Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

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.

 

Изобретение относится к области охлаждения турбореактивных двигателей, а именно к способам охлаждения рабочих колес высокотемпературных турбин многорежимных авиационных двигателей.

Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, входная полость которого сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость 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 (патент РФ №2387846, МПК F01D 5/18, опубл. 27.04.2010 г.).

Недостатком данного изобретения является то, что безлопаточный и дополнительный безлопаточный диффузоры соединены с диском турбины и находятся в поле центробежных сил. Это усложняет конструкцию крепления элементов безлопаточных диффузоров к диску турбины, снижает их запасы прочности и надежности, создает проблему уплотнения этих элементов с целью минимизации утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Также для обеспечения требуемых запасов прочности и ресурса самих безлопаточных диффузоров требуется увеличить их массу, а следовательно, и массу самого диска турбины, что повышает металлоемкость конструкции и, следовательно, увеличиваются затраты на изготовление узлов турбины.

Задача изобретения - повышение эффективности производства двигателя.

Ожидаемый технический результат - снижение массы и металлоемкости конструкции узла турбины, упрощение технологии ее изготовления и сборки, повышение запасов прочности и ресурса двигателя при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в охлаждаемой турбине двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащей сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, входная полость которого сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость 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, согласно изобретению 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, а выходная полость канала безлопаточного диффузора соединена через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки, при этом 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.

Размещение безлопаточного диффузора и дополнительного безлопаточного диффузора на сопловом аппарате турбины обеспечивает его неподвижность и отсутствие влияния центробежных сил диска. В этом случае упрощается технология крепления безлопаточных диффузоров, технология их производства, поскольку безлопаточные диффузоры возможно изготовить из листового материала, применяя более дешевые и простые операции. Снижается их масса, а следовательно, и всего узла турбины в целом.

Выполнение безлопаточного диффузора и дополнительного безлопаточного диффузора в виде каналов обеспечивает однозначность их геометрии и независимость подводов охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины.

Для безлопаточного диффузора известно, что максимальная степень повышения давления охлаждающего воздуха при его торможении в безлопаточном диффузоре реализуется до момента достижения равенства скорости охлаждающего воздуха и скорости диска турбины. В этом случае охлаждающий воздух входит в каналы подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам с минимальными потерями и высоким давлением.

В случае, когда безлопаточные диффузоры неподвижны, это условие остается справедливым. Таким образом, в неподвижных безлопаточных диффузорах также обеспечивается повышение давления потока охлаждающего воздуха за вычетом потерь на трение о неподвижные стенки каналов.

Соединение входных полостей каналов с аппаратом закрутки статора и дополнительным аппаратом закрутки статора соответственно позволяет подать охлаждающий воздух в безлопаточный диффузор и дополнительный безлопаточный диффузор с более низкой температурой, чем в источнике охлаждающего воздуха, поскольку воздух выходит из выходных каналов аппаратов закрутки статора с большой скоростью, что обеспечивает снижение его температуры.

Соединение выходной полости канала дополнительного безлопаточного диффузора через дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки, а выходной полости канала безлопаточного диффузора через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки обеспечивает независимое охлаждение как теплонапряженной входной кромки, так и задней и выходной кромки рабочей лопатки турбины, а образование между выходными полостями каналов кольцевого зазора, оснащенного подвижным уплотнением, позволяет более точно разделить потоки охлаждающего воздуха во внутреннюю полость, примыкающую к входной кромке, и остальную полость рабочей лопатки, что также обеспечивает независимость и автономность подводов.

Отделение выходных полостей каналов дополнительными подвижными уплотнениями от проточной части турбины и от полости, образованной аппаратом закрутки статора и диском с рабочими лопатками, обеспечивает минимальные утечки охлаждающего воздуха.

На чертеже показан продольный разрез охлаждаемой турбины.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины 1 с сопловыми лопатками 2, диск 3 с рабочими лопатками 4, установленными в проточной части турбины 5, многоканальный воздуховод 6, проходящий через внутренние полости 7 сопловых лопаток 2.

Входная полость 8 многоканального воздуховода 6 сообщена с источником охлаждающего воздуха 9, а выходная полость 10 соединена, с одной стороны, через дополнительный аппарат закрутки статора 11, дополнительный безлопаточный диффузор 12 и дополнительные воздушные каналы 13 с внутренней полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, а с другой стороны, через аппарат закрутки статора 16, безлопаточный диффузор 17 и воздушные каналы 18 с остальной полостью 19 каждой рабочей лопатки 4.

Безлопаточный диффузор 17 и дополнительный безлопаточный диффузор 12 размещены на сопловом аппарате турбины 1 и выполнены в виде каналов 20 и 21, входные полости 22 и 23 которых соединены с аппаратом закрутки статора 16 и дополнительным аппаратом закрутки статора 11 соответственно.

Выходная полость 24 канала 21 дополнительного безлопаточного диффузора 12 соединена через дополнительные воздушные каналы 13 с внутренней полостью 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, а выходная полость 25 канала 20 безлопаточного диффузора 17 соединена через воздушные каналы 18 с остальной полостью 19 каждой рабочей лопатки 4.

Выходные полости 24 и 25 каналов 21 и 20 образуют между собой кольцевой зазор 26, оснащенный подвижным уплотнением 27, а также отделены дополнительными подвижными уплотнениями 28 и 29 от проточной части турбины 5 и от полости 30, образованной аппаратом закрутки статора 16 и диском 3 с рабочими лопатками 4.

Охлаждение турбины осуществляется следующим образом.

Воздух от источника охлаждающего воздуха 9 поступает во входную полость 8 многоканального воздуховода 6, проходящего через внутренние полости 7 сопловых лопаток 2, на выходе 10 из которого часть потока охлаждающего воздуха направляется в аппарат закрутки статора 16, а часть в дополнительный аппарат закрутки статора 11. Распределение расходов охлаждающего воздуха зависит от площади проходных сечений аппаратов закрутки статора и определяется на стадии проектировочного расчета.

Воздух, выходящий из дополнительного аппарата закрутки статора 11 с температурой, более низкой, чем на входе за счет разгона потока охлаждающего воздуха в нем, направляется по неподвижному каналу 21 дополнительного безлопаточного диффузора 12, где происходит торможение потока охлаждающего воздуха с повышением его давления за вычетом потерь на трение о неподвижные стенки канала 21. Далее воздух с высоким давлением через дополнительные воздушные каналы 13 устремляется во внутреннюю полость 14 каждой рабочей лопатки 4, расположенной у входной кромки 15, и обеспечивает охлаждение теплонапряженной входной кромки 15.

Одновременно воздух, выходящий из аппарата закрутки статора 16 также с более низкой температурой, чем на входе, поступает в неподвижный безлопаточный диффузор 17, где в результате торможения потока повышается давление на выходе из безлопаточного диффузора 17 и воздух устремляется через воздушные каналы 18 в остальную часть 19 каждой рабочей лопатки 4, где происходит охлаждение выходной кромки и задней части рабочей лопатки турбины.

Через подвижные уплотнения 28 и 29 небольшая часть воздуха поступает в проточную часть турбины 5 и в полость 30, образованную аппаратом закрутки статора 16 и диском 3 с рабочими лопатками 4.

Также происходит перетечка воздуха в кольцевом зазоре 26 между безлопаточными диффузорами 17 и 12 через подвижное уплотнение 27.

Реализация данного изобретения позволяет снизить затраты на изготовление и сборку элементов конструкции узла турбины за счет снижения массы деталей и металлоемкости конструкции, упрощения технологии крепления и сборки узла турбины, повышение запасов прочности и ресурса двигателя в целом при сохранении эффективности охлаждения рабочих лопаток турбины.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, установленными в проточной части турбины, многоканальный воздуховод, проходящий через внутренние полости сопловых лопаток, входная полость которого сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость 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, отличающаяся тем, что 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, а выходная полость канала безлопаточного диффузора соединена через воздушные каналы с остальной полостью каждой рабочей лопатки, при этом 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.



 

Похожие патенты:

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 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.

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.

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).

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.

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.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку. В полом пере установлена перегородка. Между стенкой входной кромки и перегородкой расположен канал охлаждения входной кромки, а между торцевой стенкой и перегородкой расположен осевой канал. В выходной кромке расположен щелевой канал. При этом первый и третий радиальные каналы являются отводящими, второй и четвертый радиальные каналы являются подводящими. Второй и четвертый радиальные каналы выполнены сужающимися с минимальной площадью в периферийном сечении лопатки. Расширение первого канала прямо пропорционально сужению второго канала, а расширение третьего канала прямо пропорционально сужению четвертого канала в каждом сечении по высоте полого пера. В полом пере также установлены направляющие и затеняющие ребра, ребра-интенсификаторы. В щелевом канале выходной кромки за перемычками установлена матрица компланарных каналов. В торце замка лопатки установлен жиклер. Изобретение направлено на повышение ресурса рабочих лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом. 3 з.п. ф-лы, 4 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.

Наверх