Рабочая лопатка турбины (варианты) и способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины



Рабочая лопатка турбины (варианты) и способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины
Рабочая лопатка турбины (варианты) и способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины
Рабочая лопатка турбины (варианты) и способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины

Владельцы патента RU 2636645:

Дженерал Электрик Компани (US)

Рабочая лопатка турбины для использования с газотурбинным двигателем содержит платформу, аэродинамическую часть, проходящую от платформы, и охлаждающие контуры, проходящие через платформу и аэродинамическую часть лопатки. Один из охлаждающих контуров содержит змеевидный охлаждающий канал, расположенный в платформе и содержащий один или более прямых участков и один или более изгибов, и несколько внутренних соединительных проходов в змеевидном охлаждающем канале для обеспечения возможности осмотра и доступа для выполнения ремонта. Внутренние соединительные проходы запаяны. Изобретение направлено на охлаждение платформы и других компонентов без излишних производственных и операционных затрат и без чрезмерных потерь охлаждающей среды, для эффективной работы и увеличенного срока службы компонентов. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0101] Настоящее изобретение относится в целом к газотурбинным двигателям и, более конкретно, относится к газотурбинным двигателям с рабочей лопаткой турбины, имеющей охлаждение стороны повышенного давления платформы через змеевидный охлаждающий канал, проходящий через нее с отверстиями для пленочного охлаждения.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0102] Известные газотурбинные двигатели обычно содержат ряды отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток и рабочих лопаток. Рабочая лопатка турбины обычно содержит аэродинамическую часть со стороной повышенного давления и стороной пониженного давления и проходящую радиально вверх от платформы. Полый хвостовик может проходить радиально вниз от платформы и может содержать ласточкин хвост и т.д., с тем, чтобы крепить рабочую лопатку турбины к рабочему колесу турбины. Платформа в целом определяет внутреннюю границу для горячих газообразных продуктов сгорания, протекающих через газовый тракт. Таким образом, платформа может представлять собой область высокой концентрации напряжений, вызванных горячими газообразными продуктами сгорания и механической нагрузкой. Для того чтобы снять часть термически индуцированного напряжения, рабочая лопатка турбины может содержать какой-либо контур для охлаждения платформы или другую конструкцию, с тем, чтобы снизить перепад температур между верхней и нижней частями платформы.

[0103] Известны различные типы конструкций охлаждения платформы. Например, в рабочей лопатке турбины между хвостовиком и платформой может быть выполнено некоторое количество отверстий для пленочного охлаждения. Охлаждающий воздух может вводиться в пустую полость хвостовика, а затем может направляться через отверстия для пленочного охлаждения для охлаждения платформы в локализованных областях у отверстий. Другая известная охлаждающая конструкция включает использование полой платформы. Платформа может ограничивать полости, через которые может подаваться охлаждающая среда. Эти известные охлаждающие конструкции, однако, могут быть трудны и дорогостоящи в производстве, при этом может потребоваться использование чрезмерного количества воздуха или другого типа охлаждающей среды.

[0104] Имеется, таким образом, стремление к усовершенствованию рабочей лопатки турбины для использования с газотурбинным двигателем. Предпочтительно, такая рабочая лопатка может обеспечивать охлаждение платформы и других компонентов без излишних производственных и операционных затрат и без чрезмерных потерь охлаждающей среды, для эффективной работы и увеличенного срока службы компонентов.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0105] Настоящее изобретение, таким образом, представляет собой рабочую лопатку турбины для использования с газотурбинным двигателем. Рабочая лопатка может содержать платформу, аэродинамическую часть, проходящую от платформы, и охлаждающие контуры, проходящие через платформу и аэродинамическую часть лопатки. Один из охлаждающих контуров может представлять собой змеевидный охлаждающий канал, расположенный внутри платформы.

[0106] Настоящее изобретение также предусматривает способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины. Способ может включать этапы расположения змеевидного охлаждающего канала в платформе, подачу охлаждающей среды в змеевидный охлаждающий канал через одно входное отверстие, пропускание охлаждающей среды через змеевидный охлаждающий канал и пропускание охлаждающей среды к верхней поверхности платформы из змеевидного охлаждающего канала через ряд расположенных в ней отверстий для пленочного охлаждения.

[0107] Настоящее изобретение также предусматривает рабочую лопатку турбины для использования с газотурбинным двигателем. Рабочая лопатка турбины может содержать платформу, аэродинамическую часть, проходящую от платформы, и змеевидный охлаждающий канал, расположенный внутри платформы. Змеевидный охлаждающий канал может проходить от входного отверстия для подачи охлаждающий среды к отверстиям для пленочного охлаждения.

[0108] Эти и другие признаки и преимущества настоящей заявки будут очевидны для специалиста при рассмотрении последующего подробного описания совместно с чертежами и прилагаемой формулой изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0109] Фиг. 1 представляет собой схему газотурбинного двигателя с компрессором, камерой сгорания и турбиной.

[0110] Фиг. 2 представляет собой вид в аксонометрии известной рабочей лопатки турбины.

[0111] Фиг. 3 представляет собой вид сверху рабочей лопатки турбины с платформой, имеющей змеевидный охлаждающий канал, как может быть описано в настоящем документе.

[0112] Фиг. 4 представляет собой вид снизу в аксонометрии части платформы рабочей лопатки турбины, изображенной на Фиг. 3.

[0113] Фиг. 5 представляет собой вид сбоку в разрезе части платформы рабочей лопатки турбины, изображенной на Фиг. 3.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0114] Обращаясь теперь к чертежам, на которых одинаковые номера позиций относятся к одинаковым элементам на нескольких видах, Фиг. 1 изображает схему газотурбинного двигателя 10, который может быть использован для целей настоящего документа. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает поступающий поток воздуха 20. Компрессор 15 подает сжатый поток воздуха 20 в камеру 25 сгорания. Камера 25 сгорания смешивает сжатый поток воздуха 20 с находящимся под давлением потоком топлива 30 и воспламеняет смесь для создания потока газообразных продуктов 35 сгорания. Несмотря на то, что изображена только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может содержать любое количестве камер 25 сгорания. Поток газообразных продуктов 35 сгорания, в свою очередь, подается в турбину 40. Поток газообразных продуктов 35 сгорания приводит в действие турбину 40, чтобы получить механическую работу. Механическая работа, произведенная в турбине 40, приводит в действие компрессор 15 посредством вала 45 и внешней нагрузки 50, такой как электрический генератор и тому подобное.

[0115] Газотурбинный двигатель 10 может использовать природный газ, различные виды синтетического газа и/или другие виды топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой из целого ряда различных газотурбинных двигателей, предлагаемых компанией General Electric Company из г. Скенектэди, штат Нью-Йорк, США, в том числе, но не ограничиваясь этим, например, высокопроизводительные газотурбинные двигатели 7 или 9 серий и тому подобные. Газотурбинный двигатель 10 может иметь различные конфигурации и может использовать другие типы компонентов. В настоящем документе также могут быть использованы и другие типы газотурбинных двигателей. В настоящем документе также вместе может быть использовано несколько газотурбинных двигателей, другие типы турбин и другие виды энергетического оборудования.

[0116] Фиг. 2 изображает пример рабочей лопатки 55 турбины, которая может быть использована с турбиной 40. В целом, рабочая лопатка 55 содержит аэродинамическую часть 60, хвостовик 65 и платформу 70, расположенную между аэродинамической частью 60 лопатки и хвостовиком 65. Аэродинамическая часть 60 лопатки обычно проходит в радиальном направлении вверх от платформы 70 и имеет переднюю кромку 72 и заднюю кромку 74. Аэродинамическая часть 60 также может содержать вогнутую стенку, ограничивающую сторону 76 повышенного давления, и выпуклую стенку, ограничивающую сторону 78 пониженного давления. Платформа 70 может быть по существу горизонтальной и плоской. Кроме того, платформа 70 может иметь верхнюю поверхность 80, поверхность 82 повышенного давления, поверхность 84 пониженного давления, переднюю поверхность 86 и заднюю поверхность 88. Верхняя поверхность 80 платформы 70 может подвергаться воздействию потока горячих газообразных продуктов 35 сгорания. Хвостовик 65 может проходить в радиальном направлении вниз от платформы 70 так, что платформа 70 в целом задает интерфейс между аэродинамической частью 60 лопатки и хвостовиком 65. Хвостовик 65 может содержать полость 90. Хвостовик 65 также может содержать один или несколько стреловидных крыльев 92 и корневую часть 94, такую как ласточкин хвост и тому подобное. Корневая часть 94 может быть выполнены с возможностью прикрепления рабочей лопатки 55 турбины на валу 45. В настоящем документе также могут быть использованы другие компоненты и другие конфигурации.

[0117] Рабочая лопатка 55 турбины может содержать один или несколько охлаждающих контуров 96, проходящих через нее для пропускания охлаждающей среды 98, такой как воздух из компрессора 15 или из другого источника. Охлаждающие контуры 96 и охлаждающая среда 98 могут циркулировать по меньшей мере через части аэродинамической части 60 лопатки, хвостовика 65 и платформы 70 в любом порядке, направлении или пути. В настоящем документе могут использоваться много различных типов охлаждающих контуров 96 и охлаждающих сред 98. В настоящем документе также могут использоваться другие компоненты и другие конфигурации.

[0118] Фиг. 3-5 изображают пример рабочей лопатки 100 турбины, как может быть описано в настоящем документе. Рабочая лопатка 100 может содержать аэродинамическую часть 110, хвостовик 120 и платформу 130. Аналогично описанной выше аэродинамическая часть 110 лопатки проходит в радиальном направлении вверх от платформы 130 и имеет переднюю кромку 140 и заднюю кромку 150. Аэродинамическая часть 110 лопатки также содержит сторону 160 повышенного давления и сторону 170 пониженного давления. Платформа 130 может иметь верхнюю поверхность 180, поверхность 190 повышенного давления, поверхность 200 пониженного давления, переднюю поверхность 210 и заднюю поверхность 220. Верхняя поверхность 180 платформы 130 может быть подвержена воздействию потока горячих газообразных продуктов 35 сгорания. Хвостовик 120 также может содержать один или несколько стреловидных крыльев и корневую часть аналогичной описанному выше. В настоящем документе также могут быть использованы другие компоненты и другие конфигурации.

[0119] Рабочая лопатка 100 турбины также может иметь один или несколько проходящих в ней охлаждающих контуров 230. Охлаждающие контуры 230 служат для охлаждения рабочей лопатки 100 и ее компонентов с помощью охлаждающей среды 240. В настоящем документе может быть использован любой тип охлаждающей среды 240, такой как воздух, пар и т.п. из любого источника. Охлаждающие контуры 230 могут проходить через аэродинамическую часть 110 лопатки, хвостовик 120 и платформу 130 в любом порядке, направлении или пути. В этом примере охлаждающие контуры 230 могут содержать некоторое количество охлаждающих каналов 250 аэродинамической части, проходящих через аэродинамическую часть 110 лопатки. Охлаждающие контуры 230 также могут содержать один или несколько каналов для охлаждения кромок, проходящих через платформу 130 и в другом месте. Охлаждающие контуры 230 могут иметь любой размер, форму и ориентацию. В настоящем документе также может использоваться любое количество охлаждающих контуров 230. В настоящем документе также могут использоваться другие компоненты и другие конфигурации.

[0120] Охлаждающие контуры 230 также могут содержать змеевидный охлаждающий канал 280, расположенный внутри платформы 130. Змеевидный охлаждающий канал 280 может быть расположен около стороны 160 повышенного давления аэродинамической части 110 между аэродинамической частью 110 лопатки и поверхностью 190 повышенного давления платформы 130. Змеевидный охлаждающий канал 280 может содержать некоторое количество прямых участков 290 с некоторым количеством изгибов 300 между ними, чтобы образовать змеевидную форму. В этом примере первый прямой участок 310, второй прямой участок 320 и третий прямой участок 330 могут быть использованы с первым изгибом 340 и вторым изгибом 350, расположенными между ними. В настоящем документе в любой конфигурации также может быть использовано любое количество прямых участков 290 и изгибов 300. Змеевидный охлаждающий канал 280 может проходить вдоль платформы 130 в любом направлении от аэродинамической части 110 лопатки до поверхности 190 повышенного давления и от передней поверхности 210 до задней поверхности 220. Несмотря на то, что в настоящем документе показан один канал 280, могут использоваться несколько змеевидных охлаждающих каналов 280. В настоящем документе также могут использоваться другие компоненты и другие конфигурации.

[0121] Змеевидный охлаждающий канал 280 может проходить от входного отверстия 360 для подачи охлаждающей среды. Входное отверстие 360 может находиться в сообщении с одним из охлаждающих каналов 250 аэродинамической части лопатки. Несмотря на то, что в целом будет использоваться одно входное отверстие 360, в настоящем документе также может быть использовано несколько входных отверстий 360. Один или несколько участков 290 может иметь ряд отверстий 380 для пленочного охлаждения, проходящих до верхней поверхности 180 платформы 130. Количество, размеры и конфигурация отверстий 380 могут быть изменены с обеспечением оптимизации эффективности охлаждения. Охлаждающая среда 240 может, таким образом, входить в змеевидный охлаждающий канал 280 через входное отверстие 360 и выходить из него через каналы 250 для пленочного охлаждения таким образом, чтобы охлаждать верхнюю поверхность 180 платформы 130 или другое место, по мере необходимости. В настоящем документе также могут быть использованы другие компоненты и другие конфигурации.

[0122] Змеевидный охлаждающий канал 280 может быть образован в платформе 130 с помощью любого подходящего средства. Например, змеевидный охлаждающий канал 280 может быть образован в результате процесса электроэрозионной обработки ("EDM") или процесса отливки. Змеевидный канал 280 также может быть образован в результате процесса электролитической обработки с изогнутой формой трубки ("STEM"). Как в целом описано, процесс STEM использует электрод с изогнутым стволом, функционально соединенный с вращающимся приводом. В настоящем документе также могут быть использованы другие типы производственных процессов. Для содействия в процессе производства и для обеспечения возможности осмотра и доступа для выполнения ремонта может быть использовано некоторое количество внутренних соединительных проходов 390. Внутренние проходы 390 могут быть запаяны. Кроме того, вместе с пробкой 420 может быть предусмотрено некоторое количество выступов 400 поверхности сопряжения и/или выступов 410 нижней центральной части и тому подобное. В настоящем документе также могут быть использованы другие компоненты и другие конфигурации.

[0123] При использовании охлаждающая среда 240 может проходить через охлаждающие каналы 250 аэродинамической части лопатки охлаждающих контуров 230 рабочей лопатки 100 турбины. Охлаждающая среда 240 может находиться в сообщении со змеевидным охлаждающим каналом 280 через входное отверстие 360 и один из охлаждающих каналов 250. Охлаждающая среда 240 может протекать через участки 290 и изгибы 300 змеевидного охлаждающего канала 280 и выходить через отверстия 380. Охлаждающая среда 240 может, таким образом, охлаждать верхнюю поверхность 180 стороны повышенного давления платформы 130, которая может быть расположена на пути потока горячих газообразных продуктов 35 сгорания.

[0124] Охлаждение платформы 130 через змеевидный охлаждающий канал 280 может, таким образом, улучшить общий срок эксплуатации рабочей лопатки 100. В частности, можно избежать разрушения охлаждающей платформы 130, такого как окисление и усталость, которые могут быть в ней созданы из-за высокой температуры горячих газообразных продуктов 35 сгорания. Рабочая лопатка 100, описанная в настоящем документе, следовательно, может работать более длительное время. Поскольку змеевидные охлаждающие каналы 280 обычно имеют только одно входное отверстие 360 для подачи охлаждающей среды, сложность всего производства может быть снижена. Кроме того, змеевидный охлаждающий канал 280 может быть весьма эффективным, обеспечивая прямой доступ к охлаждающим контурам 230 центральной части. В настоящем документе также могут быть использованы другие местоположения, а не платформа 130. В качестве альтернативы охлаждающая среда также может быть выпущена около поверхности 190 повышенного давления таким образом, чтобы поддерживать кромку рабочей лопатки 100 охлажденной, а также охлаждать соседнюю рабочую лопатку 100.

[0125] Должно быть очевидно, что вышеизложенное относится только к конкретным вариантам выполнения настоящего изобретения. В настоящем документе специалистами могут быть выполнены многочисленные изменения и модификации, без отступления от общего объема и сущности изобретения, как определено в формуле изобретения и в ее эквивалентах.

1. Рабочая лопатка турбины для использования с газотурбинным двигателем, содержащая:

платформу,

аэродинамическую часть, проходящую от платформы, и

охлаждающие контуры, проходящие через платформу и аэродинамическую часть лопатки,

причем один из указанных охлаждающих контуров содержит змеевидный охлаждающий канал, расположенный в платформе и содержащий один или более прямых участков и один или более изгибов, и

несколько внутренних соединительных проходов в змеевидном охлаждающем канале для обеспечения возможности осмотра и доступа для выполнения ремонта, причем внутренние соединительные проходы запаяны.

2. Рабочая лопатка по п. 1, в которой платформа имеет поверхность повышенного давления, причем змеевидный охлаждающий канал проходит в платформе приблизительно от аэродинамической части лопатки к поверхности повышенного давления.

3. Рабочая лопатка по п. 1, в которой платформа имеет переднюю поверхность и заднюю поверхность, причем змеевидный охлаждающий канал проходит в платформе приблизительно от передней поверхности к задней поверхности.

4. Рабочая лопатка по п. 1, в которой платформа имеет верхнюю поверхность, причем змеевидный охлаждающий канал проходит в платформе под верхней поверхностью.

5. Рабочая лопатка по п. 4, в которой змеевидный охлаждающий канал имеет несколько отверстий для пленочного охлаждения, проходящих к верхней поверхности.

6. Рабочая лопатка по п. 1, в которой аэродинамическая часть лопатки содержит один или более охлаждающих каналов.

7. Рабочая лопатка по п. 6, в которой змеевидный охлаждающий канал находится в сообщении с указанным одним или более охлаждающими каналами аэродинамической части через входное отверстие для подачи охлаждающей среды.

8. Рабочая лопатка по п. 1, в которой указанный один или несколько прямых участков содержат первый участок, второй участок и третий участок.

9. Рабочая лопатка по п. 1, в которой указанный один или несколько изгибов содержат первый изгиб и второй изгиб.

10. Рабочая лопатка по п. 1, в которой платформа содержит один или несколько выступов.

11. Способ охлаждения платформы рабочей лопатки турбины, включающий:

размещение змеевидного охлаждающего канала, содержащего один или более прямых участков и один или более изгибов, в платформе и создание внутренних соединительных проходов в змеевидном охлаждающем канале,

запаивание внутренних соединительных проходов,

подачу охлаждающей среды в змеевидный охлаждающий канал через одно входное отверстие,

пропускание охлаждающей среды через змеевидный охлаждающий канал и

пропускание охлаждающей среды к верхней поверхности платформы из змеевидного охлаждающего канала через несколько отверстий для пленочного охлаждения.

12. Способ по п. 11, в котором на этапе размещения змеевидного охлаждающего канала в платформе отливают змеевидный охлаждающий канал или выполняют его механической обработкой.

13. Способ по п. 11, в котором на этапе пропускания охлаждающей среды через змеевидный охлаждающий канал пропускают охлаждающую среду через один или несколько прямых участков и один или несколько изгибов в змеевидном охлаждающем канале.

14. Рабочая лопатка турбины для использования с газотурбинным двигателем, содержащая:

платформу,

аэродинамическую часть, проходящую от платформы,

змеевидный охлаждающий канал, расположенный в платформе и содержащий один или более прямых участков и один или более изгибов, при этом змеевидный охлаждающий канал проходит от входного отверстия для подачи охлаждающей среды к отверстиям для пленочного охлаждения, и

несколько внутренних соединительных проходов в змеевидном охлаждающем канале для обеспечения возможности осмотра и доступа для выполнения ремонта, причем внутренние соединительные проходы запаяны.

15. Рабочая лопатка по п. 14, в которой платформа имеет поверхность повышенного давления, причем змеевидный охлаждающий канал проходит в платформе приблизительно от аэродинамической части лопатки к поверхности повышенного давления.

16. Рабочая лопатка по п. 14, в которой платформа имеет переднюю поверхность и заднюю поверхность, причем змеевидный охлаждающий канал проходит в платформе приблизительно от передней поверхности к задней поверхности.

17. Рабочая лопатка по п. 14, в которой платформа имеет верхнюю поверхность, причем указанные отверстия для пленочного охлаждения проходят к верхней поверхности.

18. Рабочая лопатка по п. 14, в которой аэродинамическая часть лопатки содержит охлаждающие каналы, сообщающиеся с входным отверстием для подачи охлаждающей среды.



 

Похожие патенты:

Охлаждаемая боковая стенка пера, горелки или камеры сгорания для отделения тракта потока горячего газа газовой турбины от охлаждающего потока, протекающего в основном направлении, которое параллельно поверхности боковой стенки, содержит по меньшей мере одно турбулизирующее ребро, продолжающееся от боковой стенки в охлаждающий поток.

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Деталь содержит внутренний охлаждающий канал. Охлаждающий канал дополнительно содержит: первую и вторую внутренние поверхности соответствующих первой и второй наружных стенок детали; и первую и вторую боковые поверхности, проходящие между упомянутыми внутренними поверхностями.

Охлаждаемая турбинная лопатка содержит хвостовик, предназначенный для прикрепления охлаждаемой лопатки к турбинному ротору, аэродинамический профиль, концевой бандаж и один или несколько центральных охлаждающих каналов, ограниченных аэродинамическим профилем.

Устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания содержит турбинную сопловую лопатку, дефлектор для охлаждающей среды и инжекционную пластину.

Слоистый лист для детали газовой турбины содержит первый и второй покрывающие слои и первый промежуточный слой. Первый покрывающий слой, второй покрывающий слой и первый промежуточный слой сложены вместе один на другой.

Данное изобретение относится к турбинному узлу (10, 10а), содержащему в основном полую лопатку (12) и по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d), при этом полая лопатка (12) имеет по меньшей мере первую боковую стенку (16, 18), проходящую от входной кромки (20) к выходной кромке (22) полой лопатки (12), и по меньшей мере одну полость (24), в которой в собранном состоянии упомянутого по меньшей мере одного дефлекторного устройства (14, 14а, 14d) в полой лопатке (12) упомянутое по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d) расположено на заданном расстоянии относительно внутренней поверхности (26) полости (24) для струйно-дефлекторного охлаждения этой по меньшей мере одной внутренней поверхности (26) и с образованием проточного канала (28) для охлаждающей среды (30), проходящего от входной кромки (20) к выходной кромке (22), и при этом упомянутое по меньшей мере одно дефлекторное устройство (14, 14а, 14d) содержит первую деталь (42) и вторую деталь (44), расположенные бок о бок в осевом направлении (78), причем вторая деталь (44) расположена за первой деталью (42) при рассматривании в осевом направлении (78), и с осевым расстоянием друг от друга с образованием первого проточного прохода (46), обеспечивающего прохождение с одной стороны лопатки (12) к противоположной стороне лопатки (12).

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор с думисной полостью, камеру сгорания, турбину, аппарат закрутки турбины, сообщенный и с транзитными полостями лопаток соплового аппарата турбины, и с каналами подвода воздуха высокого давления, вращающийся направляющий аппарат и каналы подвода воздуха низкого давления, сообщенные с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток турбины.

Сопловой аппарат турбины высокого давления содержит перо лопатки, ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, внутреннее кольцо и наружное кольцо, установленные на внутренней полке с образованием между ними кольцевой щели нижней воздушной завесы.

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.

Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки содержит внешний и внутренний бандажные элементы. Внешний бандажный элемент расположен внутри турбинной секции газотурбинной установки вблизи корпуса турбинной секции и имеет, по меньшей мере, один воздуховод для введения в этот элемент охлаждающей текучей среды. Внутренний бандажный элемент расположен во внутреннем радиальном направлении относительно внешнего бандажного элемента и жестко с ним соединен. Внутренний бандажный элемент имеет микроканалы, проходящие в окружном направлении, или осевом направлении, или в обоих этих направлениях, для охлаждения внутреннего бандажного элемента охлаждающей текучей средой из, по меньшей мере, одного воздуховода. Во внешнем бандажном элементе, или во внутреннем бандажном элементе, или в обоих этих элементах выполнены входные отверстия микроканалов для направления охлаждающей текучей среды из внешнего бандажного элемента в микроканалы и покрытие. Покрытие расположено вблизи внутренней поверхности внутреннего бандажного элемента и предназначено для герметичного закрытия микроканалов для защиты их от тракта горячего газа газотурбинной установки. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и увеличение срока службы. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к энергетике. Система содержит турбинную лопатку, имеющую по меньшей мере один охлаждающий паз, предназначенный для транспортировки хладагента в направлении потока от внутренней части турбинной лопатки наружу. Охлаждающий паз имеет входное отверстие, соединенное с внутренней поверхностью, и сходящуюся секцию, расположенную ниже по потоку от входного отверстия. Сходящаяся секция имеет первую площадь поперечного сечения, которая уменьшается в направлении потока. Охлаждающий паз также имеет выходное отверстие, расположенное вдоль задней кромки турбинной лопатки. Также представлены вращающаяся лопатка турбины и способ изготовления лопатки. Изобретение позволяет обеспечить лучшую передачу тепла к задней кромке лопатки. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод. Многоканальный воздуховод проходит через внутренние полости сопловых лопаток, его входная полость сообщена с источником охлаждающего воздуха. Выходная полость многоканального воздуховода соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а с другой стороны, через аппарат закрутки статора, безлопаточный диффузор и воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки. Безлопаточный диффузор и дополнительный безлопаточный диффузор размещены на сопловом аппарате турбины и выполнены в виде каналов, входные полости которых соединены с аппаратом закрутки статора и дополнительным аппаратом закрутки статора соответственно. Выходная полость канала дополнительного безлопаточного диффузора соединена через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки. Выходная полость канала безлопаточного диффузора соединена через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки. Выходные полости каналов образуют между собой кольцевой зазор, оснащенный подвижным уплотнением, и отделены дополнительными подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости, образованной аппаратом закрутки статора и диском с рабочими лопатками. Изобретение позволяет снизить затраты на изготовление и сборку элементов конструкции узла турбины за счет снижения массы деталей и металлоемкости конструкции. 1 ил.

Аэродинамический профиль содержит внешнюю и внутреннюю стенки и расположенный между ними охлаждающий канал, служащий для прохождения по нему охлаждающей текучей среды во время работы аэродинамического профиля. На внутренней стенке имеется выступ, отходящий от поверхности внутренней стенки внутрь охлаждающего канала. Выступ на внутренней стенке устроен и спрофилирован таким образом, что он направляет, по меньшей мере, часть охлаждающей текучей среды, при ее прохождении по охлаждающему каналу и обтекании выступа на внутренней стенке, чтобы поток охлаждающей текучей среды ударялся в первую область внешней стенки. На внешней стенке также выполнен выступ, отходящий от поверхности внешней стенки внутрь охлаждающего канала. Выступ на внешней стенке устроен и спрофилирован таким образом, что он направляет, по меньшей мере, часть потока охлаждающей текучей среды, при его прохождении по охлаждающему каналу и обтекании выступа на внешней стенке, на внутреннюю стенку, чтобы он ударялся во вторую область на внутренней стенке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, в частности к способу и устройству для охлаждения высокотемпературных шпилек корпуса и фланцевых соединений паровых турбин тепловых электрических станций (ТЭС, ТЭЦ), в частности высокотемпературных шпилек фланцевых разъемов уплотнения цилиндра высокого давления (ЦВД), и может быть использовано в системах охлаждения шпилек турбин типа ПТ. Поставленная техническая задача в способе охлаждения высокотемпературных шпилек паровых турбин, включающем подвод охлаждающего пара по охлаждающей линии из проточного канала с одной стороны и отвод охлаждающего пара по отводящей линии с другой стороны, достигается за счет того, что отбор пара происходит из ступени среднего или низкого давления паровой турбины с последующим направлением отобранного пара для охлаждения высокотемпературных шпилек паровых турбин, при этом регулирование скорости потока отобранного пара осуществляется за счет регулировки запорной арматуры на линиях отбора пара из ступени низкого или среднего давления паровой турбины, а регулировка температуры отобранного пара осуществляется за счет его отбора со ступеней низкого или среднего давления паровой турбины, далее отобранный пар направляется через цилиндрический патрубок в цилиндрическую металлическую трубку меньшего диаметра и далее, распределяясь в объеме, попадает в охлаждающий цилиндрический канал, где отобранный пар через перфорацию в цилиндрической металлической трубке меньшего диаметра подается в охлаждающий цилиндрический канал, где снимает часть теплоты с внутренней поверхности внешней цилиндрической трубки большего диаметра и, вследствие теплоотдачи, сам нагревается, при этом охлаждает стенки внешней цилиндрической металлической трубки большего диаметра, далее пар вытесняется в отводящий цилиндрический патрубок и далее либо возвращается в цикл паротурбинной установки, либо направляется в атмосферу. Поставленная техническая задача в устройстве для осуществления способа охлаждения высокотемпературных шпилек паровых турбин, содержащем охлаждающие цилиндрические каналы, перфорацию, достигается за счет того, что охлаждающий цилиндрический канал образован двумя цилиндрическими металлическими трубками с основаниями, имеющими общую вертикальную ось, причем цилиндрическая металлическая трубка меньшего диаметра имеет перфорацию и соединена с цилиндрическим патрубком, а внешняя цилиндрическая металлическая трубка большего диаметра соединена с отводящим цилиндрическим патрубком. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области транспорта газа и теплоэнергетики, в частности к системе охлаждения высокотемпературных шпилек, корпуса и фланцевых соединений газовых турбин, и может быть использовано в энергетических газотурбинных установках (ГТУ) в составе комбинированных парогазовых установок (ПГУ) или в ГТУ в составе привода газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций. Технической задачей заявленного технического решения по способу охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин и устройству для его осуществления является повышение долговечности и надежности уплотнения фланцевых соединений корпуса газотурбинной установки и устранение утечек через разъемы фланцевых соединений корпуса газотурбинной установки вследствие уменьшения термического напряжения на соединительных шпильках фланцевых соединений без изменения основных конструктивных элементов газовой турбины, шпилек, корпуса и фланцевых соединений газовых турбин. Поставленная техническая задача в способе охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, включающем подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости через воздушные каналы с перфорированными отверстиями в стенке и подачу охлаждающего воздуха из воздушной полости, достигается тем, что отбор воздуха происходит из ступени компрессора с последующим направлением отобранного воздуха для охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, при этом регулирование скорости потока отобранного воздуха осуществляется за счет регулировки запорной арматуры на линиях отбора воздуха из ступени компрессора, а регулировка температуры отобранного воздуха осуществляется за счет его отбора со ступеней компрессора, далее отобранный воздух направляется через цилиндрический патрубок в цилиндрическую металлическую трубку меньшего диаметра и далее, распределяясь в объеме, попадает в охлаждающий цилиндрический канал, где отобранный воздух через перфорацию в цилиндрической металлической трубке меньшего диаметра подается в охлаждающий цилиндрический канал, где снимает часть теплоты с внутренней поверхности внешней цилиндрической трубки большего диаметра и вследствие теплоотдачи сам нагревается, при этом охлаждает стенки внешней цилиндрической металлической трубки большего диаметра, и далее воздух вытесняется в отводящий цилиндрический патрубок и далее либо возвращается в цикл газовой турбины, либо направляется в атмосферу. Поставленная техническая задача в устройстве для охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, содержащем охлаждающие цилиндрические каналы, перфорацию, достигается тем, что охлаждающий цилиндрический канал образован двумя цилиндрическими металлическими трубками с основаниями, имеющими общую вертикальную ось, причем цилиндрическая металлическая трубка меньшего диаметра имеет перфорацию и соединена с цилиндрическим патрубком, а внешняя цилиндрическая металлическая трубка большего диаметра соединена с отводящим цилиндрическим патрубком. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области транспорта газа и теплоэнергетики, в частности к системе охлаждения высокотемпературных шпилек, корпуса и фланцевых соединений газовых турбин, и может быть использовано в энергетических газотурбинных установках (ГТУ) в составе комбинированных парогазовых установок (ПГУ) или в ГТУ в составе привода газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций. Технической задачей заявленного технического решения по способу охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин и устройству для его осуществления является повышение долговечности и надежности уплотнения фланцевых соединений корпуса газотурбинной установки и устранение утечек через разъемы фланцевых соединений корпуса газотурбинной установки вследствие уменьшения термического напряжения на соединительных шпильках фланцевых соединений без изменения основных конструктивных элементов газовой турбины, шпилек, корпуса и фланцевых соединений газовых турбин. Поставленная техническая задача в способе охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, включающем подвод охлаждающего воздуха во внутренние полости через воздушные каналы с перфорированными отверстиями в стенке и подачу охлаждающего воздуха из воздушной полости, достигается тем, что отбор воздуха происходит из ступени компрессора с последующим направлением отобранного воздуха для охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, при этом регулирование скорости потока отобранного воздуха осуществляется за счет регулировки запорной арматуры на линиях отбора воздуха из ступени компрессора, а регулировка температуры отобранного воздуха осуществляется за счет его отбора со ступеней компрессора, далее отобранный воздух направляется через цилиндрический патрубок в цилиндрическую металлическую трубку меньшего диаметра и далее, распределяясь в объеме, попадает в охлаждающий цилиндрический канал, где отобранный воздух через перфорацию в цилиндрической металлической трубке меньшего диаметра подается в охлаждающий цилиндрический канал, где снимает часть теплоты с внутренней поверхности внешней цилиндрической трубки большего диаметра и вследствие теплоотдачи сам нагревается, при этом охлаждает стенки внешней цилиндрической металлической трубки большего диаметра, и далее воздух вытесняется в отводящий цилиндрический патрубок и далее либо возвращается в цикл газовой турбины, либо направляется в атмосферу. Поставленная техническая задача в устройстве для охлаждения высокотемпературных шпилек газовых турбин, содержащем охлаждающие цилиндрические каналы, перфорацию, достигается тем, что охлаждающий цилиндрический канал образован двумя цилиндрическими металлическими трубками с основаниями, имеющими общую вертикальную ось, причем цилиндрическая металлическая трубка меньшего диаметра имеет перфорацию и соединена с цилиндрическим патрубком, а внешняя цилиндрическая металлическая трубка большего диаметра соединена с отводящим цилиндрическим патрубком. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к детали, выполненной из керамического материала, такой как подвижная лопатка турбины или неподвижная лопатка направляющего аппарата в составе турбомашины. Деталь из керамического материала содержит часть, образующую основание, и часть, образующую стенку, причем основание выполнено из керамического материала низкой пористости, а стенка содержит низкопористую оболочку и сердцевину, которая находится внутри оболочки. Пористость сердцевины больше пористости основания, повышаясь с удалением от основания. Основание и стенка получены спеканием керамического порошка. Формирование стенки осуществляют в ёмкости, содержащей порошок, селективным спеканием порошка последовательными слоями с помощью лазерного луча или пучка электронов. Технический результат изобретения - снижение уровня напряжений в основании детали. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Рабочая лопатка турбины для газотурбинного двигателя содержит аэродинамическую часть. Аэродинамическая часть содержит концевую часть на наружном радиальном конце. Концевая часть имеет выступающую кромку, которая ограничивает полость концевой части. Выступающая кромка содержит охватывающий микроканал. Аэродинамическая часть имеет сторону повышенного давления и сторону пониженного давления, которые соединены вместе на передней кромке и задней кромке аэродинамической части. Сторона повышенного давления и сторона пониженного давления проходят от хвостовика лопатки до концевой части и ограничивают камеру аэродинамической части. Концевая часть содержит пластину, а выступающая кромка расположена вблизи пластины концевой части или на ее периферии. Выступающая кромка имеет внутреннюю поверхность, обращенную внутрь к полости концевой части, и наружную поверхность. Охватывающий микроканал представляет собой микроканал, который проходит вокруг по меньшей мере большей части длины внутренней поверхности выступающей кромки. Лопатка также содержит питающий микроканал, проходящий через пластину концевой части и часть выступающей кромки. Питающий микроканал имеет расположенный выше по потоку конец, который расположен на пластине концевой части, и расположенный ниже по потоку конец, который расположен на выступающей кромке. Расположенный выше по потоку конец питающего микроканала сообщается с каналом для охлаждающей текучей среды, который проходит через пластину концевой части к камере аэродинамической части, а расположенный ниже по потоку конец проточно сообщается с указанным охватывающим микроканалом. Изобретение направлено на повышение эффективности концевой части аэродинамической части рабочей лопатки. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 15 ил.

Компонент турбины содержит полый элемент с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку, расположенную внутри полого элемента. Полый элемент содержит полость, имеющую противоположные заднюю и переднюю части, образованные внутренними поверхностями соответствующих областей задней и передней кромок полого элемента. Задняя часть содержит участок острой кромки, а передняя часть содержит по существу цилиндрическую часть, при этом участок острой кромки задней части полости имеет изогнутую и/или закрученную форму с острой кромкой на конце. Инжекционная трубка образована из отдельных задней и передней секций, выполненных с возможностью установки в направлении размаха в полом элементе и имеющих контур, такой же, что и у задней и передней частей полости. Задняя и передняя секции инжекционной трубки связаны друг с другом с помощью фиксирующего средства, которое вводится в полый элемент и фиксирует инжекционную трубку на месте в полости полого элемента. Фиксирующее средство представляет собой цилиндрический штифт, расположенный в осевом направлении между задней и передней секциями инжекционной трубки, и имеет протяженность в радиальном направлении полого элемента с аэродинамическим профилем. Другое изобретение относится к указанной выше инжекционной трубке. При сборке инжекционной трубки в полом элементе с аэродинамическим профилем компонента турбины вводят заднюю секцию инжекционной трубки в полый элемент и осуществляют маневрирование задней секцией в направлении области задней кромки полого элемента в положение в задней части полости полого элемента. Затем вводят переднюю секцию инжекционной трубки в полый элемент с аэродинамическим профилем рядом с задней секцией и связывают заднюю и переднюю секции друг с другом с помощью введения в полый элемент с аэродинамическим профилем фиксирующего средства для фиксации на месте инжекционной трубки. Группа изобретений позволяет упростить сборку инжекционной трубки и полого элемента с аэродинамическим профилем, имеющего закрутку. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2012-03-01 2017-11-30T11:48:00
Наверх