемент и там могло использоваться для втулки.

Кроме того, предпочтительным является то усовершенствование, при котором в рабочей части лопатки два расположенных приблизительно параллельно друг другу канальных участка охлаждения через расположенную в области ножки или в области головки область разворота по потоку соединены друг с другом, а дроссельный элемент поперек локального направления протекания охлаждающего средства в области разворота вдается в эту область. В этом случае между двумя расположенными параллельно друг другу канальными участками имеется перегородка, которая заканчивается в области разворота, так что дроссельный элемент, в зависимости от глубины проникновения, может быть ближе или дальше от конца этой перегородки. Поэтому упомянутая перегородка является частью дроссельного устройства, так что уже имеющиеся в направляющей лопатке турбины элементы выполняют дополнительную функцию, для которой они не были предусмотрены первоначально, если дроссельный элемент монтируется впоследствии.

Отбор охлаждающего средства с малыми потерями давления через дроссельный элемент может осуществляться, когда входное отверстие обращено к поступающему течению охлаждающего средства.

Во избежание так называемых областей стоячей воды в течении охлаждающего средства или, соответственно, в канальной системе непосредственно ниже по потоку от дроссельного элемента и вместе с тем хуже охлаждаемых стенок лопатки, в дроссельном элементе предпочтительно предусмотрено по меньшей мере одно дополнительное расположенное с окружной стороны проточное отверстие. При этом площадь поперечного сечения всех проточных отверстий предпочтительно существенно меньше, чем площадь поперечного сечения входного отверстия. Предпочтительно проточные отверстия находятся напротив входного отверстия и, следовательно, на той стороне дроссельного элемента, по которой стекает первоначально остающийся в направляющей лопатке турбины отдельный поток охлаждающего средства. Возможно даже, чтобы такого рода проточные отверстия были размещены в дроссельном элементе даже тогда, когда он не выполнен для отбора охлаждающего воздуха, то есть выполнен не частично трубчатым, а массивным.

Для изобретения несущественно, осуществляется ли при этом подача охлаждающего средства в области ножки или в области головки. Предпочтительно, однако, дроссельный элемент расположен в той области, которая находится напротив подачи.

Другие преимущества и признаки изобретения поясняются подробнее с помощью чертежа, приведенного ниже. Показано:

фиг. 1: направляющая лопатка турбины на изображении в перспективе, с рассеченной рабочей частью лопатки и вставленным в области ножки дроссельным элементом и

фиг. 2: поперечное сечение рабочей части направляющей лопатки турбины в области втулки с находящимся в ней дроссельным элементом.

Направляющая лопатка 10 турбины для стационарной газовой турбины изображена в перспективе на фиг. 1. Направляющая лопатка 10 турбины включает в себя область 12 ножки, аэродинамически изогнутую рабочую часть 14 лопатки, а также область 16 головки, которые следуют поочередно по продольной оси 18. В смонтированном состоянии в газовой турбине область 12 ножки размещена радиально снаружи, а область 16 головки радиально внутри. Как область 12 ножки, так и область 16 головки включают в себя каждая платформу 20, которые образуют локальное радиальное ограничение кольцеобразной траектории горячего газа газовой турбины в области упомянутой направляющей лопатки 10 турбины. Поэтому рабочая сторона 14 лопатки распространяется через кольцеобразный канал 22 для горячего газа. Как область 22 ножки, так и область 16 головки на своих отвернутых от канала 22 для горячего газа сторонах имеют несколько крючков 24 для крепления. Предусмотренные в области 12 ножки крючки 24 служат для крепления направляющей лопатки 10 турбины к не изображенной кольцеобразной обойме направляющих лопаток турбины. В отличие от этого, крючки, размещенные в области 16 головки, служат для крепления так называемой U-образной манжеты, которая здесь также подробно не изображена.

