Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к газотурбинному двигателю. Газотурбинный двигатель включает в себя множество лопаток, собранных в кольцеобразный ряд лопаток и частично образующих путь горячего газа и путь охлаждающей текучей среды, узел с ответвлениями, расположенный на стороне основания ряда лопаток, и нагнетающие элементы (130), распределенные вокруг узла с ответвлениями, выполненного с возможностью придавать в наиболее узком зазоре пути охлаждающей текучей среды движение потоку охлаждающей текучей среды, текущей через него. Путь охлаждающей текучей среды продолжается от полости ротора к пути потока горячего газа. Множество нагнетающих элементов (130), узел с ответвлениями и основание ряда лопаток являются эффективными для придания спиралеобразного движения потоку охлаждающей текучей среды, когда он входит в путь горячего газа. В результате улучшается аэродинамическая эффективность лопатки, тем самым увеличивая эффективность двигателя, увеличивается срок службы лопатки. 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Изобретение относится к улучшению взаимодействия продувочного охлаждающего воздуха полости ротора, когда он входит в поток газов сгорания. В частности, изобретение относится к газотурбинному двигателю с нагнетающими элементами, расположенными в ответвлениях лопатки турбины, которые придают завихрение потоку охлаждающего воздуха.

Газотурбинные двигатели традиционно включают в себя вал ротора и несколько рядов лопаток ротора, причем каждый ряд включает в себя множество лопаток, распределенных по периферии вокруг вала ротора (см., например, публикацию US 2006269399 А1). Между рядами лопаток находятся ряды неподвижных лопастей. Газы сгорания текут вдоль продольной оси газотурбинного двигателя в кольцеобразном пути потока, образованном лопатками и лопастями. Вал ротора расположен радиально внутри кольцеобразного пути потока, а полость ротора образована между диском ротора и конструкцией статора, поддерживающей неподвижные лопасти. Охлаждающий воздух или продувочный воздух ротора часто направлен в полость ротора. Продувочный воздух охлаждает компоненты внутри полости ротора, которые поддерживают лопатки и лопасти, после чего продувочный воздух обычно выходит из полости ротора через зазор между лопатками и лопастями на направленном радиально внутрь конце лопаток и лопастей.

Газы сгорания, перемещающиеся в кольцеобразном пути потока, имеют тенденцию незамедлительно образовывать «носовую волну» перед любыми компонентами, встречающимися с газами, например лопаткой или лопастью. В результате давление незамедлительно увеличивается внутри газов сгорания перед каждой лопаткой. Носовые волны распределены по периферии вокруг газотурбинного двигателя слегка радиально наружу зазора. Для предотвращения всасывания газов сгорания в зазор и полость ротора препятствующие потоку уплотнения часто образованы слегка внутри зазора, незначительно перед выпуском зазора.

Препятствующие потоку уплотнения могут быть образованы с помощью ответвления, которое использует платформу, которая продолжается аксиально от основания лопатки вместе с радиально приподнятым выступом, продолжающимся радиально наружу от верхней части аксиальной платформы, для образования ограничения в зазоре, предназначенного для ограничения потока продувочного воздуха, направленного наружу, и газов сгорания, направленных внутрь. Радиально приподнятый выступ традиционно аксиально выровнен с противоположной поверхностью, например поверхностью на неподвижной лопасти, которая образует ограничение, которое действует в качестве препятствующего потоку уплотнения.

Известно, что продувочный воздух имеет аэродинамическое воздействие на поток газов сгорания, когда они взаимодействуют, и предпринимаются различные подходы для ослабления воздействия. Например, патент США №8083475 раскрывает компрессионное уплотнительное ответвление, которое направляет воздух ротора, проходящий через ответвление, в область перед соответственной лопаткой. Однако этот патент является ограниченным рассмотрением носовой волны. Рассмотрение других аэродинамических воздействий, а также рассмотрение аэродинамических воздействий для различных геометрий лопатки оставляет в уровне техники возможность улучшения.

Согласно объекту настоящего изобретения создан газотурбинный двигатель, содержащий:

множество лопаток, собранных в кольцеобразный ряд лопаток вокруг продольной оси газотурбинного двигателя и частично образующих как путь горячего газа, так и путь охлаждающей текучей среды, причем путь охлаждающей текучей среды проходит из полости ротора мимо стороны направленного радиально внутрь основания ряда лопаток, где сторона является верхней по потоку относительно потока горячих газов в пути горячего газа, и приводит к пути горячего газа;

узел с ответвлениями, расположенный на стороне основания ряда лопаток; и

множество нагнетающих элементов, распределенных вокруг узла с ответвлениями, выполненных с возможностью придания в наиболее узком зазоре пути охлаждающей текучей среды, образованном узлом с ответвлениями, движения потоку охлаждающей текучей среды, текущей через него,

при этом множество нагнетающих элементов, узел с ответвлениями и основание ряда лопаток выполнены с возможностью придания спиралеобразного движения вокруг продольной оси газотурбинного двигателя потоку охлаждающей текучей среды, когда он входит в путь горячего газа,

причем относительно продольной оси газотурбинного двигателя множество нагнетающих элементов выполнены за одно целое с участком узла с ответвлениями радиально внутрь и аксиально смежно противоположной поверхности, при этом участок узла с ответвлениями и противоположная поверхность вместе образуют наиболее узкий изогнутый зазор в пути охлаждающей текучей среды,

причем каждый нагнетающий элемент содержит нагнетающую поверхность, которая обращена радиально наружу и тангенциально вперед относительно направления вращения ряда лопаток во время работы.

Предпочтительно каждый нагнетающий элемент образует путь потока нагнетающего элемента, содержащий впуск, ориентированный радиально внутрь относительно продольной оси газотурбинного двигателя и вперед относительно направления вращения ряда лопаток, и выпуск, ориентированный радиально наружу относительно продольной оси газотурбинного двигателя и вперед относительно направления вращения ряда лопаток.

Предпочтительно по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента дополнительно содержит выемку.

Предпочтительно по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента проходит через узел с ответвлениями от направленной радиально внутрь стороны к направленной радиально наружу стороне узла с ответвлениями.

Предпочтительно по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента открыт на аксиальной задней стороне относительно продольной оси газотурбинного двигателя.

Предпочтительно узел с ответвлениями дополнительно содержит скос между каждым путем потока нагнетающего элемента, причем каждый скос сужается в соответственный путь потока нагнетающего элемента и выполнен с возможностью направления части потока охлаждающей текучей среды в путь потока нагнетающего элемента.

Таким образом, согласно изобретению создана простая и экономически эффективная технология для придания спиралеобразного движения продувочному воздуху ротора до его смешивания с газом сгорания. В результате улучшается аэродинамическая эффективность лопатки, тем самым увеличивая эффективность двигателя, и платформа лопатки поддерживается более холодной, увеличивая срок службы лопатки.

Далее изобретение описано со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 представляет собой схематическое изображение продольного сечения газотурбинного двигателя, показывающее один ряд лопаток и смежных лопастей.

Фиг. 2 представляет собой схематическое изображение продольного сечения газотурбинного двигателя отличной от Фиг. 1 конфигурации.

Фиг. 3 представляет собой лопатку с ответвлениями.

Фиг. 4 показывает собранные лопатки и направление ненаправляемого потока продувочного воздуха.

Фиг. 5 показывает линии потока продувочного воздуха и смешивание газов сгорания.

Фиг. 6 показывает собранные лопатки и направление направляемого потока продувочного воздуха.

Фиг. 7 показывает примерный вариант выполнения нагнетающих элементов.

Фиг. 8 показывает вид сбоку альтернативного примерного варианта выполнения нагнетающих элементов.

Фиг. 9 показывает вид сверху нагнетающих элементов на Фиг. 8.

Фиг. 10 показывает другой альтернативный примерный вариант выполнения нагнетающих элементов.

Авторы настоящего изобретения обнаружили, что аэродинамическое воздействие смешивания продувочного воздуха ротора с газами сгорания создает вихри. Эти вихри имеют тенденцию проходить вдоль стороны всасывания лопаток спереди назад и от основания к верхней части. Это вызывает аэродинамические потери и соответственное уменьшение энергии, которая может быть извлечена из газов сгорания. Во время работы газотурбинного двигателя лопатки ротора вращаются вокруг продольной оси газотурбинного двигателя. До входа в поток газа сгорания аксиально текущий продувочный воздух ротора течет под отрицательным углом падения относительно передней кромки лопатки. Авторы обнаружили, что эти вихри образуются по меньшей мере частично из-за аксиально текущего охлаждающего воздуха, встречающегося с газами сгорания, которые текут по спирали вокруг продольной оси газотурбинного двигателя, создавая большой угол встречи. В ответ авторы разработали нагнетающие элементы, выполненные за одно целое с ответвлением, которые придают завихрение в продувочный воздух ротора, когда продувочный воздух проходит через ответвление. Когда завихрение придается аксиально перемещающемуся продувочному воздуху ротора, продувочный воздух ротора прекращает перемещение спиралевидным образом вокруг продольной оси газотурбинного двигателя. Когда перемещающийся по спирали продувочный воздух ротора смешивается с перемещающимся по спирали газом сгорания под меньшим углом встречи, вихри уменьшаются. Это, в свою очередь, увеличивает эффективность, с которой лопатка может извлекать энергию из газов сгорания.

Фиг. 1 показывает схематическое изображение продольного сечения одной конфигурации газотурбинного двигателя, показывающее один ряд лопаток 10, задних лопастей 12 и передних лопастей 14, для которых выполнены различные нагнетающие элементы. Газ 16 сгорания течет через задние лопасти 12, которые направляют газ 16 сгорания по спирали вокруг продольной оси 18 газотурбинного двигателя. Газы сгорания встречаются с лопатками 10, энергия извлекается, и газ 16 сгорания далее встречается с передними лопастями 14, которые должным образом ориентируют газ 16 сгорания для последующего ряда лопастей 20. Некоторое количество сжатого воздуха, создаваемого компрессором (не показан), перенаправляется в полость 22 ротора, когда он следует по пути 24 охлаждающей текучей среды между полостью 22 ротора и газом 16 сгорания в пути 26 горячего газа.

В показанной конфигурации имеется переднее нижнее ответвление 30 и переднее верхнее ответвление 32 на задней стороне 34 основания 36 лопатки 10. Каждое переднее ответвление 30, 32 включает в себя радиально приподнятый выступ 38. Радиально наружу (т.е. аксиально противоположно) от радиально приподнятого выступа 38 переднего верхнего ответвления 32 находится противоположная поверхность 40, и радиально приподнятый выступ 38 и противоположная поверхность 40 вместе образуют сужающийся зазор пути 24 охлаждающей текучей среды, известный как зазор 42 препятствующего потоку уплотнения. Вертикальная стенка 44 и выступ 46 расположены вблизи от выпуска 48 пути 24 охлаждающей текучей среды. Из-за вертикальной стенки 44 и выступа 46, даже если угол встречи предварительно определен как причина уменьшения эффективности, будет невозможно придавать любое спиралеобразное перемещение вокруг продольной оси 18 газотурбинного двигателя продувочному воздуху ротора, когда он смешивается с газом 16 сгорания, так как вертикальная стенка 44 и выступ 46 будут блокировать любое аксиальное перемещение продувочного воздуха ротора.

Фиг. 2 представляет собой схематическое изображение продольного сечения газотурбинного двигателя отличной от Фиг. 1 конфигурации. В этой конфигурации имеется по-другому выполненная лопатка 60 с по-другому выполненным передним верхним ответвлением 62, полостью 22 ротора, путем 24 охлаждающей текучей среды, радиально приподнятым выступом 64, противоположной поверхностью 40 и зазором 42 препятствующего потоку уплотнения. Однако вместо вертикальной стенки 44 и выступа 46 в этом варианте выполнения верхнее ответвление 62 имеет наклонную переходную поверхность 66, которая переходит в верхнюю поверхность 68 платформы 70 лопатки.

Фиг. 3 представляет собой вид в перспективе лопатки 60, которая может быть использована в конфигурации газовой турбины на Фиг. 2. Верхнее ответвление 62 имеет аксиальную платформу 72, которая продолжается аксиально от поверхности 74 вертикальной стороны на основании 76 лопатки 60, причем основание 76 лопатки 60, являющееся частью лопатки 60, не включает в себя профиль 78. Радиально приподнятый выступ 64 продолжается радиально наружу относительно продольной оси 18 газотурбинного двигателя от аксиальной платформы 72, начинаясь с самого низкого уровня 80 впадины 82 в радиально внешней поверхности 84 ответвления 62 и заканчиваясь на уплотнительной поверхности 86. На относительно заднем конце уплотнительная поверхность 86 пересекает заднюю поверхность 88 аксиальной платформы 72 под задним углом 90 радиально приподнятого выступа 64. На относительно переднем конце уплотнительная поверхность 86 пересекает переднюю поверхность 92 радиально приподнятого выступа 64 под передним углом 94 радиально приподнятого выступа 64. Аксиальная платформа 72 имеет направленную радиально внутрь сторону 96, которая может иметь или может не иметь задний угол 98 направленной радиально внутрь стороны, который является скошенным.

Фиг. 4 показывает две собранных лопатки 60 так, как они собраны в газотурбинном двигателе, если смотреть радиально внутрь. Ответвления 62 являются видимыми на задней стороне относительно продольной оси 18 газотурбинного двигателя и образуют узел 99 с ответвлениями при сборке в кольцеобразном ряду лопаток 60. Когда газ сгорания покидает задние лопасти 12 (не показаны), он перемещается в направлении, имеющем и аксиальный компонент, и периферийный компонент, который в кольцеобразном канале потока приводит к спиралеобразному направлению 100 потока. Продувочный воздух ротора течет радиально наружу относительно продольной оси 18 газотурбинного двигателя и также течет аксиально вдоль наклонной переходной поверхности 66 в аксиальном направлении 102. Первый угол 104 встречи между направлением 100 потока газа 16 сгорания и направлением 102 потока продувочного воздуха ротора возникает без влияния любых нагнетающих элементов. Смешивание газа 16 сгорания и продувочного воздуха ротора образует вихри, которые перемещаются по направлению к стороне 106 всасывания лопатки 60. Вихри также могут течь мимо стороны 108 нагнетания и сливаться с вихрями стороны всасывания поперечно платформе по направлению к стороне всасывания смежного профиля и, таким образом, закручиваться вверх вдоль стенки стороны всасывания по направлению к верхней секции на задней кромке лопатки.

Фиг. 5 показывает вид сбоку стороны 106 всасывания одной из лопаток 60 на Фиг. 4. С этой точки зрения, препятствие 42 потока находится на правой стороне, газ 16 сгорания течет справа налево в направлении 100, а продувочный воздух ротора перемещается радиально и аксиально в направлении 102. Когда они встречаются, образуются линии 110 потока, которые перемещаются от передней кромки 112 лопатки к задней кромке 114 лопатки и от основания 116 лопатки к верхней части 118 лопатки относительно продольной оси 18 газотурбинного двигателя. Турбулентность вихрей увеличивает сопротивление, и в результате энергия теряется из-за сопротивления, замедляющего поток. Это уменьшает эффективность работы двигателя.

Как видно на Фиг. 6, авторы обнаружили, что если завихрение придается продувочной текучей среде ротора так, что она перемещается в спиралеобразном направлении 120 вокруг продольной оси газотурбинного двигателя, то когда она смешивается с газом 16 сгорания, получается второй угол встречи 122 между направлением 100 потока газа 16 сгорания и направлением 120 потока продувочного воздуха ротора. Предпочтительно этот второй угол встречи 122 меньше, чем первый угол 104 встречи. Вследствие этого сопутствующие вихри становятся меньше, аэродинамические потери становятся меньше и эффективность двигателя увеличивается.

Фиг. 7 показывает примерный вариант выполнения нагнетающих элементов 130. В этом варианте выполнения нагнетающие элементы 130 включают в себя первую нагнетающую поверхность 132, расположенную в пределах ответвления 62, и, в частности, в пределах радиально приподнятого выступа 64 между задней поверхностью 88 аксиальной платформы 72 и передней поверхностью 92 радиально приподнятого выступа 64. Первая нагнетающая поверхность 132 может продолжаться или может не продолжаться радиально внутрь в аксиальную платформу 72. Расположенные по периферии между первыми нагнетающими поверхностями 132 находятся отдельные уплотнительные поверхности 86 (по сравнению с непрерывной уплотнительной поверхностью постоянного диаметра, если первые нагнетающие поверхности 132 не представлены). Первая нагнетающая поверхность 132 ориентирована радиально наружу и тангенциально вперед относительно направления вращения 134 лопатки 60.

При сборке и вращении в газотурбинном двигателе ответвление 62 образует изгиб, образованный пространством, которое занимают аксиальная платформа 72 и радиально приподнятый выступ 64, когда они вращаются. При вращении вокруг продольной оси 18 газотурбинного двигателя внешние поверхности ответвления 62 образуют изгиб, и сечение изгиба, которое имеет кольцеобразную форму, будет напоминать сечение ответвления 62 в том же месте. Например, уплотнительные поверхности 86 образуют изгиб 136 уплотнительной поверхности постоянного диаметра (величина искривления на фигуре увеличена для объяснения). Таким образом, большинство внешних поверхностей образуют форму изгиба. Как может быть видно, нагнетающие элементы 130 расположены полностью внутри изгиба, образованного ответвлением 62, что подтверждается примером изгиба 136 уплотнительной поверхности. Иначе говоря, материал не добавляется ответвлению 62 на Фиг. 3 для создания нагнетающих элементов 130. Это верно для всех раскрытых здесь вариантов выполнения, и это обеспечивает уникальное преимущество раскрытых нагнетающих элементов: каждый вариант выполнения может быть образован из существующих лопаток 60, имеющих ответвления 62, так как каждый может быть образован удалением материала из ответвления 62. Вследствие этого раскрытые здесь нагнетающие элементы 130 могут быть выполнены как часть процесса модернизации. Альтернативно, нагнетающие элементы 130 могут быть образованы во время процесса литья, когда ответвление отливается.

За счет их положения внутри зазора 42 препятствующего потоку уплотнения, который представляет собой наиболее узкий зазор в пути 24 охлаждающей текучей среды, противоположная поверхность 40, которая также образует зазор 42 препятствующего потоку уплотнения, предотвращает продувочный воздух от перемещения радиально наружу, когда он проходит через первую нагнетающую поверхность. Вследствие этого за счет уникальной конфигурации вместо простого прохождения через нагнетающие элементы 130, продувка ротора вынуждена вращаться с первой нагнетающей поверхностью 132. Это придает завихрение продувочному воздуху ротора, которое вместе с существующим аксиальным перемещением продувочного воздуха ротора производит требуемое спиралеобразное перемещение внутри продувочного воздуха ротора, когда он смешивается с газом 16 сгорания. Кольцеобразный поток текучей среды ротора, который перемещается в спиралеобразном направлении, также отличается по существу неизменным периферийным распределением давления, когда он выходит из пути 24 охлаждающей текучей среды. В результате вышеупомянутого поток продувочного воздуха ротора имеет тенденцию оставаться более приближенным к платформе 70 лопатки, что уменьшает величину радиального увеличения вихрей. Это, в свою очередь, предотвращает вихри от перемещения по направлению к верхней части стороны 106 всасывания, что увеличивает аэродинамическую эффективность лопатки 60. Еще дополнительно больше продувочного потока прилипает к платформе 70 лопатки, и налипание продувочного потока также проникает аксиально дальше вниз платформы 70 лопатки, позволяя платформе 70 лопатки оставаться более холодной, тем самым продлевая срок службы лопатки 60. Характеристика эффективно показана с помощью вычислительного анализа динамики текучей среды.

Фиг. 8 показывает альтернативный примерный вариант выполнения нагнетающих элементов 130 в виде части узла 99 с ответвлениями на основании 76 кольцеобразного ряда лопаток 60. В этом варианте выполнения нагнетающий элемент 130 напоминает ковш 148 с вогнутой формой. Ковш 148 образует путь потока 150 ковша, имеющий впускной конец 152 ковша, расположенный на направленной радиально внутрь стороне 96 ответвления 62. Впускной конец 152 ковша может действовать в качестве ковша в примерном варианте выполнения, когда удлинение 154 ковша продолжается радиально внутрь и тангенциально вперед относительно направления вращения 134 лопатки 60. Путь 150 потока ковша также имеет выпускной конец 156 ковша, расположенный на уплотнительной поверхности 86. Аксиальное удлинение 158 выпускного конца 156 ковша продолжается радиально наружу и тангенциально вперед относительно направления вращения 134 лопатки 60. Путь 150 потока ковша включает в себя вторую нагнетающую поверхность 160 и может дополнительно включать в себя выемку 162, которая действует для ускорения течения продувочного воздуха ротора внутри пути 150 потока ковша. Выемка 162 может быть расположена в середине пути 150 потока ковша или в любом другом месте по необходимости. Путь 150 потока ковша дополнительно включает в себя переднюю кромку 166.

При работе часть продувочного воздуха ротора входит в (т.е. зачерпывается в) путь 150 потока ковша, где она ускоряется и где придается периферийное движение. Зачерпываемый продувочный воздух ротора выпускается радиально наружу и тангенциально вперед относительно направления вращения 134, где он встречается с продувочным воздухом ротора, который обходит ковш 148. Смешивание зачерпываемого продувочного воздуха ротора с продувочным воздухом ротора, который обходит ковш 148, вызывает течение смешанного продувочного потока ротора в спиралеобразном перемещении вокруг продольной оси 18 газотурбинного двигателя. В результате, когда смешанный продувочный воздух ротора смешивается с газом 16 сгорания, возникает необходимый последующий меньший второй угол встречи 122.

Фиг. 9 показывает возможный элемент ковша 148 на Фиг. 8. С этой точки зрения, нагнетающие элементы 130 трех лопаток 60 образуют участок узла 99 с ответвлениями, который видно, если смотреть радиально внутрь. На задней поверхности 88 аксиальной платформы 72 скос 164 ковша может продолжаться от относительно заднего положения 168 на задней поверхности 88 относительно направления вращения 134 и сужаться после относительно продольной оси 18 газотурбинного двигателя к концу на пути 150 потока ковша. В дополнение, задняя сторона 170 пути 150 потока ковша может быть не закрыта, а может быть открыта для пути 24 охлаждающей текучей среды. Фиг. 10 показывает альтернативный примерный вариант выполнения ковша 148 на Фиг. 8, когда выемка 162 расположена на конце пути 150 потока.

Хотя изобретение показано в двух примерных вариантах выполнения, любая геометрия с возможностью придания завихрения, которое раскрыто и внутри изгиба ответвления, предполагается в пределах объема охраны раскрытия сущности изобретения. Это включает в себя ориентацию первой нагнетающей поверхности 132, обращенной более тангенциально вперед, обращенной менее тангенциально вперед или обращенной полностью тангенциально вперед. Это дополнительно включает в себя перемещение впускного конца 152 ковша к любому положению на ответвлении 62, подходящему для приема продувочного воздуха ротора, реконфигурацию пути 150 потока ковша по необходимости и размещение выпускного конца 156 ковша в любом положении и ориентации подходящей для выброса зачерпываемого продувочного воздуха ротора с тангенциальным компонентом.

Раскрыто, что авторы обнаружили простую и экономически эффективную технологию для придания спиралеобразного движения продувочному воздуху ротора до его смешивания с газом сгорания. В результате аэродинамическая эффективность лопатки улучшается, тем самым увеличивая эффективность двигателя, и платформа лопатки поддерживается более холодной, тем самым увеличивая срок службы лопатки. Дополнительно раскрытые здесь нагнетающие элементы могут быть включены в существующие лопатки с помощью операции простой обработки. С учетом вышесказанного это представляет собой улучшение в уровне техники.

Хотя здесь показаны и описаны различные варианты выполнения настоящего изобретения, очевидно, что такие варианты выполнения обеспечены исключительно в качестве примера. Многочисленные варианты, изменения и замены могут быть выполнены без отклонения от изобретения, описанного здесь. Соответственно предполагается, что изобретение ограничивается только замыслом и объемом охраны приложенной формулы изобретения.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:

множество лопаток, собранных в кольцеобразный ряд лопаток вокруг продольной оси газотурбинного двигателя и частично образующих как путь горячего газа, так и путь охлаждающей текучей среды, причем путь охлаждающей текучей среды проходит из полости ротора мимо стороны направленного радиально внутрь основания ряда лопаток, где сторона является верхней по потоку относительно потока горячих газов в пути горячего газа, и приводит к пути горячего газа;

узел с ответвлениями, расположенный на стороне основания ряда лопаток; и

множество нагнетающих элементов, распределенных вокруг узла с ответвлениями, выполненных с возможностью придания в наиболее узком зазоре пути охлаждающей текучей среды, образованном узлом с ответвлениями, движения потоку охлаждающей текучей среды, текущей через него,

при этом множество нагнетающих элементов, узел с ответвлениями и основание ряда лопаток выполнены с возможностью придания спиралеобразного движения вокруг продольной оси газотурбинного двигателя потоку охлаждающей текучей среды, когда он входит в путь горячего газа,

причем относительно продольной оси газотурбинного двигателя множество нагнетающих элементов выполнены за одно целое с участком узла с ответвлениями радиально внутрь и аксиально смежно противоположной поверхности, при этом участок узла с ответвлениями и противоположная поверхность вместе образуют наиболее узкий изогнутый зазор в пути охлаждающей текучей среды,

причем каждый нагнетающий элемент содержит нагнетающую поверхность, которая обращена радиально наружу и тангенциально вперед относительно направления вращения ряда лопаток во время работы.

2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором каждый нагнетающий элемент образует путь потока нагнетающего элемента, содержащий впуск, ориентированный радиально внутрь относительно продольной оси газотурбинного двигателя и вперед относительно направления вращения ряда лопаток, и выпуск, ориентированный радиально наружу относительно продольной оси газотурбинного двигателя и вперед относительно направления вращения ряда лопаток.

3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента дополнительно содержит выемку.

4. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента проходит через узел с ответвлениями от направленной радиально внутрь стороны к направленной радиально наружу стороне узла с ответвлениями.

5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента открыт на аксиальной задней стороне относительно продольной оси газотурбинного двигателя.

6. Газотурбинный двигатель по п. 5, в котором узел с ответвлениями дополнительно содержит скос между каждым путем потока нагнетающего элемента, причем каждый скос сужается в соответственный путь потока нагнетающего элемента и выполнен с возможностью направления части потока охлаждающей текучей среды в путь потока нагнетающего элемента.



 

Похожие патенты:

Узел пера лопатки и полки включает перо и полку, на поверхности которой установлено перо, причем поверхность полки имеет углубление между передней кромкой и задней кромкой пера лопатки.

Изобретение относится к общей области газовых турбин для самолетных или вертолетных двигателей и более конкретно к способу изготовления лопаток, который способствует минимизации напряжений и веса во время механической обработки.

Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя содержит хвостовик, концевую часть, переднюю и заднюю кромки. Передняя кромка лопасти имеет угол стреловидности, больший чем или равный +28° на участке лопасти, который расположен на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 60% до 90% от общей радиальной высоты лопасти, измеренной от ее хвостовика в направлении ее концевой части.

Изобретение относится к области машиностроения, может быть использовано при конструировании ступеней паровых и газовых турбин, компрессоров и направлено на повышение аэродинамической эффективности лопаточной решетки турбомашины.

Лопатка газотурбинного двигателя, имеющая множество секций лопатки, упакованных вдоль радиальной оси (Z-Z). Каждая секция лопатки расположена вдоль продольной оси (Х-Х) между передней кромкой и задней кромкой и вдоль тангенциальной оси (Y-Y) между стороной корытца и стороной спинки.

Лопатка ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть, платформу и перьевую часть. Платформа содержит входную и выходную стороны, боковые стороны, проходящие от входной к выходной стороне, а также осевую и радиальную канавки в каждой боковой стороне платформы.

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 способу армирования передней кромки (16) лопасти (12) для ее защиты, а также к лопасти с армированием и может найти применение при изготовлении или восстановлении лопасти турбинного двигателя, вертолета или пропеллера.

Узел пера и полки хвостовика для дозвукового потока включает полку хвостовика и установленное на ней перо облопаченного колеса газотурбинного двигателя. Полка хвостовика имеет поверхность, расположенную между перьями, которая представляет собой поверхность полки хвостовика и которая радиально образует внутренность газопропускающих каналов, образованных между перьями.

Лопатка компрессора имеет аэродинамическую часть заданного профиля по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, представленными в масштабируемой таблице, выбранной из группы таблиц, состоящей из Таблиц 1-11, в которой значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями, приведенными с возможностью преобразования в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на некоторое число, при этом X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z соединены друг с другом с формированием полного профиля аэродинамической части.

Крыльчатка для турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержит диск (50) ротора, включающий в себя на своей внешней периферии ребра (14) жесткости, ограничивающие гнезда (18) осевого монтажа и радиального удерживания замков лопаток.

Настоящее изобретение относится к уплотнительной втулке (1) для паровой турбины (40). Паровая турбина (40) содержит по меньшей мере ротор (41) турбины и корпус (43) турбины, при этом уплотнительная втулка (1) размещена между валом (42) ротора (41) и корпусом (43) и содержит по меньшей мере два сквозных канала (2, 3), которые проходят от части (4) уплотнительной втулки (1), обращенной к ротору, к части (5) уплотнительной втулки (1), обращенной к корпусу турбины, и выполнены так, что их расположение может соответствовать подобным сквозным отверстиям (44, 45) в корпусе (43) для обеспечения отвода (20) пара турбины (40) через каналы (2, 3) уплотнительной втулки (1) в сквозные отверстия (44, 45) корпуса (43).

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.

Изобретение относится к уплотнительной системе паровой турбины для проведения вращающегося вокруг оси вала через неподвижный корпус, причем для уплотнения используется уплотнительная жидкость.

Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя, содержащего ротор турбины, при этом упомянутый направляющий аппарат турбины содержит по меньшей мере одну внутреннюю кольцевую площадку, при этом упомянутый ротор турбины содержит выходной бортик, расположенный по существу в осевом направлении, при этом упомянутое устройство герметизации содержит по меньшей мере один уплотнительный лист, расположенный радиально между внутренней площадкой и выходным бортиком ротора турбины, образуя зазор перекрывания.

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.

Уплотнительный узел турбомашины содержит вращающийся элемент, проходящий через неподвижную часть, и уплотнительный элемент. Уплотнительный элемент образован на концевой части вращающегося элемента и содержит ряд из первой и второй канавок, частично проходящих по окружной длине вокруг части внешней поверхности вращающегося элемента.

Аспираторное торцевое уплотнение содержит первичное уплотнение, вторичное уплотнение и поджимающее устройство. Первичное уплотнение содержит первый уплотнительный компонент и второй уплотнительный компонент.

Изобретение относится к турбомашине с установленным в корпусе (1) вала валом (2) ротора, по меньшей мере с одним расположенным на конце вала (2) ротора в корпусе (5) рабочего колеса радиальным рабочим колесом (4) и с системой (9) уплотнения между поперечным сечением (7) потока корпуса (5) рабочего колеса и охватывающим вал (2) ротора внутри корпуса (1) вала свободным пространством (8), причем система (9) уплотнения имеет несколько расположенных на некотором расстоянии друг от друга элементов (10A, 10B, 10C) уплотнения, предназначенных для отделения поперечного сечения (7) потока от свободного пространства (8).

Уплотнительный узел для турбоустановки содержит дугообразную или кольцеобразную пластину, уплотнительное кольцо, дугообразные зубцы и смещающий элемент. Пластина имеет Т-образное поперечное сечение, присоединена к внутренней поверхности неподвижного корпуса турбоустановки и расположена в радиальной плоскости.

Устройство для вакуумного уплотнения установлено между противоположными и копланарными частями выпускного патрубка (2) паровой турбины низкого давления и круглой перегородкой (16), которая образует часть узла (10В) выпускного канала модуля (1) паровой турбины.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю. Газотурбинный двигатель включает в себя множество лопаток, собранных в кольцеобразный ряд лопаток и частично образующих путь горячего газа и путь охлаждающей текучей среды, узел с ответвлениями, расположенный на стороне основания ряда лопаток, и нагнетающие элементы, распределенные вокруг узла с ответвлениями, выполненного с возможностью придавать в наиболее узком зазоре пути охлаждающей текучей среды движение потоку охлаждающей текучей среды, текущей через него. Путь охлаждающей текучей среды продолжается от полости ротора к пути потока горячего газа. Множество нагнетающих элементов, узел с ответвлениями и основание ряда лопаток являются эффективными для придания спиралеобразного движения потоку охлаждающей текучей среды, когда он входит в путь горячего газа. В результате улучшается аэродинамическая эффективность лопатки, тем самым увеличивая эффективность двигателя, увеличивается срок службы лопатки. 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх