Узел турбомашины



Узел турбомашины
Узел турбомашины
Узел турбомашины
Узел турбомашины

 


Владельцы патента RU 2619327:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Узел турбомашины содержит лопатку для направления горячего газа во время работы турбомашины, кольцо статора для крепления лопатки, теплозащитный экран для защиты кольца статора от потока горячего газа. Теплозащитный экран располагается в направлении движения потока горячего газа перед кольцом статора. Теплозащитный экран содержит множество каналов, которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха. Каналы располагаются таким образом, что охлаждающий воздух выводится в путь потока горячего газа. Изобретение направлено на защиту кольца статора от потока горячего воздуха и обеспечивает эффективное охлаждение лопатки. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к узлу турбомашины.

В современных турбомашинах различные их компоненты работают при очень высоких температурах. Эти компоненты включают в себя лопасть и лопатку, которые имеют форму аэродинамического профиля. В настоящем изобретении описывается только «лопатка», но это описание может быть перенесено и на «лопасть». Высокие температуры во время работы турбомашины могут привести к повреждению лопатки, поэтому охлаждение лопатки является важным. Охлаждение этих компонентов обычно обеспечивается путем пропускания по каналу, встроенному в лопатку, охлаждающей текучей среды, которая может включать в себя воздух от компрессора турбомашины.

Лопатки, которые типично являются лопатками статора, закрепляются на кольце статора, которое, в свою очередь, прикреплено к корпусу. Эти лопатки часто собираются в сегментах на передней ступени турбомашины и могут иметь бандажную полку на их внутренних концах, чтобы минимизировать вибрационное воздействие из-за изменений потока. Эти лопатки фиксируются таким образом, чтобы предотвратить вращение лопаток относительно корпуса.

Лопатки, а также кольца статора подвергаются воздействию потока горячего газа, что может привести к повреждению этих компонентов. Хотя лопатки охлаждаются путем пропускания охлаждающего воздуха через встроенный в них канал, это охлаждение является недостаточным. Кроме того, кольца статора не защищены от потока горячего газа, вызывающего их повреждение.

EP 1731714 относится к устройству для блокирования зазора для стенки канала для ограничения потока, и к использованию этого устройства для блокирования зазора для улучшения эффективности и стабильности горения и для увеличения срока службы стенки канала.

EP 1741877 относится к корпусу, имеющему стеновую конструкцию, которую окружает путь потока. Поток направляется в путь потока, и стеновая конструкция располагается на теплозащитном экране.

US 6082961 относится к системе для охлаждения платформы, имеющей платформу направляющей лопатки. Охлаждение осуществляется с помощью ряда отверстий для охлаждения, которые образованы в сегменте камеры сгорания и обеспечивают охлаждающий воздух в зазоре между сегментом камеры сгорания и платформой направляющей лопатки.

Патент US 3300178 A описывает систему охлаждения, в которой экран из листового металла располагается на небольшом расстоянии от поверхности концевого кольца, и охлаждающий воздух может подаваться в промежуточное пространство.

Патент US 7766609 B1 описывает лопатку турбины с теплозащитным экраном на бандажной полке, имеющую каналы между теплозащитным экраном и стенкой лопатки.

Поэтому целью настоящего изобретения является обеспечить защиту кольца статора от потока горячего воздуха и обеспечить эффективное охлаждение лопатки.

Эта цель достигается в узле турбомашины согласно п. 1 формулы изобретения.

Узел турбомашины согласно изобретению включает в себя лопатку для направления горячего газа во время работы турбомашины, кольцо статора для крепления лопатки, теплозащитный экран для защиты кольца статора от потока горячего газа, причем теплозащитный экран располагается перед кольцом статора в направлении движения потока горячего газа, и отличается тем, что теплозащитный экран содержит множество каналов, образованных в нем для направления охлаждающего воздуха. За счет наличия теплозащитного экрана перед кольцом статора в направлении движения потока горячего газа обеспечивается защита кольца статора. Дополнительно, множество каналов в теплозащитном экране направляют охлаждающий воздух под высоким давлением к лопатке, обеспечивая эффективную систему охлаждения.

В одном варианте воплощения множество каналов выполнены с возможностью направлять охлаждающий воздух в путь потока горячего воздуха. Каналы увеличивают эффективность охлаждения путем обеспечения воздуха под высоким давлением.

В одном варианте воплощения лопатка включает в себя часть аэродинамического профиля и корневую часть, причем корневая часть установлена на кольце статора. Кольцо статора обеспечивает крепление лопатки, тем самым предотвращая перемещение лопатки во время работы турбомашины.

В другом варианте воплощения лопатка включает в себя головную часть, расположенную на противоположном конце относительно корневой части, причем головная часть прикреплена ко второму кольцу статора.

В одном варианте воплощения теплозащитный экран прикреплен ко второму кольцу статора, чтобы защитить его от потока горячего газа.

В другом варианте воплощения теплозащитный экран имеет кольцевую форму и соединен с кольцом статора. Теплозащитный экран тем самым закрывает кольцо статора и защищает его от потока горячего газа. В одном варианте воплощения множество каналов в теплозащитном экране образованы, используя технологию лазерного спекания. Технология лазерного спекания обеспечивает эффективный способ образования требуемой трехмерной формы с каналами, чтобы гарантировать эффективность охлаждения.

Приведенные выше и другие признаки настоящего изобретения будут далее описаны со ссылкой на прилагаемые чертежи. Описываемые варианты воплощения используются для иллюстрации и не ограничивают изобретение. На чертежах и в описании подобные ссылочные позиции обозначают подобные части.

Фиг. 1 - схематическое изображение газовой турбины.

Фиг. 2 - местный вид статора газовой турбины на фиг. 1.

Фиг. 3 - вид статора в разрезе по линии III-III, включая теплозащитный экран.

Фиг. 4 - схематическое изображение, иллюстрирующее в увеличенном масштабе часть статора с теплозащитным экраном согласно аспектам настоящего изобретения.

Варианты воплощения настоящего изобретения относятся к узлу турбомашины. Турбомашина может включать в себя газовую турбину, паровую турбину, турбовентиляторный двигатель и т.п.

На фиг. 1 представлено схематическое изображение турбомашины, такой как газовая турбина 10, иллюстрирующее ее внутренние компоненты. Газовая турбина 10 включает в себя ротор 13, который установлен с возможностью вращения относительно оси 12 вращения, имеет вал 11, и также называется ротор турбины.

Газовая турбина 10 включает в себя впускной корпус 14, компрессор 15, кольцевую камеру 20 сгорания с множеством коаксиально расположенных горелок 17, турбину 18 и выхлопной корпус 19, которые располагаются последовательно один за другим вдоль ротора 13.

Кольцевая камера 20 сгорания сообщается с кольцевым проходом 21 для горячего газа, в котором, например, четыре последовательные ступени 22 турбины образуют турбину 18.

Можно отметить, что каждая ступень 22 турбины образована, например, двумя кольцами лопастей или лопаток. Если смотреть в направлении движения потока рабочей среды 23, в проходе 21 для горячего газа за рядом 25 направляющих лопаток 40 располагается ряд 35, образованный лопастями 30 ротора. Направляющие лопатки 40 прикреплены к внутреннему корпусу 48 статора 53, а лопасти 30 ротора ряда 35 установлены на роторе 13, например, с помощью диска 43 турбины.

Генератор, который не показан на фиг. 1, соединен с ротором 13. Во время работы газовой турбины 10, компрессор 15 засасывает воздух 45 через впускной корпус 14 и сжимает его. Сжатый воздух, полученный на стороне турбины компрессора 15, подается к горелкам 17, где он смешивается с топливом. Смесь затем сжигается в камере 20 сгорания, образуя рабочую среду 23. Отсюда рабочая среда 23 течет вдоль прохода 21 для горячего газа, проходя через направляющие лопатки 40 и лопасти 30 ротора. Рабочая среда 23 расширяется на лопастях 30 ротора, передавая им движущую силу, так что лопасти 30 ротора приводят в движение ротор 13, который, в свою очередь, приводит в движение соединенный с ним генератор.

Дополнительно, когда газовая турбина 10 работает, компоненты, которые подвергаются воздействию горячей рабочей среды 23, испытывают термические напряжения. Направляющие лопатки 40 и лопасти 30 ротора первой ступени 22 турбины, если смотреть в направлении движения потока рабочей среды 23, вместе с блоками теплозащитного экрана, которыми облицована кольцевая камера 20 сгорания, испытывают самые высокие термические напряжения. Эти компоненты типично охлаждаются с помощью охлаждающей текучей среды, такой как масло.

Отметим, что компоненты газовой турбины 10 изготовлены из таких материалов, как высоколегированные сплавы на основе железа, никеля или кобальта. В частности, лопатки 40 или лопасти 30, а также компоненты камеры 20 сгорания изготовлены из этих высоколегированных сплавов.

На фиг. 2 изображен местный вид статора 53 газовой турбины 10. Статор 53 включает в себя первое кольцо 62 статора, которое также может быть названо внутреннее кольцо статора, и второе кольцо 64 статора, которое также может быть названо наружное кольцо статора, с направляющими лопатками 40, которые продолжаются между ними.

Отметим, что направляющая лопатка включает в себя часть аэродинамического профиля, которая продолжается в радиальном направлении относительно оси 12 вращения ротора 13 турбомашины, и корневую часть для крепления лопатки 40 в статоре 53. В частности, корневая часть направляющей лопатки 40 установлена на кольце 62 статора. Направляющие лопатки 40 установлены на первом кольце 62 статора в виде кругового ряда. Дополнительно, направляющая лопатка 40 также включает в себя головную часть, противоположную корневой части, которая прикрепляется ко второму кольцу 64 статора. Второе кольцо 64 статора определяет осевое положение лопатки в турбомашине. Кольца статора предотвращают перемещение лопатки в осевом направлении относительно кольца статора.

Можно отметить, что первое кольцо 62 статора и второе кольцо 64 статора располагаются по окружности относительно ротора 13 турбомашины, причем второе кольцо 64 статора располагается снаружи относительно первого кольца 62 статора в радиальном направлении относительно оси 12 вращения ротора 13 турбомашины.

Статор включает в себя теплозащитный экран 60 для защиты кольца 62 статора от потока горячего газа, причем теплозащитный экран 60 располагается в направлении движения потока горячего газа перед кольцом 62 статора. Отметим, что путь потока горячего газа направлен от передней кромки 42 к задней кромке 44 лопатки 40. В частности, поток горячего газа на фиг. 2 направлен внутрь чертежа. Можно отметить, что теплозащитный экран 60 может быть прикреплен к первому кольцу 62 статора, используя пайку, сварку или любые другие известные средства.

Теплозащитный экран 60 включает в себя множество каналов 86, которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха от основного воздушного потока турбины для эффективного охлаждения лопатки 40. Каналы 86 могут быть образованы, используя, например, технологию лазерного спекания, но не ограничиваясь этим.

Дополнительно, второе кольцо 64 статора также имеет теплозащитный экран, соединенный с ним таким образом, чтобы защитить второе кольцо 64 статора от потока горячего воздуха.

Согласно аспектам настоящего изобретения теплозащитный экран 60 имеет кольцевую форму и располагается коаксиально относительно кольца 62 статора.

На фиг. 3 представлен вид 70 в разрезе по линии III-III статора 53 на фиг. 2. Лопатка 40 на чертеже продолжается между первым кольцом 62 статора и вторым кольцом 64 статора. Пример теплозащитного экрана 60 на чертеже прикреплен к первому кольцу 62 статора и ко второму кольцу 64 статора, чтобы защитить кольца 62, 64 статора от потока горячего газа, который направляется к выходу. Поток горячего газа обозначен на чертеже ссылочной позицией 72.

Как было отмечено ранее, теплозащитный экран 60 включает в себя множество каналов для направления охлаждающего воздуха. Ссылочная позиция 82 обозначает часть, из которой воздух подается для охлаждения лопатки 40. Отметим, что охлаждающий воздух направляется в лопатку 40 через проход, встроенный в лопатку.

Согласно аспектам настоящего изобретения охлаждающий воздух направляется в каналы в теплозащитном экране 60 и далее выводится в путь 72 потока горячего газа. Ссылочная позиция IV обозначает область, иллюстрирующую структуру теплозащитного экрана в статоре 53 турбомашины 10.

На фиг. 4 изображена в увеличенном масштабе область IV статора на фиг. 3. Теплозащитный экран 60 включает в себя каналы, такие как канал 86 для направления охлаждающего воздуха 84 в путь потока горячего газа. Охлаждающий воздух 84 направляется от области 82 основного воздушного потока.

Охлаждающий воздух 84 из каналов 86 также охлаждает лопатку 40 благодаря высокому давлению, что увеличивает эффективность охлаждения.

1. Узел турбомашины (10), содержащий:

- лопатку (40) для направления горячего газа во время работы турбомашины,

- кольцо (62) статора для крепления лопатки (40),

- теплозащитный экран (60) для защиты кольца (62) статора от потока (72) горячего газа, причем теплозащитный экран (60) располагается в направлении движения потока (72) горячего газа перед кольцом (62) статора,

отличающийся тем, что теплозащитный экран (60) содержит множество каналов (86), которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха (84), причем каналы (86) располагаются таким образом, что охлаждающий воздух (84) выводится в путь потока (72) горячего газа.

2. Узел по п. 1, в котором охлаждающий воздух (84) из множества каналов (86) в теплозащитном экране (60) направляется в путь (72) потока горячего газа.

3. Узел по любому из пп. 1 и 2, в котором лопатка (40) содержит часть аэродинамического профиля, которая продолжается в радиальном направлении относительно оси (12) вращения ротора (13) турбомашины (10), и корневую часть, установленную на кольце (62) статора.

4. Узел по п. 3, дополнительно содержащий второе кольцо (64) статора для крепления головной части лопатки (40), причем головная часть лопатки (40) располагается на противоположном конце относительно корневой части.

5. Узел по п. 4, в котором второе кольцо (64) статора располагается снаружи относительно первого кольца (62) статора в радиальном направлении относительно оси (12) вращения ротора (13) турбомашины (10).

6. Узел по любому из пп. 4 и 5, в котором второе кольцо (64) статора защищено от потока горячего газа посредством теплозащитного экрана (60).

7. Узел по любому из пп. 4 и 5, в котором кольца (62, 64) статора предотвращают перемещение лопатки (40) в осевом направлении относительно колец (62, 64) статора.

8. Узел по любому из пп. 1-7, в котором теплозащитный экран (60) имеет кольцевую форму и соединен с кольцом (62, 64) статора.

9. Способ формирования теплозащитного экрана (60) узла по любому из пп. 1-8, в котором множество каналов (86) в теплозащитном экране (60) образованы, используя технологию лазерного спекания.



 

Похожие патенты:

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.

Группа изобретений относится к входному направляющему лопаточному приводному аппарату, турбомашине и способу изготовления входного направляющего лопаточного приводного аппарата турбомашины.

Изобретение относится к энергетике. Направляющая лопатка турбомашины содержит корпус, имеющий первый конец, который проходит ко второму концу.

Группа изобретений относится к статору компрессора низкого давления осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд лопаток статора 26, имеющих радиальные концы, проходящие через отверстия 36 внутреннего кожуха 28, и содержащие радиальные крепежные пазы 38.

