Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами



Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами
Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами
Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами
Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами

 


Владельцы патента RU 2617633:

СНЕКМА (FR)

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.

 

Настоящее изобретение относится к области полых лопаток, в частности к лопаткам газовой турбины, а более конкретно к поворотным лопаткам газотурбинных двигателей, в особенности к поворотным лопаткам турбины высокого давления.

Известно, что лопатка имеет, в частности, аэродинамический профиль, простирающийся в продольном направлении, основание, конец напротив основания. На поворотной лопатке турбины лопатка крепится к диску ротора турбины посредством основания. Конец лопатки расположен напротив внутренней поверхности неподвижного кольцевого корпуса, окружающего турбину. Продольное направление аэродинамического профиля соответствует радиальному направлению ротора или двигателя с тем, чтобы быть параллельным относительно оси вращения ротора.

Аэродинамический профиль может быть подразделен на аэродинамические секции, которые сложены в направлении укладки, которое радиально по отношению к оси вращения роторного диска. Секции лопатки таким образом создают поверхность аэродинамического профиля, что непосредственно подвергается воздействию газа, проходящего через турбину. От входного до выходного потока в направлении течения потока флюида эта аэродинамическая поверхность простирается между передней кромкой и задней кромкой, которые соединены вместе поверхностью стороны повышенного давления и поверхностью стороны пониженного давления, также известными как сторона повышенного и сторона пониженного давления.

Турбина, имеющая такие поворотные лопатки, имеет поток проходящего через них газа. Аэродинамические поверхности этих лопаток используются для преобразования максимального количества кинетической энергии, взятой из потока газа, в механическую энергию, которая передается к вращающемуся валу ротора турбины.

Однако как и любое препятствие, присутствующее в газовом потоке, аэродинамический профиль лопатки создает потери кинетической энергии, которые должны быть сведены к минимуму. В частности, известно, что не-незначительную часть этих потерь (в диапазоне от 20% до 30% от общих потерь) можно отнести к наличию функционального радиального зазора между концом каждой лопатки и внутренней поверхностью корпуса, окружающего турбину. Это радиальный зазор позволяет потоку газа просачиваться со стороны повышенного давления лопатки (зона, где давление выше) в направлении стороны пониженного давления (зона, где давление ниже). Этот поток утечки представляет собой поток газа, что не производит никакой работы и что не способствует работе турбины. Кроме того, это также приводит к росту турбулентности на конце лопатки (известной как концевой вихрь), турбулентности, которая создает значительные потери кинетической энергии.

Для того чтобы решить эту проблему, как известно, изменяют укладку секций лопатки в области конца лопатки, с тем чтобы осуществить смещение их укладки в направлении поверхности стороны повышенного давления, желательно, чтобы это смещение происходило постепенно, будучи более выраженным на участках, расположенных ближе к свободному концу конца.

Лопатки этого типа называются лопатками с "усовершенствованным верхом" или лопатками со “смещенными концевым секциями”.

Кроме того, турбинные лопатки и, в частности, поворотные лопатки турбины высокого давления подвергаются высокому уровню температур, внешних газов, поступающих из камеры сгорания. Эти уровни температуры превышают допустимую температуру материала, из которого сделана лопатка, что приводит к необходимости охлаждения лопаток. Недавно разработанные двигатели имеют постоянно растущие уровни температуры с целью повышения общей производительности, и эти температуры приводят к необходимости установки инновационных систем охлаждения для лопаток турбин высокого давления для того, чтобы гарантировать приемлемый срок службы этих деталей.

Наиболее горячее место в движущейся лопатке - ее конец, так что системам охлаждения требуется, прежде всего, охладить верх лопатки.

Многие различные методы уже были предложены для охлаждения лопаток, в частности, можно упомянуть те, что описаны в ЕР 1505258, FR 2891003, и ЕР 1726783.

Следовательно, можно понять, что конкретная конфигурация, которая возникает при использовании метода “смещенных концевых секций”, нарушает производительность и эффективность обычных систем охлаждения в зоне конца лопатки.

К сожалению, верх лопатки всегда является самым горячим участком подвижной лопатки, так что для метода “смещенных концевых секций” жизненно важнобыть способным сосуществовать с системой охлаждения, которая оставалась бы эффективной для того, чтобы сохранить достаточный срок службы детали в этой зоне, при воздействии высокотемпературного входного потока.

Установлено, что эти решения не совместимы с методом “смещенных концевых секций”.

Задачей настоящего изобретения, таким образом, является разработка конструкции лопатки, которая делает возможным сохранить высокую эффективность системы охлаждения верха лопатки, даже когда лопатка имеет улучшенный (расширенный) верх типа “смещенных концевых секций”.

Для решения задачи предложена полая лопатка, имеющая аэродинамический профиль, простирающийся в продольном направлении, основание, конец, внутренний канал охлаждения внутри аэродинамического профиля, полость (или "ванну"), расположенную в конце, открытую к свободному окончанию лопатки и ограниченную торцевой стенкой и ободом, указанный обод простирается между передней кромкой и задней кромкой и включает обод стороны пониженного давления вдоль стороны пониженного давления и обод стороны повешенного давления вдоль стороны повышенного давления, и охлаждающие каналы, соединяющие указанный внутренний канал охлаждения со стороной повышенного давления, указанные каналы охлаждения наклонены по отношению к стороне повышенного давления, укладка аэродинамических секций лопатки на уровне обода конца лопатки представляет смещение по направлению к стороне повышенного давления, это смещение увеличивается по мере приближения к свободному окончанию конца лопатки.

Эта полая лопатка отличается тем, что стенка стороны повышенного давления аэродинамического профиля представляет собой выступающую часть с более чем половиной его длины, простирающейся вдоль продольной части внутреннего охлаждающего канала, и с наружной поверхностью, которая наклонена по отношению к остальной части стороны повышенного давления аэродинамического профиля, и представляющей торцевую поверхность на ее конце, обращенном к полости, торцевая стенка соединена с стенкой стороны повышенного давления в области указанного конца выступающей части и указанные охлаждающие каналы расположены в выступающей части таким образом, чтобы открываться в торцевую поверхность указанной выступающей части, в результате чего расстояние d между осями охлаждающих каналов и их внешнего предела A свободного конца обода стороны повышенного давления больше чем или эквивалентно ненулевому минимальному значению d1. Это значение d1, таким образом, соответствует пороговому значению заранее определенной зависимости от типа лопатки и от условий эксплуатации, которые применяются для сверления каналов.

В целом, благодаря решению в соответствии с настоящим изобретением, положение части стенки стороны повышенного давления, которая включает охлаждающие каналы, смещенные по направлению к стороне повышенного давления, возможно, чтобы средства сверления могли достигнуть необходимого места, не ухудшая производительность охлаждения и, возможно, даже повышая его.

Это решение также представляет дополнительное преимущество, делая возможным дальнейшее улучшение охлаждения части стенки стороны повышенного давления, несущей каналы охлаждения с помощью тепловой накачки и лучшее охлаждение оболочки обода, стороны повышенного давления, полости (или ванной).

Настоящее изобретение также относится к ротору газотурбинного двигателя, турбине газотурбинного двигателя, а также к газотурбинному двигателю, включающему хоть одну лопатку, такую как определена в настоящей спецификации.

Другие преимущества и особенности настоящего изобретения станут более очевидными из нижеследующего описания, приведенного в качестве неограничительного примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

- Фиг. 1 представляет собой вид в изометрии обычной полой роторной лопатки для газовой турбины;

- Фиг. 2 представляет собой вид в изометрии в увеличенном масштабе свободного окончания лопатки с фиг. 1;

- Фиг. 3 представляет собой вид, аналогичный виду на фиг. 2, но частично в продольном разрезе после удаления задней кромки лопатки;

- Фиг. 4 - фрагментарное продольное сечение по линии IV-IV на фиг. 3;

- На Фиг. 5-7 представляют виды, подобные точке зрения фиг. 4, для лопаток, включающих технику “смещенных концевых секций”;

- Фиг. 8 и 9 показывают решение согласно настоящему изобретению; и

- Фиг. 10 и 11 представляют собой виды, сходные с видом на фиг. 8 для первого и второго вариантов осуществления.

В настоящей заявке, если не указано иное, входной и выходной потоки определяются относительно нормального направления потока газа через газотурбинный двигатель (от входящего до выходящего потока). Кроме того, термин "ось двигателя" используется для обозначения оси Х-Х' радиальной симметрии двигателя. Осевое направление соответствует направлению оси двигателя, и радиальное направление представляет собой направление, перпендикулярное указанной оси и пересекающее ее. Аналогичным образом, осевая плоскость - плоскость, содержащая ось двигателя, а радиальная плоскость - плоскость, перпендикулярная указанной оси и пересекающая ее. Поперечное (или касательное) направление представляет собой направление, перпендикулярное к оси двигателя и не пересекающее ее. Если не указано иное, прилагательные осевой, радиальный и поперечный (и наречия в осевом направлении, радиально и в поперечном направлении) используются относительно вышеуказанного осевого, радиального и поперечного направлений. Наконец, если не указано иное, прилагательные внутренний и внешний используются относительно радиального направления таким образом, что внутренняя (т.е. радиально внутренняя) часть или поверхность элемента расположена ближе к оси двигателя, чем наружная (т.е. радиально внешняя) часть или поверхность этого же элемента.

Фиг. 1 представляет собой пример вида обычной полой лопатки 10 для газовой турбины в перспективе. Охлаждающий воздух (не показан) протекает внутри лопатки из нижней части основания 12 лопатки, вдоль аэродинамического профиля 13, в продольном направлении RR' лопатки 13 (вертикальное направлении на фигуре, и радиальное направление относительно оси вращения Х-Х' ротора), к концу 14 лопатки (вверху на фиг. 1), и этот охлаждающий воздух затем выходит через выходное отверстие, чтобы присоединиться к основному газовому потоку.

В частности, этот охлаждающий воздух протекает во внутреннем канале охлаждения, расположенном внутри лопатки и заканчивающемся на конце 14 лопатки в сквозных отверстиях 15.

Тело лопатки профилировано так, чтобы образовать стенку 16 стороны повышенного давления (слева на всех фигурах) и стенку 18 стороны пониженного давления (справа на всех фигурах).

Стенка 16 стороны повышенного давления, как правило, вогнутой формы, и это первая стенка, принимающая поток горячего газа, т.е. это наружная поверхность, обращенная в сторону входящего потока в сторону выходящего потока на стороне повышенного давления газа и упоминаемая как “поверхность стороны повышенного давления” или более просто “сторона 16a повышенного давления”.

Стенка 18 стороны пониженного давления выпуклая и встречает поток горячего газа позднее, она на стороне пониженного давления газа вдоль ее внешней поверхности, которая обращена вниз и упоминается как “поверхность стороны пониженного давления” или более просто “сторона 18а пониженного давления”.

Стенки 16 и 18 сторон повышенного и пониженного давления соединяются в передней кромке 20 и в задней кромке 22, которые проходят радиально между концом 14 лопатки и верхом основания 12 лопатки.

Как видно из увеличенных видов фиг. 2-4, на конце 14 лопатки, внутренний канал 24 охлаждения образован внутренней поверхностью 26а торцевой стенки 26, которая простирается над всем концом 14 лопатки между стенкой 16 стороны повышенного давления и стенкой 18 стороны пониженного давления, и таким образом, от передней кромки 20 к задней кромке 22.

На конце 14 лопатки, стенки 16 и 18 сторон повышенного и пониженного давления образуют обод 28 полости 30, который открыт, в направлении от внутреннего канала 24 охлаждения, т.е. в радиально наружу (наверх во всех фигурах). Точнее, обод 28 образован ободом 281 стороны повышенного давления около стенки 16 стороны повышенного давления и ободом 282 стороны пониженного давления около стенки 18 стороны пониженного давления. Как можно увидеть на фигурах, эта открытая полость 30, таким образом, ограничена сбоку внутренней поверхностью обода 28 и в нижней части наружной поверхностью 26b торцевой стенки 26.

Обод 28, таким образом, образует тонкую стенку вдоль профиля лопатки, которая защищает свободное окончание конца 14 лопатки 10 от контакта с соответствующей внутренней кольцевой поверхности корпуса 50 турбины (см. фиг. 4).

Как можно увидеть более ясно на разрезе, показанном на фиг. 4, который показывает прототипную технологию охлаждения, включающую отверстия под ванной, наклонные охлаждающие каналы 32, проходящие через стенку 16 стороны повышенного давления, чтобы соединить внутренний охлаждающий канал 24 с внешней поверхностью стенки 16 повышенного давления, т.е. стороной повышенного давления 16a.

Эти охлаждающие каналы 32 наклонены так, чтобы открываться в направлении к верху 28а обода, с тем, чтобы охладить его с помощью струи воздуха, которая идет в направлении верха 28а обода 28 вдоль стенки 16 повышенного давления.

Эффективность охлаждения, которое исходит от этих охлаждающих каналов 32, регулируется в основном двумя геометрическими параметрами этих охлаждающих каналов 32 (см. фиг. 4):

• общая радиальная протяженность D охлаждающих каналов 32 между двумя радиусами R1 и R2 (соответственно высота впускного отверстия 32b и высота выпускного отверстия 32а охлаждающих каналов 32 в стороне 16 повышенного давления); чем больше эта радиальная протяженность D, тем больше явление охлаждения тепловым нагнетанием применяется к большей части лопатки вдоль оси R-R'; и

• высота выпускных отверстий 32а охлаждающих каналов 32 в стороне 16 повышенного давления указанного радиуса R2 называемого радиусом “выхода”; чем больше это радиус R2, тем более эффективна внешняя пленка охлаждающего воздуха на всем пути к верхней части ванны, т.е. к верху 28а обода 281 стороны повышенного давления.

Наконец, промышленные возможности создания охлаждающих каналов 32 (которые обычно изготавливают путем электроэрозионной обработки (ЭЭО)), требуют такой угол α между осью охлаждающего канала 32 и наружной поверхностью 281а обода 281 стороны повышенного давления, который достаточен, чтобы оставить достаточный зазор, позволяющий пройти соплу ЭЭО.

Можно увидеть, что если геометрическая конфигурация охлаждающего канала 32 на фиг. 4 используется без изменений для лопатки 10', которая также включает "смещенные концевые секции” (фиг. 5), зазор оси охлаждающего канала 32 (угол α) уже недостаточен. При таких обстоятельствах ось охлаждающего канала 32 мешает ободу 281' стороны повышенного давления, либо находясь слишком близко к нему или пересекая его, как показано на фиг. 5. Таким образом, невозможно сделать охлаждающий канал 32 сверлением.

На фиг. 5 лопатке 10' со "смещенными концевыми секциями" даются те же ссылочные знаки, которые используются для лопатки на фиг. 1-4, вместе с добавочным символом (“'”) для частей, которые были изменены.

В частности, различия касаются только формы обода 28', который больше не является параллельным продольному направлению R-R' лопатки 10', т.е. радиальному направлению.

Секции S аэродинамического профиля считаются соответствующими контуру аэродинамического профиля в секциях в плоскостях разреза, которые ортогональны продольному направлению R-R' лопатки, то есть в радиальном направлении. Для лопатки 10 все секции S аэродинамического профиля сложены в направлении укладки, параллельном продольному направлению R-R' лопатки, т.е. в радиальном направлении, секции наложены друг на друга (см. фиг. 4).

Для лопатки 10' на фиг. 5 секции S аэродинамического профиля части аэродинамического профиля, включая внутренний охлаждающий канал 24 и торцевую стенку 26, аналогичным образом уложены в радиальном направлении лопатки. Тем не менее, секции S1, S2, S3, и S4 аэродинамического профиля обода 28' (т.е. концевые секции) укладываются так, чтобы их укладка смещалась к стороне 16а повышенного давления, при этом постепенно и увеличиваясь для секций ближе к верху 28a' (в порядке S1, S2, S3 и S4 на фиг. 5).

"A" обозначает внешнюю границу свободного конца обода 281' стороны повышенного давления, при этом называется далее как конец A обода 281' стороны повышенного давления.

Кроме того, показан обод 28', также имеющий расширение 283' в ободе 281' стороны повышенного давления в месте расположения внешней границы свободного конца A указанного обода 281' стороны повышенного давления, т.е. в месте границы стороны повышенного давления на верху 28a'.

Это расширение 283' представлено на некоторых из сложенных секций (S3 и S4) на фиг. 5 и ведет к концу А, имеющему заостренную форму в разрезе, с осью охлаждающего канала 32, пересекающей эту заостренную форму.

Эту заостренную форму, которая возникает при обработке лопатки 10, следует рассматривать как дополнительную и несущественную.

Для того, чтобы смягчить эту проблему и сделать смещение концевой секции совместимым с отверстиями под ванной, вполне естественно изменить форму ванны и таким образом ухудшить ее тепловую эффективность:

• первое решение, как показано на фиг. 6, имеет охлаждающие каналы 32’, которые легко просверлить, за счет уменьшения высоты радиуса R2 выхода до значения R2' без изменения общей радиальной протяженности D (высота входного радиуса R1 канала охлаждения снижается до значения R1'); при таких обстоятельствах (в таких условиях), уменьшая радиус R2 и опуская положение выходов каналов охлаждения, более невозможно получить удовлетворительное охлаждение конца лопатки, образованного ободом 28'; и

• второе решение, как показано на фиг. 7, имеет охлаждающие каналы 32ʺ, которые легко просверлить, и состоит в уменьшении общей радиальной протяженности D до значения Dʺ, не изменяя высоту радиуса R2 выхода; при таких обстоятельствах, при увеличении радиуса R1 до значения R1ʺ, можно получить удовлетворительное охлаждение конца лопатки, образованного ободом 28', но явления теплового охлаждения путем нагнетания уже недостаточно, так как оно эффективно в области лишь небольшой части лопатки вдоль оси R-R'.

В целях снижения этих недостатков настоящее изобретение предлагает решение, представленное на фиг. 8-11 и описанное ниже.

Лопатка 110 имеет обод 28', снабженный смещением концевой секции, как описано выше со ссылкой на фиг. 5.

Стенка 16 стороны повышенного давления изменяется в ее средней части, которая примыкает к ободу 281' стороны повышенного давления, в которой эта промежуточная часть образует выступ к стороне 16a повышенного давления.

Точнее, промежуточная часть представляет собой выступающую часть 161, такую, что в этой выступающей части сторона 16а повышенного давления больше не направлена в продольном направлении R-R', т.е. в радиальном направлении, но наклонена так, чтобы постепенно отходить дальше от стороны 18a пониженного давления по мере приближения к ободу 28' в продольном направлении R-R'.

Более половины длины этой выступающей части 161 проходит вдоль продольной части внутреннего охлаждающего канала 24 (а именно радиально наиболее удаленная часть в собранном двигателе).

Смещая стенку 16 стороны повышенного давления в направлении, где сверлится отверстие, можно сохранить радиусы R2 и R1 фиг. 4 и подвинуть ось охлаждающих каналов 132 в конце А обода 281' стороны повышенного давления достаточно далеко, чтобы позволить совершить сверление.

Эта выступающая часть 161 проходит по всей высоте охлаждающих каналов 132 между радиусами R2 и R1 (где R2>R1) и видна на стороне 16а повышенного давления в форме наружной поверхности или поверхности 161а стороны повышенного давления, торцевой поверхности 161b, обращенной к ободу 28', и внутренней поверхности 161c, обращенной к внутреннему каналу охлаждения 24.

Поверхность 161а стороны повышенного давления выступающей части 161 постепенно наклоняется от радиального направления R-R', приближаясь к торцевой поверхности 161b. Предпочтительно, чтобы угол наклона β, образованный между поверхностью 161а стороны повышенного давления выступающей части 161 и продольным направлением R-R', т.е. в радиальном направлении, находился в диапазоне от 10° до 60°, более предпочтительно в диапазоне от 20° до 50°, и преимущественно в диапазоне от 25° до 35°, в частности находясь близко к 30°.

Кроме того, угол наклона α охлаждающих каналов 132 по отношению к продольному направлению R-R', т.е. в радиальном направлении, находится в диапазоне от 10° до 60°, предпочтительно в диапазоне от 20° до 50°, и преимущественно в диапазоне от 25° до 35°, в частности находясь близко к 30°.

При такой конфигурации ненулевое минимальное расстояние d1 доступно по измерению разности d между параллелью к продольному направлению R-R', проходящему через конец A обода 281' стороны повышенного давления, и концом B или внешним краем выступающей части 161, расположенной между поверхностью 161а стороны повышенного давления и торцевой поверхностью 161b. Другими словами, конец B расположен сзади относительно конца A.

Предпочтительное указанное минимальное значение d1 больше или равно 1 миллиметру (мм), или даже 2 мм, и зависит от материала, используемого для осуществления сверления охлаждающих каналов 132.

Как правило, указанные каналы 132 охлаждения расположены в выступающей части 161 таким образом, чтобы открываться в торцевую поверхность 161b выступающей части 161.

Таким образом, получается поток F1 охлаждающего воздуха (см. фиг. 8), который отбрасывается внешним потоком горячего газа, проходящего от стороны 16a повышенного давления в направлении стороны 18a пониженного давления через зазор, который существует между верхом лопатки и соответствующей внутренней кольцевой поверхностью корпуса 50 турбины в результате положительного градиента давления между стороной 16a повышенного давления и стороной 18a пониженного давления.

Эта конфигурация создает поток F2 в зоне рециркуляции (угловой зоне), что обеспечивает эффективное перемешивание между охлаждающим газовым потоком F1 и внешним горячим газом, независимо от положения выходных отверстий охлаждающих каналов 132 в торцевой поверхности 161b указанной выступающей части 161.

Таким образом, использование выступающей части 161 по изобретению делает возможным дополнительно улучшить эффективность охлаждения, создаваемого воздухом, поступающим из охлаждающих каналов 132.

Согласно предпочтительной геометрической конструкции, показанной на фиг. 8-11, расстояние Δ (см. фиг. 9) между концом В торцевой поверхности 161b выступающей части 161 и остальной частью стенки 16 стороны повышенного давления не меньше, чем разность между, во-первых, смещением E, измеряемым между концом А обода 281' стороны повышенного давления и остальной частью стенки 16 стороны повышенного давления, и, во-вторых, указанным расстоянием d между осями охлаждающих каналов 132 и концом A обода 281' стороны повышенного давления; это расстояние A соответствует осевой протяженности торцевой поверхности 161b указанной выступающей части 161. Другими словами:

Δ≥E-d

Для того чтобы избежать увеличения веса конструкции, толщина е стенки 16 стороны повышенного давления аэродинамического профиля лопатки 110 по существу постоянна и в выступающей части 161, и в остальной части стенки 16 стороны повышенного давления, а также по существу равна толщине стенки в зоне 161d выступающей части 161 (см. фиг. 9), присоединенной на уровне торцевой стенки и перед основанием обода 281' стороны повышенного давления.

Следует отметить, что толщина стенок считается в направлении, ортогональном к наружной поверхности рассматриваемой зоны.

Эта характеристика показана на фиг. 9, где эта толщина е может быть увидена: под выступающей частью 161, в месте расположения выступающей части 161 вдоль охлаждающих каналов 132, и в зоне 161d, расположенной между торцевой поверхностью 161b и внутренним каналом охлаждения, и присоединяющая выступающую часть 161 к торцевой стенке 26.

Для того чтобы избежать уменьшения механической прочности основания лопатки 12, необходимо избежать утолщения стенки 16 стороны повышенного давления в месте выступающей части 161. Для этой цели задняя поверхность стенки стороны повышенного давления отрезается в месте выступающей части 161. В частности, удаляемая зона за выступающей частью 161, в сравнении с обычным профилем стенки 16 стороны повышенного давления и представленная линиями P1 и P2 на фиг. 8, соответствует заштрихованной зоне C на фиг. 9.

Преимущественно, этот дизайн в соответствии с настоящим изобретением с выступающей частью 161, которая не предполагает увеличения толщины стенки, может быть получен с минимальной модификацией существующего инструмента; для литья уже существующая форма сердечника раскапывается до объема, эквивалентного выдавленной поверхности С (по всей ширине стороны повышенного давления) таким образом, чтобы сердечник имел внутренний профиль полости, подходящий для получения выступающей части 161, и этот объем выкапывается из восковой формы, образующей наружную оболочку лопатки.

В этой конфигурации наружная поверхность 161a и внутренняя поверхность 161c выступающей части 161 взаимно параллельны.

Торцевая поверхность 161b выступающей части 161 предпочтительно плоская.

На фиг. 8 и 9 торцевая поверхность 161b выступающей части 161 расположена горизонтально; она направлена перпендикулярно к продольному направлению R-R' лопатки в месте, где охлаждающие каналы 132 открываются в указанную торцевую поверхность 161b.

В показанном примере вся торцевая поверхность 161b выступающей части 161 проходит перпендикулярно продольному направлению R-R' лопатки.

В первом варианте, показанном на фиг. 10, на торцевой поверхности 161b используется фаска, так что торцевая поверхность 161b выступающей части 161 наклонена так, чтобы образовать ненулевой тупой угол γ1 с продольным направлением R-R' лопатки в месте, где охлаждающие каналы 132 открываются в указанную торцевую поверхность 161b. В этом варианте острый угол γ2 формируется между торцевой поверхностью 161b выступающей части 161 и горизонтальным направлением, параллельным оси вращения Х-Х' ротора и ортогональным продольному направлению R-R' лопатки. Этот угол γ2 предпочтительно находится в диапазоне от 10° до 60°, более предпочтительно в диапазоне от 20° до 50°, а преимущественно в диапазоне от 25° до 35°, и в частности, он близок к 30°.

Таким образом, ось охлаждающих каналов 132 ортогональна к торцевой поверхности 161b выступающей части 161 в месте, где охлаждающие каналы 132 открываются в указанную торцевую поверхность 161b. Преимуществом этого варианта является то, что форма выходных отверстий охлаждающих каналов 132 в торцевой поверхности 161b круглая, в отличие от более овальной формы, когда торцевая поверхность 161b горизонтальна, таким образом делая возможным получение более эффективного контроля над выходной секцией охлаждающих каналов 132, и таким образом над скоростью потока охлаждающего воздуха.

На фиг. 8-10 торцевая стенка 26 проходит ортогонально к продольному направлению R-R' лопатки, что соответствует обычной конфигурации.

Кроме того, на фиг. 8-10 торцевая поверхность 161b выступающей части 161 расположена на высоте внешнего радиуса R2, который меньше радиуса R3, соответствующего наружной поверхности 26b торцевой стенки 26 (см. фиг. 8 и 9), которая обращена к полости 30. Таким образом, R2<R3 служит, чтобы гарантировать эффективное охлаждение нижней зоны ванны (если R2>R3, то дно ванны не будет затронуто охлаждением, идущим от охлаждающих каналов 32).

Также на этих фиг. 8-10 торцевая поверхность 161b выступающей части 161 расположена на высоте внешнего радиуса R2, который больше радиуса R4, соответствующего внутренней поверхности 26а торцевой стенки 26 (см. фиг. 8 и 9), которая обращена в сторону внутреннего охлаждающего канала 24. Эта ситуация с R2>R4 позволяет гарантировать, что лопатка 110 должным образом охлаждается выше зоны, термически не покрытой охлаждением, генерируемым полостью 30.

Следовательно, наилучший тепловой компромисс, который может быть найден, это иметь R2<R3 и R2>R4.

Во втором варианте фиг. 11 торцевая стенка 126 выполнена наклонной к продольному направлению R-R' лопатки с образованием угла δ1, который не является прямым углом и который не является нулевым относительно продольного направления R-R' лопатки.

Более точно, верхняя поверхность указанной торцевой стенки 126 в месте, смежном с ободом 281' стороны повышенного давления, образует острый угол δ2, который предпочтительно лежит в диапазоне от 45° до 89°, более предпочтительно в диапазоне от 50° до 65°, и преимущественно в диапазоне 55° до 65°, в частности, находясь близко к 60°, что соответствует острому углу δ2 между верхней поверхностью указанной торцевой стенки 126 и горизонтальным направлением, параллельным оси вращения Х-Х' ротора и ортогональным продольному направлению R-R' лопатки.

1. Полая лопатка (110), имеющая аэродинамический профиль (13), простирающийся в продольном направлении (R-R’), и содержащая основание (12), конец (14), внутренний канал (24) охлаждения внутри аэродинамического профиля, полость (30), расположенную в конце, открытую к свободному окончанию (14) лопатки (110) и ограниченную торцевой стенкой (26, 126) и ободом (28’), причем обод (28’) простирается между передней кромкой (20) и задней кромкой (22) и включает обод (282’) стороны пониженного давления вдоль стороны (18a) пониженного давления и обод (281’) стороны повышенного давления вдоль стороны (16a) повышенного давления, и охлаждающие каналы (132), соединяющие указанный внутренний канал (24) охлаждения со стороной (16) повышенного давления, причем указанные каналы (32) охлаждения наклонены по отношению к стороне (16a) повышенного давления, причем укладка аэродинамических секций (S, S2, S3, S4) лопатки на уровне обода (28’) конца лопатки имеет смещение по направлению к стороне (16a) повышенного давления, увеличивающееся по мере приближения к свободному окончанию конца (14) лопатки (110), отличающаяся тем, что стенка (16) стороны повышенного давления аэродинамического профиля представляет собой выступающую часть (161), более чем половина длины которой простирается вдоль продольной части внутреннего охлаждающего канала (24), и наружная поверхность (161a) которой наклонена по отношению к остальной части стороны (16a) повышенного давления аэродинамического профиля, и имеющую торцевую поверхность (161b) на ее конце, обращенном к полости (30), причем торцевая стенка (26) соединена со стенкой (16) стороны повышенного давления в области указанного конца выступающей части (161) и охлаждающие каналы (132) расположены в выступающей части (161) таким образом, чтобы открываться в торцевую поверхность (161b) указанной выступающей части (161), в результате чего расстояние d между осями охлаждающих каналов (132) и их внешнего предела A свободного конца обода (281’) стороны повышенного давления больше или равно ненулевому минимальному значению d1.

2. Лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что указанное минимальное значение d1 больше или равно 1 мм.

3. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что расстояние (Δ) между концом (В) торцевой поверхности (161b) выступающей части (161) и остальной частью стенки (16) стороны повышенного давления не меньше, чем разность между смещением (E), измеряемым между концом (А) обода (281’) стороны повышенного давления и остальной частью стенки (16) стороны повышенного давления, и указанным расстоянием (d) между осями охлаждающих каналов (132) и концом (A) обода (281’) стороны повышенного давления.

4. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что толщина (е) стенки (16) стороны повышенного давления аэродинамического профиля по существу постоянна и в выступающей части (161), и в остальной части стенки (16) стороны повышенного давления.

5. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что наружная поверхность (161a) и внутренняя поверхность (161c) выступающей части (161) взаимно параллельны.

6. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что торцевая поверхность (161b) выступающей части (161) является плоской.

7. Лопатка (110) по п. 6, отличающаяся тем, что торцевая поверхность (161b) выступающей части (161) наклонена так, чтобы образовать ненулевой тупой угол γ1 с продольным направлением (R-R’) лопатки в месте, где охлаждающие каналы (132) открываются в указанную торцевую поверхность (161b).

8. Лопатка (110) по предыдущему пункту, отличающаяся тем, что оси охлаждающих каналов (132) ортогональны к торцевой поверхности (161b) выступающей части (161) в месте, где охлаждающие каналы (132) открываются в указанную торцевую поверхность (161b).

9. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что указанная торцевая стенка 26 проходит ортогонально к продольному направлению лопатки.

10. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что указанная торцевая стенка (126) проходит вдоль наклона так, чтобы образовать ненулевой угол (δ1), не являющийся прямым углом относительно продольного направления (R-R’) лопатки (110).

11. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что охлаждающие каналы (132) открыты в окрестность внешнего конца (B) выступающей части (161).

12. Лопатка (110) по п. 1, отличающаяся тем, что угол наклона (α) охлаждающих каналов (132) по отношению к продольному направлению (R-R’) строго больше, чем угол наклона (β), образованный между поверхностью (161a), стороны повышенного давления, выступающей части и продольным направлением (R-R’).

13. Ротор газотурбинного двигателя, включающий по меньшей мере одну лопатку (110) согласно любому из пп. 1-12.

14. Турбина газотурбинного двигателя, включающая по меньшей мере одну лопатку (110) согласно любому из пп. 1-12.

15. Газотурбинный двигатель, включающий по меньшей мере одну лопатку (110) согласно любому из пп. 1-12.



 

Похожие патенты:

Элемент турбины газотурбинного двигателя содержит подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец. Внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство.

Осевая турбина газотурбинного двигателя содержит наружный корпус с установленными в нем неподвижными лопатками и надроторными вставками, образующими с корпусом по меньшей мере одну полость наддува, соединенную с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками, имеющими профильную часть, ограниченную вогнутой и выпуклой поверхностями.

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах.

абочая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит верхнюю торцевую бандажную полку, с размещенными на ней зубцами лабиринтного уплотнения. Бандажная полка имеет сквозную полость для охлаждающего воздуха и выполнена в виде параллелограмма, две стороны которого ориентированы в направлении вращения, а две другие имеют противоположно направленные вырезы с контактными поверхностями и охватывающими их компенсаторами напряжений.

Осевая турбомашина (1) включает рабочую лопаточную решетку, которая образована рабочими лопатками (3), у каждой из которых имеется передняя кромка (8) и расположенная в радиальном направлении снаружи свободная вершина (15) лопатки.

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.

Элемент турбины газотурбинного двигателя содержит подложку, имеющую наружную поверхность, внутреннюю поверхность и торец. Внутренняя поверхность ограничивает по меньшей мере одно полое внутреннее пространство.

Узел инжекционного охлаждения для использования во внутренней платформе сопловой лопатки турбины содержит вставку инжекционного охлаждения, камеру инжекционного охлаждения и трубный элемент.

Направляющая лопатка турбины имеет аэродинамически изогнутую рабочую часть лопатки, которая имеет снабженную дроссельным элементом канальную систему из канальных участков для направления охлаждающего средства.

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.

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.
Наверх