Рабочая сторона 14 лопатки включает в себя переднюю кромку 17 и заднюю кромку 19, между которыми распространяются расположенные одна со стороны нагнетания и одна со стороны всасывания стенки 40, 42 рабочей стороны. Изображенная на фиг. 1 рабочая сторона 14 лопатки показана не полностью в перспективе, а частично в продольном сечении. При этом изображены канальные участки 26 канальной системы 28, имеющиеся внутри рабочей стороны 15 лопатки. Таким образом, канальная система 28, включающая в себя канальные участки 29, расположена между двумя стенками 40, 42 (фиг. 2). Канальная система 28 выполнена для направления охлаждающего средства, которое может подаваться через расположенное в области ножки отверстие 30 направляющей лопатки 10 турбины. В показанном примере осуществления предусмотрены три параллельно расположенные рядом друг с другом канальных участка 26, два из которых в области головки через область 30 разворота по потоку соединены друг с другом. В этой области 30 разворота направляющая лопатка 10 турбины имеет отверстие 31, в которое снаружи вставлен дроссельный элемент 32. Чтобы защитить направляющую лопатку 10 турбины от потери дроссельного элемента, дроссельный элемент 32 может быть точечно или же по периметру приварен или припаян к литой направляющей лопатке 10 турбины.

Дроссельный элемент 32 выполнен в форме стакана, имеющего цилиндрическую боковую поверхность и дно 34 стакана, которое, образуя зазор, расположено напротив перегородки 36, разделяющей два канальных участка 26.

Идентичные признаки на всех фигурах снабжены одинаковыми ссылочными обозначениями. При этом на фиг. 2 показана направляющая лопатка 10 турбины в соответствии с сечением II-II на фиг. 1, включающая в себя область 16 головки и расположенные в ней крючки 24 на изображении в перспективе. Вставленный снаружи в области головки в направляющую лопатку 10 турбины дроссельный элемент 32 изображен в перспективе и имеет входное отверстие 37, которое обращено к одному (26а) из канальных участков 26. Через входное отверстие 37 видно отверстие 38 стакана. Дно 34 стакана находится напротив обращенного к головке конца 39 (фиг. 1) перегородки 36, образуя зазор.

В показанном примере осуществления дроссельный элемент 32 выполнен цилиндрическим с постоянным диаметром. Разумеется, возможно также, чтобы дроссельный элемент был выполнен цилиндрическим с различными на разных участках диаметрами или же коническим.

По бокам на расстоянии от дроссельного элемента 32 расположены внутренние поверхности стенок 40, 42 рабочей стороны лопатки, так что поступающее из канального участка 26а течение охлаждающего средства, чаще всего охлаждающий воздух, для разделения на два потока охлаждающего воздуха втекает либо во входное отверстие 37, либо в зазоры между внутренними поверхностями стенки лопатки или, соответственно, перегородкой 36 и дроссельным элементом 32. Последний отдельный поток течет затем через канальный участок 26b и первоначально остается в направляющей лопатке 10 турбины. Втекающий во входное отверстие 37 отдельный поток вытекает через отверстие 38 стакана и может использоваться в области втулки для охлаждения размещенных там конструктивных элементов или для закрытия зазоров от втягивания горячего газа.

Во избежание областей течения охлаждающего средства с низкой скоростью течения в дроссельном элементе могут быть также предусмотрены одно или несколько проточных отверстий 41.

Особенно предпочтительно, что с помощью дроссельного элемента 32 все количество охлаждающего воздуха направляющей лопатки 10 турбины, с одной стороны, а также отношение разделения двух отдельных потоков охлаждающего средства, с другой стороны, может регулироваться, даже после того, как направляющая лопатка 10 турбины была отлита. Благодаря экономии охлаждающего воздуха газовая турбина, оснащенная направляющей лопаткой 10 турбины, предлагаемой изобретением, имеет улучшенный коэффициент полезного действия. Одновременно можно дооснащать дроссельным элементом 32 уже испытывающие эксплуатационные нагрузки направляющие лопатки 10 турбины, без необходимости их основательной обработки, когда направляющая лопатка 10 турбины имеет отверстие для отбора текущего в ней охлаждающего средства. Также с помощью дроссельного элемента 32 можно приспосабливать для применения в газовой турбине бывшие в употреблении, однако не отвечающие спецификации направляющие лопатки 10 турбины. При этом может сокращаться процент брака конструктивных элементов, что минимизирует затраты.

В целом изобретение касается направляющей лопатки 10 турбины, имеющей аэродинамически изогнутую рабочую часть 14 лопатки, которая имеет оснащенную дроссельным элементом 32 канальную систему 28 из канальных участков 26 для направления охлаждающего средства. Чтобы предоставить альтернативную направляющую лопатку 10 турбины, у которой может регулироваться как отдельный поток охлаждающего средства, текущий внутри, так и отдельный поток охлаждающего средства, снова выведенный из направляющей лопатки 10 турбины, предлагается, чтобы был выполнен дроссельный элемент 32 для отбора охлаждающего средства

1. Направляющая лопатка (10) турбины, имеющая аэродинамически изогнутую рабочую часть (14) лопатки,

которая имеет снабженную дроссельным элементом (32) канальную систему (28) из канальных участков (26) для направления охлаждающего средства,

отличающаяся тем, что

дроссельный элемент (32) выполнен для отбора охлаждающего средства, причем дроссельный элемент (32) вставлен в направляющую лопатку (10) турбины и выполнен в форме стакана с расположенным на окружной стороне входным отверстием (37) для охлаждающего средства,

при этом отверстие (38) стакана дроссельного элемента расположено в наружной поверхности направляющей лопатки (10) турбины.

2. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 1, которая включает в себя область (12) ножки и область (16) головки для крепления, которые расположены на концах рабочей стороны (14) лопатки с двух сторон, и дроссельный элемент (32) расположен в области (12) ножки и/или в области (16) головки.

3. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 1, у которой в рабочей части (14) лопатки два расположенных приблизительно параллельно друг другу канальных участка (26) через расположенную в области ножки или в области головки область (30) разворота по потоку соединены друг с другом, а дроссельный элемент (32) вдается поперек в область (30) разворота.

4. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 2, у которой в рабочей части (14) лопатки два расположенных приблизительно параллельно друг другу канальных участка (26) через расположенную в области ножки или в области головки область (30) разворота по потоку соединены друг с другом, а дроссельный элемент (32) вдается поперек в область (30) разворота.

5. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 1, которая включает в себя область (12) ножки и область (16) головки для крепления, которые расположены на концах рабочей стороны (14) лопатки с двух сторон, и дроссельный элемент (32) расположен в области (12) ножки и/или в области (16) головки, причем входное отверстие (37) обращено к поступающему течению охлаждающего средства.

6. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 1, у которой в рабочей части (14) лопатки два расположенных приблизительно параллельно друг другу канальных участка (26) через расположенную в области ножки или в области головки область (30) разворота по потоку соединены друг с другом, а дроссельный элемент (32) вдается поперек в область (30) разворота, причем входное отверстие (37) обращено к поступающему течению охлаждающего средства.

7. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 1, которая включает в себя область (12) ножки и область (16) головки для крепления, которые расположены на концах рабочей стороны (14) лопатки с двух сторон, и дроссельный элемент (32) расположен в области (12) ножки и/или в области (16) головки, причем предусмотрено по меньшей мере одно проточное отверстие.

8. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 1, у которой в рабочей части (14) лопатки два расположенных приблизительно параллельно друг другу канальных участка (26) через расположенную в области ножки или в области головки область (30) разворота по потоку соединены друг с другом, а дроссельный элемент (32) вдается поперек в область (30) разворота, причем предусмотрено по меньшей мере одно проточное отверстие.

9. Направляющая лопатка (10) турбины по п. 5 или 6, у которой предусмотрено по меньшей мере одно проточное отверстие



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины.

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.

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.

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.

Полая лопатка имеет аэродинамический профиль, простирающийся в продольном направлении, и содержит основание, конец, внутренний канал охлаждения внутри аэродинамического профиля, полость, расположенную в конце, открытую к свободному окончанию лопатки и ограниченную торцевой стенкой и ободом. Обод простирается между передней кромкой и задней кромкой и включает обод стороны пониженного давления вдоль стороны пониженного давления и обод стороны повышенного давления вдоль стороны повышенного давления, и охлаждающие каналы, соединяющие указанный внутренний канал охлаждения со стороной повышенного давления. Каналы охлаждения наклонены по отношению к стороне повышенного давления. Укладка аэродинамических секций лопатки на уровне обода конца лопатки имеет смещение по направлению к стороне повышенного давления, увеличивающееся по мере приближения к свободному окончанию конца лопатки. Стенка стороны повышенного давления аэродинамического профиля представляет собой выступающую часть, более чем половина длины которой простирается вдоль продольной части внутреннего охлаждающего канала, и наружная поверхность которой наклонена по отношению к остальной части стороны повышенного давления аэродинамического профиля, и имеющую торцевую поверхность на ее конце, обращенном к полости. Торцевая стенка соединена со стенкой стороны повышенного давления в области конца выступающей части. Охлаждающие каналы расположены в выступающей части таким образом, чтобы открываться в торцевую поверхность выступающей части, в результате чего расстояние между осями охлаждающих каналов и их внешнего предела свободного конца обода стороны повышенного давления больше или равно ненулевому минимальному значению. Изобретение направлено на разработку конструкции лопатки, которая делает возможным сохранить высокую эффективность системы охлаждения верха лопатки, даже когда лопатка имеет улучшенный (расширенный) верх типа “смещенных концевых секций”. 4 н. 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

В настоящей заявке описан держатель уплотнения, используемый вокруг ряда отверстий в платформе сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха. Держатель уплотнения может иметь внутреннюю поверхность, обращенную к платформе и имеющую выполненные на ней пазы, совмещенные с проточными отверстиями платформы, и противоположную внешнюю поверхность, вокруг которой расположено уплотнение. Пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы. Предложенный держатель уплотнения обеспечивает улучшенное охлаждение при простоте сборки. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Сопловой аппарат турбины высокого давления содержит перо лопатки, ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, внутреннее кольцо и наружное кольцо, установленные на внутренней полке с образованием между ними кольцевой щели нижней воздушной завесы. Сопловой аппарат снабжен ребрами, выполненными на внутреннем кольце. Ребра равномерно установлены по периметру кольцевой щели. Отношение площади щели для прохода охлаждающего воздуха к ее общей площади с учетом загромождения площади ребрами равно 0,8…0,9, а отношение высоты ребра к ширине паза между ребрами равно 0,16…0,20. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения, стойкость нижней полки, оптимизировать расход охлаждающего воздуха и обеспечить устойчивость стенки наружного кольца на всех режимах. 2 ил.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины. Охлаждаемые рабочие лопаток турбины выполнены в виде профиля, ограниченного входной и выходной кромками, корытом и спинкой, с перегородкой, отделяющей внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, от остальной полости. Внутренняя полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающая к входной кромке, сообщена и с системой подвода воздуха высокого давления, и через перфорационные отверстия на входной кромке с проточной частью турбины. Остальная полость сообщена с системой подвода воздуха низкого давления. При этом остальная полость каждой рабочей лопатки турбины разделена вдоль средней линии профиля продольной перегородкой и образует канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля. В верхней части каждой лопатки выполнены воздушные каналы, соединенные с одной стороны через внутреннюю полость каждой рабочей лопатки турбины, примыкающей к входной кромке, с системой подвода воздуха высокого давления, а с другой стороны с каналом, примыкающим к корыту профиля. Канал, примыкающий к спинке профиля, соединен с системой подвода воздуха низкого давления. При этом каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке профиля соответственно соединены с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя, ресурс и надежность рабочей лопатки турбины. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Данное изобретение относится к турбинному узлу (10, 10а), содержащему в основном полую лопатку (12) и по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d), при этом полая лопатка (12) имеет по меньшей мере первую боковую стенку (16, 18), проходящую от входной кромки (20) к выходной кромке (22) полой лопатки (12), и по меньшей мере одну полость (24), в которой в собранном состоянии упомянутого по меньшей мере одного дефлекторного устройства (14, 14а, 14d) в полой лопатке (12) упомянутое по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d) расположено на заданном расстоянии относительно внутренней поверхности (26) полости (24) для струйно-дефлекторного охлаждения этой по меньшей мере одной внутренней поверхности (26) и с образованием проточного канала (28) для охлаждающей среды (30), проходящего от входной кромки (20) к выходной кромке (22), и при этом упомянутое по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d) содержит первую деталь (42) и вторую деталь (44), расположенные бок о бок в осевом направлении (78), причем вторая деталь (44) расположена за первой деталью (42) при рассматривании в осевом направлении (78), и с осевым расстоянием друг от друга с образованием первого проточного прохода (46), обеспечивающего прохождение с одной стороны лопатки (12) к противоположной стороне лопатки (12). Для минимизации температуры подачи охлаждающей среды в лопатку и увеличения эффективности струйно-дефлекторного охлаждения турбинный узел (10, 10а) содержит по меньшей мере первый блокировочный элемент (32, 32b-d; 34, 34а), который расположен в проточном канале (28) между второй деталью (44) упомянутого по меньшей мере одного дефлекторного устройства (14, 14а, 14d) и упомянутой по меньшей мере первой боковой стенкой (16, 18) полой лопатки (12), причем упомянутая по меньшей мере первая боковая стенка (16, 18) находится на спинке (36) полой лопатки (12) для блокирования потока охлаждающей среды (30) в направлении от входной кромки (20) к выходной кромке (22) полой лопатки (12), препятствуя доступу в секцию (94) проточного канала (28) ниже по потоку после первого блокировочного элемента (32, 32b-d; 34, 34а), направляя охлаждающую среду (30) в первом проточном проходе (46) от спинки (36) к корыту (38) полой лопатки (12). Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Слоистый лист для детали газовой турбины содержит первый и второй покрывающие слои и первый промежуточный слой. Первый покрывающий слой, второй покрывающий слой и первый промежуточный слой сложены вместе один на другой. Первый промежуточный слой расположен между первым покрывающим слоем и вторым покрывающим слоем. Первый промежуточный слой содержит по меньшей мере одно первое удлиненное сквозное отверстие, через которое может протекать охлаждающая текучая среда. При этом первый промежуточный слой содержит по меньшей мере одно дополнительное первое удлиненное сквозное отверстие, которое расположено на расстоянии от первого удлиненного сквозного отверстия. Охлаждающая текучая среда может протекать через упомянутое дополнительное первое удлиненное сквозное отверстие и в плоскости слоистого листа. Первое удлиненное сквозное отверстие и дополнительное первое удлиненное сквозное отверстие соединены так, что охлаждающая текучая среда может перемещаться между первым удлиненным сквозным отверстием и дополнительным первым удлиненным сквозным отверстием. Изобретение направлено на снижение стоимости и сложности изготовления слоистого листа. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания содержит турбинную сопловую лопатку, дефлектор для охлаждающей среды и инжекционную пластину. Турбинная сопловая лопатка имеет вставку, расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность. Дефлектор для охлаждающей среды имеет проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой, в первом контуре. Инжекционная пластина расположена над указанной наружной боковой поверхностью во втором контуре. Между инжекционной пластиной и наружной боковой поверхностью сопловой лопатки расположена камера послеударного давления. Дефлектор для охлаждающей среды дополнительно содержит первый уплотняющий слой, проходящий вокруг инжекционной пластины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 12 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.

Наверх