Статорное колесо турбинного двигателя содержит множество лопаток и металлическое сборочное кольцо. Каждая из лопаток содержит внутреннюю платформу, наружную платформу, имеющую крепежные лапки снаружи, и по меньшей мере одну аэродинамическую поверхность, продолжающуюся между внутренней и наружной платформами.

Диафрагма для первой ступени нижнего яруса двухъярусного цилиндра низкого давления (ЦНД). Диафрагма выполнена двухъярусной, причем в нижней части располагается обычная диафрагма ступени паровой турбины, а в верхнем ярусе установлен аэродинамический фильтр.

Сопловой аппарат для турбины содержит лопатку с выполненными за одно целое с ней внутренней и внешней боковыми стенками, а также внутреннее и внешнее кольца. Внутреннее кольцо присоединено к внутренней боковой стенке и внешнее кольцо присоединено к внешней боковой стенке с помощью крюкового сопряжения и сварного сопряжения.

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.

Настоящее изобретение относится к статору компрессора осевой турбомашины. Статор содержит кольцевой ряд основных лопаток (26) статора и дополнительные лопатки (34), каждая из которых связана с основной лопаткой (26).

Компонент турбины содержит лопатку, несущий элемент и четыре поверхности раздела между лопаткой и несущим элементом. Каждая из поверхностей раздела уплотнена с помощью листовых уплотнений.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинный двигатель, включающий в себя контур (10) охлаждения окружающего воздуха, содержащий охлаждающий канал (26), расположенный в лопатке (22) турбины и в сообщении по текучей среде с источником (12) окружающего воздуха; и предварительный завихритель (18), причем упомянутый предварительный завихритель содержит внутренний обод, наружный обод и множество направляющих лопаток, каждая проходящая от внутреннего обода до наружного обода.

Изобретение относится к энергетике. Предложен удерживающий кронштейн, содержащий кольцевой корпус, который содержит кольцевую удерживающую скобу, ограничивающую первые сквозные отверстия, и кольцевое основание, ограничивающее вторые сквозные отверстия.

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей.

Изобретение относится к энергетике. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит сопловой аппарат турбины с аппаратом закрутки, вход которого соединен с источником охлаждающего воздуха, а выходные каналы сообщены с безлопаточным диффузором, диск с охлаждаемыми рабочими лопатками, каналы подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам, установленным в проточной части турбины, при этом выходные каналы аппарата закрутки повернуты в сторону вращения диска с охлаждаемыми рабочими лопатками.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам газотурбинных двигателей. Охлаждаемая турбина высокого давления содержит рабочее колесо в виде диска колеса с установленными на нем рабочими лопатками с внутренними охлаждающими полостями, каналы подвода к лопаткам охлаждающего воздуха, сопловой аппарат закрутки, безлопаточный диффузор, замками фиксации лопаток и приставным кольцом с подкачивающими лопатками.

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.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к системам охлаждения турбины газотурбинного двигателя. Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам и сопловой аппарат закрутки.

Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления.

Сектор лопаток статора для прикрепления к корпусу осевой турбомашины содержит несколько лопаток с платформами, соединенных таким образом, чтобы описывать дугу окружности, и с аэродинамическим профилем, выступающим из внутренней поверхности каждой платформы и направленным к центру дуги окружности, описанной платформами. Одна из платформ содержит на своей внешней поверхности крепежный винт, а другая платформа не содержит крепежного винта. Платформы закреплены вместе на их смежных краях. Аэродинамические профили содержат на своих внутренних концах механические средства крепления к внутреннему кожуху. Другое изобретение группы относится к статору осевой турбомашины, содержащей корпус, образующий цилиндрическую стенку, и лопатки, расположенные на внутренней поверхности стенки, при этом лопатки образуют секторы, выполненные как указано выше. Еще одно изобретение группы относится к осевой турбомашине, содержащей ротор, заключающий в себе лопатки ротора, и указанный выше статор. Группа изобретений позволяет снизить массу сектора лопаток статора и обеспечить надежное его закрепление на корпусе. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх