Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины

Сопловая лопатка последней ступени турбины содержит аэродинамическую часть, проходящую от платформы до концевой части лопатки и включающую переднюю и заднюю кромки, стороны пониженного и повышенного давления, а также перегородку для ограничения потока. Перегородка для ограничения потока проходит по аэродинамической части, выступая в наружном направлении, от передней кромки до задней кромки указанной аэродинамической части и расположена ближе к концевой части, чем к платформе, вдоль стороны пониженного давления. Перегородка выступает в наружном направлении от передней кромки и имеет, по существу, V-образную или U-образную конфигурацию. Перегородка плавно переходит в переднюю кромку и заднюю кромку и проходит в наружном направлении к ее середине, образуя утолщение в середине. Другое изобретение группы относится к турбине, содержащей рабочие лопатки и указанные выше сопловые лопатки. Группа изобретений позволяет снизить потери на аэродинамической части лопатки за счет уменьшения миграции потока в радиальном направлении и уменьшения его завихрения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящая заявка и ожидаемый патент относятся в целом к сопловой лопатке турбины для газотурбинного двигателя и, в частности, к сопловой лопатке турбины с перегородкой для ограничения потока, расположенной на стороне пониженного давления или в другом месте и предназначенной для ограничения миграции радиального потока и турбулентности.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В каждой ступени газовой турбины должны быть выполнены многочисленные системные требования, чтобы удовлетворить цели проектирования. Эти цели проектирования могут включать, но не ограничиваются, повышение полного КПД и нагрузочной способности аэродинамической части лопатки. Таким образом, аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины должна удовлетворять тепловым и механическим эксплуатационным требованиям для конкретной ступени. Например, сопловые лопатки последней ступени могут иметь область со значительно большими потерями вблизи наружного диаметра. Эти потери могут быть связаны с миграцией радиального потока вдоль внутренней стороны пониженного давления. Такая миграция радиального потока может сочетаться с потерями на перемешивание, чтобы уменьшить КПД ряда лопаток. Таким образом, снижение миграции радиального потока с сопровождающим этот процесс снижением потерь полного давления должно улучшить общие эксплуатационные характеристики и КПД.

Ближайшим аналогом настоящего изобретения является сопловая лопатка турбины, описанная в патенте Франции №2938871 А1, МПК F01D 5/14, 2010 г. Указанная лопатка содержит аэродинамическую часть, имеющую переднюю кромку, заднюю кромку и перегородку для ограничения потока. Перегородка аэродинамической части проходит от передней к задней кромке аэродинамической части и на всем протяжении имеет равномерную толщину. Также следует отметить, что указанная перегородка расположена ближе к платформе аэродинамической части, чем к ее концевой части. Такая конструкция и расположение перегородки аэродинамической части не обеспечивают предотвращения миграции потока газообразных продуктов сгорания в радиальном направлении у наружного диаметра соплового аппарата турбины, т.е. в области, где происходят значительные потери давления. Имеется, таким образом, стремление усовершенствовать конструкцию сопловой лопатки турбины, в частности, сопловой лопатки последней ступени. Такая усовершенствованная конструкция сопловой лопатки турбины должна изменять и/или устранять миграцию радиального потока и связанные с этим потери вокруг аэродинамической части лопатки. Такое снижение миграции радиального потока и т.п. должно улучшать общие эксплуатационные характеристики и КПД. В настоящем документе также рассмотрены и решены проблемы общей стоимости и технического обслуживания.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящая заявка предлагает пример сопловой лопатки турбины. Сопловая лопатка турбины, описанная в настоящем документе, может содержать аэродинамическую часть, проходящую от платформы до концевой части. Аэродинамическая часть содержит переднюю кромку, заднюю кромку и перегородку для ограничения потока, проходящую вокруг аэродинамической части, выступая в наружном направлении от ее передней до задней кромки, причем перегородка расположена ближе к концевой части аэродинамической части, чем к ее платформе. Перегородка плавно переходит в переднюю кромку и заднюю кромку и в значительной степени выполнена заподлицо с аэродинамической частью около ее кромок, при этом указанная перегородка выполнена утолщенной в середине.

Настоящая заявка дополнительно предлагает пример турбины. Турбина, описанная в настоящем документе, может содержать несколько ступеней, каждая из которых содержит сопловые лопатки и рабочие лопатки. Каждая сопловая лопатка может содержать указанную выше аэродинамическую часть с передней кромкой, задней кромкой и перегородкой для ограничения потока, проходящей вокруг аэродинамической части, выступая в наружном направлении между указанными кромками, причем перегородка расположена ближе к концевой части аэродинамической части, чем к ее платформе. Перегородка плавно переходит в переднюю кромку и заднюю кромку и в значительной степени выполнена заподлицо с аэродинамической частью около ее кромок, при этом указанная перегородка выполнена утолщенной в середине.

Благодаря тому, что перегородка аэродинамической части лопатки расположена вблизи ее концевой части и имеет форму с утолщением в середине, она действует в качестве барьера для потока газообразных продуктов сгорания у наружного диаметра соплового аппарата, т.е. в области, где происходят значительные потери давления, и обеспечивает прохождение этого потока в осевом направлении, соответственно, уменьшая величину его миграции в радиальном направлении и способствуя уменьшению завихрений газовых потоков. Таким образом, использование указанной конструкции сопловых лопаток способствует снижению общих потерь давления и позволяет повысить эффективность работы соплового аппарата.

Эти и другие признаки и усовершенствования настоящей заявки и ожидаемого патента станут очевидными для специалиста при рассмотрении последующего подробного описания совместно с несколькими чертежами и прилагаемой формулой изобретения.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг. 1 представляет собой схему газотурбинного двигателя, изображающую компрессор, камеру сгорания и турбину.

Фиг. 2 представляет собой схематическое изображение части турбины с несколькими сопловыми лопатками и несколькими рабочими лопатками, которые могут быть описаны в настоящем документе.

Фиг. 3 представляет собой поперечный разрез иллюстративной сопловой лопатки, которая может быть использована в турбине, изображенной на Фиг. 2.

Фиг. 4 представляет собой вид сбоку сопловой лопатки, изображенной на Фиг. 3, с расположенной в ней перегородкой для ограничения потока.

Фиг. 5 представляет собой вид на переднюю кромку сопловой лопатки, изображенной на Фиг. 3.

Фиг. 6 представляет собой вид на заднюю кромку сопловой лопатки, изображенной на Фиг. 3.

Фиг. 7 представляет собой поперечный разрез примера альтернативного варианта выполнения сопловой лопатки, как может быть представлено в настоящем документе.

Фиг. 8 представляет собой поперечный разрез примера альтернативного варианта выполнения сопловой лопатки, как может быть представлено в настоящем документе.

Фиг. 9 представляет собой поперечный разрез примера альтернативного варианта выполнения сопловой лопатки, как может быть представлено в настоящем документе.

Фиг. 10 представляет собой поперечный разрез примера альтернативного варианта выполнения сопловой лопатки, как может быть представлено в настоящем документе.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Обратимся теперь к чертежам, на которых одинаковые номера позиций относятся к одинаковым элементам на нескольких видах. Фиг. 1 изображает схематический вид газотурбинного двигателя 10, который может быть использован в настоящем документе. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает входящий 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 воспламенят смесь для создания потока газообразных продуктов 35 сгорания. Несмотря на то, что показана только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может содержать любое количество камер 25 сгорания. Поток газообразных продуктов 35 сгорания, в свою очередь, доставляется 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 через вал 45 и внешнюю нагрузку 50, такую как электрический генератор и тому подобное.

Газотурбинный двигатель 10 может использовать природный газ, различные виды синтез-газа и/или другие виды топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой двигатель, выбранный из целого ряда различных газотурбинных двигателей, выпускаемых компанией General Electric Company в Скенектэди, штат Нью-Йорк, США, в том числе, но не ограничиваясь этим, например, тяжелые газотурбинные двигатели 7 или 9 серии, и тому подобное. Газотурбинный двигатель 10 может иметь различные конфигурации и может использовать другие типы элементов. В настоящем документе также могут быть использованы и другие типы газотурбинных двигателей. В настоящем документе вместе также могут быть использованы несколько газотурбинных двигателей, другие типы турбин и другие виды энергетического оборудования.

На Фиг. 2 изображен пример части турбины 100, как может быть описано в настоящем документе. Турбина 100 может содержать несколько ступеней. В этом примере турбина 100 может содержать первую ступень 110 с несколькими сопловыми лопатками 120 и несколькими рабочими лопатками 130, вторую ступень 140 с несколькими сопловыми лопатками 150 и несколькими рабочими лопатками 160 и последнюю ступень 170 с несколькими сопловыми лопатками 180 и несколькими рабочими лопатками 190. В настоящем документе может быть использовано любое количество ступеней с любым количеством рабочих лопаток 130, 160, 190 и любым количеством сопловых лопаток 120, 150, 180.

Рабочие лопатки 130, 160, 190 могут быть расположены в виде ряда по окружности ротора 200 для вращения вместе с ним. Кроме того, сопловые лопатки 120, 150, 180 могут быть неподвижными и могут быть установлены в виде ряда по окружности корпуса 210, и тому подобное. Горячий газовый тракт 215 может проходить через всю турбину 100 для приведения в действие рабочих лопаток 130, 160, 190 посредством потока газообразных продуктов 35 сгорания из камеры 25 сгорания. В настоящем документе также могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

На Фиг. 3-6 изображена иллюстративная сопловая лопатка 220, как описано в настоящем документе. Сопловая лопатка 220 может представлять собой сопловую лопатку 180 последней ступени и/или любую другую сопловую лопатку в турбине 100. Сопловая лопатка 220 может содержать аэродинамическую часть 230. Описанная в целом аэродинамическая часть 230 лопатки может проходить вдоль оси X от передней кромки 240 до задней кромки 250. Аэродинамическая часть 230 лопатки может проходить вдоль оси Y от стороны 260 повышенного давления до стороны 270 пониженного давления. Кроме того, аэродинамическая часть 230 лопатки может проходить вдоль оси Z от платформы 280 до концевой части 290. Общая конфигурация сопловой лопатки 220 может варьироваться. В настоящем документе также могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

Сопловая лопатка 220 может иметь перегородку 300 для ограничения потока, расположенную вокруг аэродинамической части 230 лопатки. Перегородка 300 может быть размещена вблизи концевой части 290 аэродинамической части 230 лопатки, т.е. перегородка 300 может быть расположена ближе к концевой части 290, чем к платформе 280. Перегородка 300 может проходить в наружном направлении от передней кромки 240 к задней кромке 250 вдоль стороны 270 пониженного давления. Как показано, перегородка 300 может иметь равномерную толщину 330 на стороне пониженного давления 270 от передней кромки 240 до задней кромки 250. Перегородка 300 может плавно переходить в переднюю кромку 240 и заднюю кромку 250. Перегородка 300 может проходить в основном в прямолинейном направлении 320 вдоль стороны 270 пониженного давления, хотя в настоящем документе могут быть использованы и другие направления. Перегородка 300 может иметь в значительной степени V-образную или U-образную конфигурацию 310, хотя в настоящем документе могут быть использованы и другие конфигурации. В частности, перегородка 300 может иметь любой размер, форму или конфигурацию.

В настоящем документе может быть использовано более одной перегородки 300. Несмотря на то, что перегородка 300 была описана на примере стороны 370 пониженного давления, перегородка 300 также может быть расположена на стороне 260 повышенного давления и/или же несколько перегородок 300 может быть расположено как на стороне 270 пониженного давления 270, так и на стороне 260 повышенного давления. Количество, расположение и конфигурация перегородок 300 в настоящем документе, следовательно, может варьироваться. В настоящем документе также могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

Использование перегородки 300, расположенной вокруг сопловой лопатки 220, таково, что она действует для направления потока газообразных продуктов 35 сгорания в осевом направлении так, чтобы уменьшить величину миграции радиального потока. Снижение степени миграции радиального потока может сопровождаться снижением потерь полного давления, с тем, чтобы повысить полный КПД и эксплуатационные характеристики ряда лопаток. Перегородка 300 действует, таким образом, как физический барьер для предотвращения таких миграций потока благодаря тому, что перегородка 300 направляет поток в нужном направлении. Использование перегородки 300 также может быть эффективным в снижении турбулентности.

В настоящем документе могут быть использованы многочисленные модификации перегородки 300 для ограничения потока. Например, на Фиг. 7 показан альтернативный вариант аэродинамической части 340 лопатки. Аэродинамическая часть 340 лопатки может иметь переднюю перегородку 300 для ограничения потока. Передняя перегородка 350 может проходить дальше наружу от аэродинамической части 340 лопатки к передней кромке 240. Передняя перегородка 350 также может быть выполнена по существу заподлицо с задней кромкой 250. В настоящем документе могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

Фиг. 8 изображает другой вариант выполнения аэродинамической части 360 лопатки, как может быть описано в настоящем документе. В этом примере аэродинамическая часть 360 лопатки может иметь как перегородку 370 для ограничения потока на стороне пониженного давления, так и перегородку 380 для ограничения потока на стороне 260 повышенного давления. Перегородки 370, 380 могут выступать из аэродинамической части 360 лопатки больше около задней кромки 250, чем около передней кромки 240. В настоящем документе могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

Фиг. 9 изображает другой вариант выполнения аэродинамической части 390 лопатки, как может быть описано в настоящем документе. Аэродинамическая часть 390 лопатки может иметь среднюю утолщенную перегородку 400 для ограничения потока. Средняя утолщенная перегородка 400 может быть в значительной степени выполнена заподлицо с аэродинамической частью 390 лопатки около передней кромки 340 и задней кромки 250, но выступает наружу из нее около середины. В настоящем документе могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

Фиг. 10 изображает другой вариант выполнения аэродинамической части 410 лопатки, как может быть описано в настоящем документе. Аэродинамическая часть 410 лопатки может иметь заднюю перегородку 420 для ограничения потока. Задняя перегородка 420 может быть в значительной степени выполнена заподлицо с передней кромкой 240, но может выступать наружу вдоль средней части и задней кромки 250. В настоящем документе могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.

[0122] Должно быть очевидно, что вышеизложенное относится только к определенным вариантам выполнения настоящей заявки и ожидаемого патента. 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. Сопловая лопатка турбины, содержащая

аэродинамическую часть, проходящую от платформы до концевой части и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку, сторону пониженного давления и сторону повышенного давления, и

перегородку для ограничения потока, проходящую по аэродинамической части, выступая в наружном направлении, от передней кромки до задней кромки указанной аэродинамической части и расположенную ближе к указанной концевой части, чем к указанной платформе, вдоль стороны пониженного давления, причем указанная перегородка, которая выступает в наружном направлении от передней кромки, имеет, по существу, V-образную или U-образную конфигурацию;

при этом указанная перегородка плавно переходит в переднюю кромку и заднюю кромку и проходит в наружном направлении к ее середине, образуя утолщение в середине, при этом указанная лопатка является лопаткой последней ступени турбины.

2. Сопловая лопатка по п. 1, в которой указанная перегородка проходит, по существу, в прямолинейном направлении.

3. Сопловая лопатка по п. 1, в которой указанная перегородка представляет собой переднюю перегородку для ограничения потока.

4. Сопловая лопатка по п. 1, содержащая несколько перегородок для ограничения потока.

5. Сопловая лопатка по п. 1, в которой указанная перегородка представляет собой заднюю перегородку для ограничения потока.

6. Сопловая лопатка по п. 1, в которой указанная перегородка имеет форму, обеспечивающую уменьшение миграции потока горячих газов сгорания вдоль аэродинамической части лопатки.

7. Турбина, содержащая рабочие лопатки и сопловые лопатки по любому из пп. 1-6.

8. Турбина по п. 7, содержащая несколько перегородок для ограничения потока.

9. Турбина по п. 7, в которой указанная перегородка имеет форму, обеспечивающую уменьшение миграции потока горячих газов сгорания вдоль аэродинамической части лопатки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Узел задней рамы переходного элемента, содержащий заднюю раму переходного элемента и теплозащитный экран.

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к реверсивным силовым судовым турбинам, содержащим турбину заднего хода. Ступень турбины заднего хода содержит сопловой аппарат, рабочие лопатки, подвижный П-образный экран, установленный над рабочими лопатками, в дне которого выполнены окна.

Турбовентиляторный реактивный двигатель содержит кожух вентилятора, секцию корпуса двигателя, лопатку статора, металлическую обшивку, пару соединительных несущих корпусов и проводник.

Объектом изобретения является турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру (1) сгорания, ограниченную внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (4), направляющий аппарат (2) турбины, расположенный ниже по потоку от кольцевой камеры (1) сгорания, при этом выходной конец наружной обечайки (4) и/или внутренней обечайки (3) камеры сгорания содержит первый радиальный бортик (7), расположенный напротив второго радиального бортика (14) входного конца направляющего аппарата (2), и уплотнительные средства (16), содержащие по меньшей мере одну уплотнительную пластинку (17) между упомянутыми бортиками (7, 14) для обеспечения герметичности между камерой (1) сгорания и направляющим аппаратом (2).

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.

Электрически проводящая структура для пропускания и отвода электрического тока от основного тела выходной направляющей лопасти в наружную опорную структуру содержит обшивку из металла, покрывающую переднюю кромку основного тела лопасти, и электрически проводящую прокладку из металла, содержащую контактную часть, имеющую такой размер, чтобы перекрывать одним концом обшивку, и часть в виде шайбы, предназначенную для ввода болта для затягивания в опорную структуру, при этом одно или больше соединений, выбранных из группы, содержащей сварку, точечную сварку, пайку, соединение с помощью электрически проводящей пасты и зажим, создают соединение между концом обшивки и контактной частью.

Изобретение относится к способу изготовления заменяющей лопатки для турбомашины. Согласно указанному способу определяют геометрические характеристики контура ступицы и корпуса снабженного старой лопаткой проточного канала, а также осевое положение центра тяжести пера старой лопатки, которая с одной стороны зажата в ступице или в корпусе.

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.

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.

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.

Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя, предназначенная для адгезионного сцепления с передней кромкой упомянутой лопатки и имеющая по всей высоте сечения лопатки форму латинской буквы V.

Турбовентиляторный реактивный двигатель содержит кожух вентилятора, секцию корпуса двигателя, лопатку статора, металлическую обшивку, пару соединительных несущих корпусов и проводник.

Лопатка (112) ротора турбомашины, содержащая хвостовик (113) и вершину (114), разнесенные на высоту (h) лопатки, имеющая по меньшей мере один промежуточный сегмент (112a) между хвостовиком (113) лопатки и вершиной (114) лопатки, который имеет обратную стреловидность на по меньшей мере 50% высоты (h) лопатки, и концевой сегмент (112b) с прямой стреловидностью между промежуточным сегментом (112a) и вершиной (114) лопатки, причем концевой сегмент (112b) также имеет угол наклона линии, проходящей через центры тяжести (CG) последовательных профилей лопатки, относительно радиальной оси (Y) лопатки в направлении вращения (R) ротора.

Металлическая усиливающая деталь турбомашины для установки на переднюю кромку или заднюю кромку композитной лопатки турбомашины, такой как лопатка вентилятора турбореактивного или турбовинтового двигателя самолета, содержит усилительные средства, расположенные на сердцевине металлической усиливающей детали в полостях соединительных поверхностей двух металлических усилительных листов.

Трехъярусная рабочая лопатка турбовентилятора содержит последовательно расположенные от корпуса турбовентилятора к диску ротора рабочую лопатку вентилятора и рабочую лопатку турбины, соединенные между собой посредством промежуточного элемента с образованием трех проточных газовых каналов.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей с продолжительным временем работы при использовании любых компонентов топлива, как высококипящих, так и низкокипящих.

Изобретение относится к энергетике. Выпрямитель газотурбинного двигателя, содержащий множество лопаток, расположенных вокруг кольца с центром на оси газотурбинного двигателя, при этом каждая лопатка имеет переднюю кромку и проходит между концом ножки и концом головки.

Изобретение относится к области турбо-машиностроения, в частности к авиационному моторостроению, и может быть использовано в рабочих колесах осевых компрессоров газотурбинных двигателей (ГТД).

Изобретение может быть использовано при изготовлении моноколес, применяемых преимущественно в роторах газотурбинных двигателей. Способ включает получение заготовки лопатки газотурбинного двигателя штамповкой с образованием аэродинамического профиля в каждом сечении пера лопатки и образованием хвостовика с их последующей механической обработкой.

Изобретение относится к области газотурбостроения и может быть использовано при изготовлении металлических элементов усиления, предназначенных для установки на передней или задней кромке композитной лопатки турбомашины.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к конструкции лопатки турбомашины, в частности осевого компрессора газотурбинного двигателя. Лопатка турбомашины выполнена в виде пера с прикрепленными к нему входной и выходной кромками, выполненными из материала с пористой структурой. Соединение осуществляется при помощи пайки, сварки или лазерной наплавки. Толщина входной кромки в месте ее соединения с пером составляет 0,1-0,65, а выходной кромки - 0,1-0,35 от максимальной толщины пера. Входная или/и выходная кромки в продольном направлении могут быть выполнены из отдельных сегментов. Достигается увеличение надежности турбомашины и уменьшение её массы за счет локализации трещины в пористой структуре кромки и толщины места соединения кромки с пером, выбранной из условия сочетания максимальной прочности пера лопатки, места соединения пера и кромки, а также минимальной массы кромки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Сопловая лопатка последней ступени турбины содержит аэродинамическую часть, проходящую от платформы до концевой части лопатки и включающую переднюю и заднюю кромки, стороны пониженного и повышенного давления, а также перегородку для ограничения потока. Перегородка для ограничения потока проходит по аэродинамической части, выступая в наружном направлении, от передней кромки до задней кромки указанной аэродинамической части и расположена ближе к концевой части, чем к платформе, вдоль стороны пониженного давления. Перегородка выступает в наружном направлении от передней кромки и имеет, по существу, V-образную или U-образную конфигурацию. Перегородка плавно переходит в переднюю кромку и заднюю кромку и проходит в наружном направлении к ее середине, образуя утолщение в середине. Другое изобретение группы относится к турбине, содержащей рабочие лопатки и указанные выше сопловые лопатки. Группа изобретений позволяет снизить потери на аэродинамической части лопатки за счет уменьшения миграции потока в радиальном направлении и уменьшения его завихрения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх