Устройство для газовой турбины

Устройство (66, 112) для газовой турбины (10), содержащее: часть (68) диска ротора, содержащую зацепляющий участок (70); часть (72) лопатки, содержащую зацепляющий участок (74), причем соответствующие зацепляющие участки (70, 74) зацепляются для фиксации по окружности и в радиальном направлении части (68) диска ротора и части (72) лопатки относительно друг друга; фиксирующую пластину (96), соединенную с частью диска ротора и с частью лопатки, чтобы фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора, при этом фиксирующая пластина (96) разнесена в осевом направлении на расстояние (D) от осевого конца (98) зацепляющих участков (70, 74) части (68) диска ротора и/или части (70) лопатки, оставляя пустое пространство (V) в осевом направлении между зацепляющими участками (70, 74) и фиксирующей пластиной (96). Технический результат: охлаждение лопаток с повышением надежности их работы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится к устройству для газовой турбины и к газовой турбине, содержащей множество устройств для газовой турбины. В частности, настоящее изобретение относится к устройству для секции турбины газовой турбины и к газовой турбине.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Газовая турбина содержит секцию сжатия, секцию сгорания и секцию турбины. В секции сжатия воздух сжимается до высокого давления и направляется в секцию сгорания, содержащую множество камер сгорания, которые сжигают топливо в присутствии сжатого воздуха. Продукты сгорания имеют высокую температуру и высокое давление и приводят в действие множество лопаток ротора, поддерживаемых на дисках ротора, чтобы приводить в действие вращающийся вал. Из-за высокого давления и высокой температуры компоненты секции турбины газовой турбины необходимо охлаждать во время работы. Традиционно охлаждающая текучая среда, в частности, сжатый воздух, который сжимается секцией компрессора, используется для охлаждения. Охлаждающая текучая среда направляется к охлаждаемому компоненту, используя охлаждающие каналы, которые частично обеспечены в некоторых компонентах секции турбины газовой турбины. В частности, диски ротора содержат охлаждающие каналы, чтобы охлаждать участок платформы и/или лопатку ротора, в частности, путем подачи охлаждающего воздуха внутри участка аэродинамического профиля лопатки ротора.

В обычном диске ротора секции турбины газовой турбины охлаждающий канал может заканчиваться у отверстия на поверхности диска ротора в основании диска. Точка выхода отверстия может быть подвержена высокому напряжению. Длительное действие напряжения может повредить диск ротора и может ограничить срок службы. Когда охлаждающее отверстие или охлаждающий канал выходит под углом, проблема может возрастать, и острый угол области выхода обычно может представлять собой фактор ограничения срока службы.

Европейская заявка на патент EP 0814233 A2 раскрывает диск ротора газотурбинного двигателя с каналом охлаждающей текучей среды, который наклонен в направлении вниз по потоку, причем каждый канал подачи воздуха имеет конфигурацию поперечного сечения, которая позволяет концам каналов с меньшей вероятностью, чем обычно, действовать в качестве места образования трещин, вызываемых центробежным растягивающим напряжением.

Патент США № 4344738 раскрывает конструкцию диска ротора, выполненную с возможностью приема множества охлаждаемых лопаток ротора газотурбинного двигателя, в которой уменьшены коэффициенты концентрации тангенциальных напряжений, в которой удлиненная ось каждого отверстия охлаждающего воздуха лежит в плоскости, перпендикулярной оси симметрии диска.

Публикация WO 2013/135319 A1 раскрывает устройство газовой турбины, уменьшающее напряжения в дисках турбины, и соответствующую газовую турбину, в которой диск турбины содержит паз, в котором закрепляется участок хвостовика лопатки ротора. Участок хвостовика лопатки ротора содержит нижнюю часть хвостовика, содержащую участок первой вогнутой поверхности, а нижняя часть паза содержит первую выпуклую поверхность, причем в участке первой выпуклой поверхности пробито выпускное отверстие охлаждающего канала через диск турбины.

Может иметься необходимость в устройстве для газовой турбины, в частности, в устройстве для секции турбины газовой турбины, в котором срок службы компонентов может быть продлен по сравнению с известным уровнем техники. Дополнительно, может иметься необходимость в устройстве для секции турбины газовой турбины, в котором может быть обеспечена надежная и безопасная работа без повреждения компонентов газовой турбины.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Эта необходимость может быть удовлетворена объектом независимых пунктов формулы изобретения, которые направлены на устройство для газовой турбины, в частности, на устройство для секции турбины газовой турбины. Более того, эта необходимость может быть удовлетворена с помощью газовой турбины, содержащей множество устройств для секции турбины газовой турбины.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения обеспечено устройство для газовой турбины, содержащее часть диска ротора, содержащую зацепляющий участок, часть лопатки, содержащую зацепляющий участок, причем соответствующие зацепляющие участки зацепляются для фиксации по окружности и в радиальном направлении части диска ротора и части лопатки относительно друг друга, фиксирующую пластину, соединенную с частью диска ротора и с частью лопатки, чтобы фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора, причем фиксирующая пластина разнесена в осевом направлении на расстояние от осевого конца зацепляющих участков части диска ротора и/или части лопатки, оставляя пустое пространство в осевом направлении между зацепляющими участками и фиксирующей пластиной.

В частности, устройство предназначено для секции турбины газовой турбины. Таким образом, секция турбины газовой турбины может иметь множество рядов неподвижных направляющих лопаток и вращающихся лопаток ротора. Газовая турбина может содержать, например, два, три, четыре или даже больше рядов неподвижных направляющих лопаток и вращающихся лопаток. Лопатки каждого ряда могут быть идентичны друг другу и могут включать в себя участок аэродинамического профиля, участок платформы и зацепляющий участок. На участке аэродинамического профиля выхлопной газ, имеющий высокое давление и температуру, выпускаемый из камер сгорания, может оказывать воздействие и передавать энтальпию или энергию, чтобы вращать лопатки. Участок аэродинамического профиля может быть прикреплен к участку платформы, который, в свою очередь, может быть прикреплен к зацепляющему участку. Некоторые ряды лопаток могут дополнительно включать в себя участок кожуха, предотвращающий утечку горячих газов по концу лопатки.

Лопатки через диски могут быть соединены с вращающимся валом, который вращается вокруг оси вращения вдоль осевого направления. Радиальное направление и окружное направление перпендикулярны осевому направлению. Один ряд лопаток может быть расположен по существу в плоскости или срезе, перпендикулярном осевому направлению.

Часть лопатки считается частью лопатки. Таким образом, лопатка может содержать участок аэродинамического профиля, участок платформы и зацепляющий участок. Таким образом, лопатка может содержать по меньшей мере часть участка платформы и часть зацепляющего участка. Например, часть лопатки не обязательно должна содержать участок аэродинамического профиля и весь участок платформы, но может содержать по меньшей мере часть зацепляющего участка.

Часть диска ротора может относиться к части диска ротора. Диск ротора может содержать участок обода и зацепляющий участок. Диск ротора может быть прикреплен к вращающемуся валу. Часть диска ротора может позволить установить по меньшей мере одну лопатку на вращающийся вал. Множество частей диска ротора могут быть собраны, чтобы получить диск ротора, проходящий по всей окружности.

Для прикрепления лопатки к части диска ротора лопатка может, например, в осевом направлении входить в паз, обеспеченный зацепляющим участком части диска ротора. После зацепления соответствующих зацепляющих участков части диска ротора и части лопатки (таким образом, например, зацепляющие участки части диска ротора заключают между собой зацепляющий участок части лопатки) соответствующая лопатка может быть закреплена в радиальном и окружном направлениях, но не закреплена в достаточной степени в осевом направлении.

Для обеспечения этой осевой фиксации используется фиксирующая пластина. Фиксирующая пластина может принимать любую форму или геометрию. В частности, фиксирующая пластина может содержать металлический лист, имеющий плоские поверхности. Возможны другие формы. Фиксирующая пластина может быть выполнена в виде по существу прямоугольного металлического листа. Фиксирующая пластина также может обеспечивать уплотнение для предотвращения утечки охлаждающего воздуха вместо охлаждения желаемых областей.

Фиксирующая пластина соединена с частью диска ротора, а также с частью лопатки, чтобы зафиксировать часть лопатки (и, таким образом, лопатку) в осевом направлении относительно диска ротора (который закреплен на валу ротора). Фиксирующая пластина, например, может быть соединена с частью диска ротора на ее участке обода и может быть соединена с частью лопатки на ее части или участке платформы. Могут использоваться различные средства соединения: например, фиксирующая пластина может быть зажата в выемке в части диска ротора, а также в выемке в части лопатки. В других вариантах выполнения фиксирующая пластина может иметь некоторый зазор в этих пазах, чтобы обеспечивать возможность расширения или несоосности. Фиксирующая пластина может быть изогнута так, что она может быть согнута, и при помещении в рабочее положение в выемку она может выпрямляться и фиксироваться в рабочем положении. В другом варианте выполнения фиксирующая пластина может иметь выступы, которые зацепляются в пазе (или выемке) в диске при попадании в него для их фиксации в окружном направлении. В еще одном варианте выполнения фиксирующая пластина может быть больше в радиальном направлении так, что она может входить в паз (выемку) в диске ротора, который вмещает больший размер и может не допускать окружного перемещения.

В частности, фиксирующая пластина может входить в окружном направлении в соответствующие выемки, обеспеченные на части диска ротора и части лопатки. Таким образом, выемки могут по существу проходить в окружном направлении и могут образовывать, например, прямую (или частично изогнутую) канавку.

Фиксирующая пластина у осевого конца зацепляющего участка части диска ротора и/или части лопатки не касается осевого конца зацепляющих участков вдоль большей части его длины, а смещена от осевого конца зацепляющих участков части диска ротора и/или части лопатки, чтобы оставить пустой объем или пустое пространство между фиксирующей пластиной и осевым концом зацепляющих участков. Таким образом, путем обеспечения удлиненного размера участка обода части диска ротора и удлиненного размера участка платформы лопатки возможно разработать и обеспечить охлаждающий канал диска, проходящий по существу в радиальном направлении, таким образом, уменьшая напряжение на выходном отверстии части диска ротора. В то же время обеспечивается надежная безопасная фиксация части диска ротора и части лопатки в осевом направлении. Дополнительно, любое увеличение веса ограничено из-за пустого пространства.

Зацепляющий участок части лопатки может представлять собой самый внутренний в радиальном направлении участок лопатки. Зацепляющий участок части диска ротора может представлять собой самый наружный в радиальном направлении участок части диска ротора. Зацепляющие участки могут быть образованы множеством выступов и впадин, чередующихся в радиальном направлении. Основная конструкция зацепляющих участков может быть такой, как раскрыто в WO 2013/135319 A1.

Согласно заявленному объекту изобретения между фиксирующей пластиной лопатки турбины и лопаткой турбины может быть создана полость, чтобы обеспечить более перпендикулярное положение охлаждающего отверстия диска. Таким образом, срок службы компонентов ветровой турбины, в частности, диска ротора может быть продлен, и может быть обеспечена надежная работа. В частности, согласно варианту выполнения настоящего изобретения зазор между лопаткой турбины и фиксирующей пластиной может быть увеличен (путем перемещения фиксирующей пластины в сторону от лопатки) по сравнению с известным уровнем техники. Это может создавать полость, в которую может выходить охлаждающее отверстие диска под уменьшенным углом. Эта конструкция может обеспечивать уменьшенный угол выхода охлаждающего отверстия с небольшим дополнительным «собственным весом».

Согласно варианту выполнения часть лопатки содержит участок платформы, соединенный с зацепляющим участком части лопатки, причем участок платформы содержит выемку для приема края фиксирующей пластины и/или содержит крепежное средство для установки края фиксирующей пластины на часть лопатки, причем выемка и/или крепежное средство расположены(о) в осевом направлении по существу на расстоянии разнесения от осевого конца зацепляющего участка части лопатки.

Участок платформы части лопатки может рассматриваться как конструкция основания, на которую устанавливается участок аэродинамического профиля лопатки. В частности, участок платформы может находиться между участком аэродинамического профиля и зацепляющим участком лопатки. Выемка на участке платформы части лопатки может по существу содержать или представлять собой канавку, проходящую в окружном направлении. Край фиксирующей пластины, принимаемый в выемке, может представлять собой прямой край. Край может быть зажат в выемке путем какого-либо смещения или может быть зафиксирован с использованием дополнительного крепежного средства, такого как выступ на фиксирующей пластине, вдавливаемый в комплементарную впадину в диске для фиксации фиксирующей пластины в окружном направлении, или другое. Выемка может обеспечивать простой и эффективный механизм для соединения фиксирующей пластины на части лопатки.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения часть диска ротора содержит участок обода, соединенный с зацепляющим участком части диска ротора, причем участок обода содержит выемку для приема другого края фиксирующей пластины и/или крепежного средства для установки другого края фиксирующей пластины на части диска ротора, причем выемка и/или крепежное средство расположены(о) в осевом направлении по существу на расстоянии разнесения от осевого конца зацепляющего участка части диска ротора.

Участок обода части диска ротора может находиться непосредственно в радиальном направлении внутрь смежно зацепляющему участку части диска ротора. Выемка на участке обода части диска ротора может по существу представлять собой канавку, проходящую в окружном направлении. В выемке на участке обода части диска ротора радиально внутренний край (т.е. другой край) фиксирующей пластины может быть сопровожден и установлен в выемке на участке платформы лопатки, радиально наружный край (т.е. край) фиксирующей пластины может быть сопровожден и установлен. Выемка на участке обода части диска ротора может быть расположена в радиальном направлении внутрь относительно выемки на участке платформы части лопатки, причем радиальное расстояние между ними по существу представляет собой радиальную протяженность фиксирующей пластины. Таким образом, может быть обеспечен простой механизм для соединения фиксирующей пластины с частью диска ротора.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения часть лопатки и/или часть диска ротора может(могут) содержать поддерживающий материал для подпирания фиксирующей пластины, в частности, поддерживающий материал образует по меньшей мере часть крепежного средства, поддерживающий материал обеспечен смежно соответствующей выемке части лопатки и/или части диска ротора, причем за счет поддерживающего материала пустое пространство сужается так, что радиальная протяженность пустого пространства меньше радиальной протяженности зацепляющего участка части лопатки и/или части диска ротора. Такой поддерживающий материал является необязательным, в некоторых вариантах выполнения он отсутствует или не используется.

Поддерживающий материал может быть обеспечен только на части диска ротора, только на части лопатки или на части диска ротора, а также на части лопатки. Дополнительный материал может подпирать фиксирующую пластину для предотвращения вибрации или искривления под нагрузкой от газа. Вес поддерживающего материала должен быть максимально низким, чтобы не мешать работе турбины и поддерживать эффективность. С использованием поддерживающего материала фиксирующая пластина может быть дополнительно усилена, таким образом, приводя к надежной фиксации части диска ротора и части лопатки в осевом направлении.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения расстояние разнесения имеет осевую протяженность от 0% до 45%, в частности, 10-25% от осевой протяженности зацепляющего участка части диска ротора и/или части лопатки. Расстояние разнесения может быть выбрано так, что выходное отверстие охлаждающего канала диска может быть расположено так, что охлаждающий канал по существу проходит в радиальном направлении. Расстояние, на которое фиксирующая пластина разнесена в осевом направлении от осевых концов зацепляющих участков части диска ротора и/или части лопатки, может составлять, например, от 5 мм до 20 мм, но возможны и другие значения в зависимости от размера газовой турбины.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения пустое пространство (в частности, если не обеспечено никакого дополнительного поддерживающего материала для усиления) проходит в радиальном направлении и/или по окружности по всей соответствующей протяженности зацепляющего участка части диска ротора и/или части лопатки. При наличии относительно большого пустого пространства вес устройства может быть ограничен, таким образом, поддерживая эффективность газовой турбины и уменьшая размер и стоимость диска.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения в части диска ротора образован охлаждающий канал диска, проходящий в направлении охлаждающего канала диска, имеющий осевую компоненту, составляющую от 0% до 20% от радиальной компоненты, в частности, имеющий окружную компоненту, составляющую от 0% до 10% от радиальной компоненты.

Охлаждающий канал диска может проходить внутри части диска ротора, в частности, внутри части диска ротора, которая обеспечена для прикрепления к ней одной лопатки. Охлаждающий канал диска может представлять собой сквозное отверстие через часть диска ротора. Охлаждающая текучая среда, в частности, сжатый воздух (более холодный, чем охлаждаемые компоненты, в частности, подаваемый непосредственно от компрессора) может направляться через охлаждающий канал диска в радиальном направлении наружу, чтобы охлаждать компоненты лопатки. Направление охлаждающего канала диска может быть определено как кривая, состоящая из центров поперечного сечения охлаждающего канала диска. В других вариантах выполнения направление охлаждающего канала диска может быть определено как направление охлаждающей текучей среды, текущей через охлаждающий канал диска. Направление охлаждающего канала диска может быть описано в полярной системе координат, имеющей в качестве осей осевое направление, радиальное направление и окружное направление. В частности, направление охлаждающего канала диска может иметь относительно небольшую или не иметь компоненты в осевом направлении и относительно небольшую или не иметь компоненты в окружном направлении. Таким образом, напряжение на радиально наружном выходном отверстии охлаждающего канала диска на участке обода части диска ротора может быть уменьшено по сравнению с известным уровнем техники. В частности, компонента в осевом направлении должна быть относительно небольшой, чтобы уменьшить напряжение.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения часть диска ротора содержит радиально наружное выходное отверстие охлаждающего канала диска на участке обода части диска ротора, причем направление охлаждающего канала диска по существу ориентировано в радиальном направлении по меньшей мере в радиально наружном выходном отверстии.

Направление охлаждающего канала диска может варьироваться или изменяться вдоль продольной протяженности охлаждающего канала диска или может быть по существу постоянным вдоль продольного направления охлаждающего канала диска. По меньшей мере вблизи радиально наружного выходного отверстия охлаждающего канала диска направление охлаждающего канала диска должны быть направлено по существу радиально, чтобы уменьшить напряжение у радиально наружного выходного отверстия. Когда охлаждающий канал диска является прямым, изготовление охлаждающего канала диска может быть упрощено.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения поверхность участка обода части диска ротора у радиально наружного выходного отверстия по существу перпендикулярна направлению охлаждающего канала диска вблизи радиально наружного выходного отверстия. Поверхность участка обода части диска ротора должна быть по существу перпендикулярна направлению охлаждающего канала диска вблизи выходного отверстия, в частности, радиально наружного выходного отверстия, чтобы уменьшить напряжение у радиально наружного выходного отверстия.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения радиально наружное выходное отверстие по меньшей мере частично перекрывается в осевом направлении пустым пространством и/или по меньшей мере частично перекрывается в осевом направлении зацепляющим участком части лопатки.

В связи с этим пустое пространство может быть частично заполнено охлаждающей текучей средой, и охлаждающая текучая среда может быть выпущена из пустого пространства путем обеспечения дополнительных охлаждающих каналов в части лопатки. Таким образом, может быть обеспечено охлаждение лопатки.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения радиально наружное выходное отверстие не перекрывается пустым пространством. В этом случае радиально наружное выходное отверстие, например, может быть выровнено или может вести в охлаждающий канал лопатки.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения зацепляющий участок части лопатки содержит охлаждающий канал лопатки в осевом положении для связи с охлаждающим каналом диска, чтобы позволить прохождение охлаждающей текучей среды через охлаждающий канал диска, а затем через охлаждающий канал лопатки, чтобы обеспечить охлаждение внутри лопатки и/или охлаждение участка платформы лопатки для охлаждения хвостовика. Охлаждающий канал лопатки может или не может быть выровнен с охлаждающим каналом диска. Как правило, может быть известно о наличии охлаждающего канала лопатки в зацепляющем участке части лопатки. Охлаждающий канал лопатки может обеспечивать охлаждение участков лопатки. Таким образом, может быть обеспечена надежная работа.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения толщина фиксирующей пластины в осевом направлении составляет от 1% до 10% от осевой протяженности зацепляющего участка части диска ротора и/или части лопатки. Толщина фиксирующей пластины может быть выбрана в зависимости от применения и, в частности, в зависимости от расстояния разнесения. Чем больше расстояние разнесения, тем большая толщина фиксирующей пластины может быть выбрана.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения каждый из зацепляющих участков содержит выступы и впадины (комплементарные друг другу), чередующиеся в радиальном направлении, в частности, каждый из них образует конструкцию, похожую на елочку.

Геометрия и конструкция зацепляющих участков могут по существу быть подобны или идентичны зацепляющим участкам, раскрытым в WO 2013/1353198 A1. Таким образом, может быть обеспечена надежная фиксация в радиальном и окружном направлениях, и может быть обеспечена простая установка.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения устройство дополнительно содержит другую фиксирующую пластину, соединенную с частью диска ротора и частью лопатки, чтобы дополнительно фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора, причем другая фиксирующая пластина расположена в осевом направлении на другом осевом конце зацепляющих участков части диска ротора и/или части лопатки, не оставляя пустого пространства в осевом направлении между зацепляющими участками и другой фиксирующей пластиной.

Другая фиксирующая пластина может быть собрана обычным образом, а также может быть расположена, как известно в уровне техники. Только один охлаждающий канал лопатки и только один соответствующий охлаждающий канал диска ротора могут быть обеспечены на лопатке. Таким образом, на другом осевом конце зацепляющих участков не нужны никакие средства обеспечения, чтобы ориентировать другой охлаждающий канал по существу в радиальном направлении.

Согласно варианту выполнения настоящего изобретения дополнительно обеспечена газовая турбина, которая содержит диск ротора и множество лопаток, прикрепленных к диску ротора, таким образом, использующая множество устройств, описанных в одном из вышеприведенных вариантов выполнения.

Более того, согласно варианту выполнения настоящего изобретения обеспечено устройство диска ротора для секции турбины газовой турбины, которое содержит диск ротора и множество лопаток, прикрепленных к диску ротора. Каждая лопатка содержит часть лопатки, а диск ротора содержит множество частей диска ротора, которые содержатся в устройстве для секции турбины газовой турбины, описанном в одном из вышеприведенных вариантов выполнения. Более того, с каждой лопаткой или с несколькими лопатками может быть связана соответствующая фиксирующая пластина, как указано в одном из вышеприведенных вариантов выполнения. В некоторых вариантах выполнения с ровно одной лопаткой может быть связана ровно одна фиксирующая пластина. В других вариантах выполнения одна фиксирующая пластина может перекрывать несколько лопаток так, что одна фиксирующая пластина может охватывать более одной лопатки или часть двух лопаток или одну лопатку полностью и часть двух лопаток и т.д. Возможны другие конфигурации.

Следует отметить, что варианты выполнения изобретения описаны со ссылкой на различные объекты изобретения. В частности, некоторые варианты выполнения описаны со ссылкой на пункты формулы изобретения, касающиеся способа, в то время как другие варианты выполнения описаны со ссылкой на пункты формулы изобретения, касающиеся устройства. Однако специалист в области техники сделает вывод из вышеприведенного и последующего описания, что если явно не указано иное, в дополнение к любой комбинации признаков, относящихся к одному типу объекта изобретения, также любая комбинация между признаками, относящимися к другим объектам изобретения, в частности, между признаками пунктов формулы изобретения, касающихся способа, и признаками пунктов формулы изобретения, касающихся устройства, считается комбинацией, раскрываемой данным документом.

Аспекты, определенные выше, и дополнительные аспекты настоящего изобретения станут очевидными из описанных ниже примеров варианта выполнения и объяснены со ссылкой на примеры варианта выполнения. Изобретение будет описано более подробно далее со ссылкой на примеры варианта выполнения, но которым изобретение не ограничивается.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Варианты выполнения настоящего изобретения далее описаны со ссылкой на сопровождающие чертежи. Изобретение не ограничивается проиллюстрированными или описанными вариантами выполнения.

Фиг. 1 схематически иллюстрирует вид в сечении, включающий в себя ось вращения газотурбинного двигателя согласно варианту выполнения настоящего изобретения;

Фиг. 2 схематически иллюстрирует вид в сечении в направлении по окружности устройства для секции турбины газовой турбины согласно варианту выполнения настоящего изобретения; и

Фиг. 3 схематически иллюстрирует вид в сечении в направлении по окружности устройства для секции турбины газовой турбины согласно варианту выполнения настоящего изобретения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Иллюстрации на чертежах представлены в схематичной форме. Следует отметить, что на разных Фигурах подобные или идентичные элементы обеспечены одинаковыми ссылочными позициями или ссылочными позициями, которые отличаются от соответствующих ссылочных позиций только первой цифрой.

На Фиг. 1, 2 и 3 осевое направление обозначено ссылочной позицией 60, радиальное направление обозначено ссылочной позицией 62, а окружное направление обозначено ссылочной позицией 64.

Фиг. 1 показывает пример газотурбинного двигателя 10 на виде в сечении. Газотурбинный двигатель 10 содержит, в потоке последовательно, впуск 12, секцию 14 компрессора, секцию 16 камеры сгорания и секцию 18 турбины, которые обычно расположены в потоке последовательно и обычно вокруг и в направлении продольной оси или оси 20 вращения. Газотурбинный двигатель 10 дополнительно содержит вал 22, который вращается вокруг оси 20 вращения, и который проходит в продольном направлении через газотурбинный двигатель 10. Вал 22 соединяет секцию 18 турбины с секцией 14 компрессора с передачей приводного усилия.

При работе газотурбинного двигателя 10 воздух 24, который принимается через впуск 12 воздуха, сжимается секцией 14 компрессора и подается к секции сгорания или секции 16 горелки. Секция 16 горелки содержит камеру 26 повышенного давления горелки, одну или более камер 28 сгорания и по меньшей мере одну горелку 30, прикрепленную к каждой камере 28 сгорания. Камеры 28 сгорания и горелки 30 расположены внутри камеры 26 повышенного давления горелки. Сжатый воздух, проходящий через компрессор 14, поступает в диффузор 32 и выпускается из диффузора 32 в камеру 26 повышенного давления горелки, откуда часть воздуха поступает в горелку 30 и смешивается с газообразным или жидким топливом. Затем топливовоздушная смесь сжигается, и газ 34 сгорания или рабочий газ, получающийся в результате сгорания, направляется через камеру 28 сгорания к секции 18 турбины через переходный канал 17.

Этот примерный газотурбинный двигатель 10 имеет трубчато-кольцевую конструкцию 16 секции камеры сгорания, которая образована кольцевым массивом труб 19 камер сгорания, каждая из которых имеет горелку 30 и камеру 28 сгорания, переходный канал 17 имеет в общем круглый впуск, который взаимодействует с камерой 28 сгорания, и выпуск в виде кольцевого сегмента. Кольцевой массив выпусков переходного канала образует кольцевое пространство для направления газов сгорания в турбину 18.

Секция 18 турбины содержит несколько поддерживающих лопатки дисков 36, прикрепленных к валу 22. В настоящем примере каждый из двух дисков 36 может поддерживать кольцевой массив лопаток 38 турбины. Однако количество поддерживающих лопатки дисков может быть другим, т.е. может быть только один диск или более двух дисков. В дополнение, направляющие лопатки 40, которые прикреплены к статору 42 газотурбинного двигателя 10, расположены между ступенями кольцевых массивов лопаток 38 турбины. Между выходом из камеры 28 сгорания и передними лопатками 38 турбины обеспечены и поворачивают поток рабочего газа на лопатки 38 турбины направляющие лопатки 44 впуска.

Газ сгорания из камеры 28 сгорания поступает в секцию 18 турбины и приводит в действие лопатки 38 турбины, которые, в свою очередь, вращают вал 22. Направляющие лопатки 40, 44 служат для оптимизации угла газа сгорания или рабочего газа на лопатках 38 турбины.

Секция 18 турбины приводит в действие секцию 14 компрессора. Секция 14 компрессора содержит осевую последовательность ступеней 46 направляющих лопаток и ступеней 48 лопаток ротора. Ступени 48 лопаток ротора содержат диск ротора, поддерживающий кольцевой массив лопаток. Секция 14 компрессора также содержит корпус 50, который окружает ступени ротора и поддерживает ступени 48 направляющих лопаток. Ступени направляющих лопаток включают в себя кольцевой массив проходящих в радиальном направлении лопаток, которые установлены на корпусе 50. Направляющие лопатки обеспечены для подачи потока газа под оптимальным углом для лопаток в заданной рабочей точке двигателя. Некоторые из ступеней направляющих лопаток имеют изменяемые направляющие лопатки, когда угол направляющих лопаток вокруг их собственной продольной оси может регулироваться для получения угла в соответствии с характеристиками потока воздуха, который может возникать при различных рабочих условиях двигателя.

Корпус 50 образует радиально наружную поверхность 52 канала 56 компрессора 14. Радиально внутренняя поверхность 54 канала 56 по меньшей мере частично образована барабаном 53 ротора, который частично образован кольцевым массивом лопаток 48.

Настоящее изобретение описано со ссылкой на вышеприведенный примерный турбинный двигатель, имеющий единственный вал или каскад, соединяющий единственный многоступенчатый компрессор и единственную турбину с одной или более ступенями. Однако следует понимать, что настоящее изобретение в равной степени применимо для двигателей с двумя или тремя валами и может использоваться для промышленных, аэро- или морских областей применения.

Выражения вверх по потоку и вниз по потоку относятся к направлению воздушного потока и/или потока рабочего газа через двигатель, если не указано иное. Термины вперед и назад относятся к общему потоку газа через двигатель. Термины осевой, радиальный и окружной используются со ссылкой на ось 20 вращения двигателя.

Секция 18 турбины включает в себя два ряда дисков 36, к которым прикреплены лопатки 38 ротора. Каждый ряд из рядов дисков 36 с прикрепленными лопатками 38 содержит множество частей диска ротора, к каждой из которых прикреплен одна лопатка. Части диска ротора выполнены в соответствии с устройством для газовой турбины согласно варианту выполнения настоящего изобретения, причем часть диска ротора соединена с частью лопатки частично с использованием фиксирующей пластины согласно варианту выполнения настоящего изобретения.

Устройство для секции 18 турбины газовой турбины 10, которая содержится в газовой турбине 10, проиллюстрированной на Фиг. 1, схематически проиллюстрировано на виде в сечении на Фиг. 2, а другой вариант выполнения схематически проиллюстрирован на виде в сечении на Фиг. 3.

Устройство 66 для газовой турбины согласно варианту выполнения настоящего изобретения, проиллюстрированному на Фиг. 2, содержит часть 68 диска ротора, содержащую зацепляющий участок 70, и дополнительно содержит часть 72 лопатки, также содержащую зацепляющий участок 74. Таким образом, следует отметить, что зацепляющий участок 70 части 68 диска ротора расположен по окружности в положении, отличающемся от положения зацепляющего участка 74 части 72 лопатки. Зацепляющие участки 70, 74 по существу могут быть выполнены в конфигурации типа елочка, известной в уровне техники. Соответствующие зацепляющие участки 70, 74 зацепляются для фиксации по окружности и в радиальном направлении части 68 диска ротора и части 72 лопатки относительно друг друга.

Таким образом, часть 68 диска ротора содержит участок 76 обода, имеющий поверхность 78, на которой расположено радиально наружное выходное отверстие 80 охлаждающего канала 82 диска ротора. Охлаждающий канал 82 диска ротора проходит через часть 68 диска ротора, чтобы позволять сжатому воздуху 84 (более холодному, чем охлаждаемые компоненты), обеспечиваемому в полости 86, направляться через охлаждающий канал 82 диска ротора и направляться к компонентам части 72 лопатки, например, чтобы охлаждать внутреннюю часть участка 88 аэродинамического профиля части 72 лопатки.

Часть лопатки, кроме зацепляющего участка 74, содержит участок 90 платформы, к которому прикреплен участок 88 аэродинамического профиля. Выхлопной горячий газ 92 сгорания высокого давления воздействует на передний край 94 и на поверхности участка 88 аэродинамического профиля части 72 лопатки или лопатки. Часть 72 лопатки не обязательно должна содержать участок 88 аэродинамического профиля, но лопатка в целом содержит участок 88 аэродинамического профиля, участок 90 платформы, а также зацепляющий участок 74.

Устройство 66 дополнительно содержит фиксирующую пластину 96, по существу проходящую в радиальном направлении 62 (и проходящую в окружном направлении 64), которая соединяет часть 68 диска ротора и часть 72 лопатки, чтобы аксиально (т.е. в осевом направлении 60) фиксировать часть 72 лопатки относительно части 68 диска ротора. Таким образом, фиксирующая пластина 96 разнесена в осевом направлении на расстояние D от осевого конца 98 зацепляющего участка 70 и/или 74 части 68 диска ротора и/или части 72 лопатки. Таким образом, в осевом направлении между зацепляющими участками 70, 74 и фиксирующей пластиной 96 создается пустое пространство V.

Фиксирующая пластина 96 закрепляется или устанавливается на участке 90 платформы части 72 лопатки в выемке 100, проходящей по существу в окружном направлении 64, таким образом, образуя канавку. Фиксирующая пластина дополнительно может быть установлена на участке 90 платформы части 72 лопатки с использованием любого крепежного средства. Также выемка 100 разнесена от осевого конца 98 зацепляющих участков 70, 74 по существу на расстояние D.

Фиксирующая пластина 96 на другом радиально внутреннем крае фиксирующей пластины 96 установлена на части 68 диска ротора в другой выемке 102, также по существу проходящей в окружном направлении. Выемка расположена на участке 76 обода части 68 диска ротора. Также выемка 102 части 68 диска ротора разнесена в осевом направлении на расстояние D от осевого конца 98 зацепляющих участков 70, 74.

Охлаждающий канал 82 диска проходит в направлении 104 охлаждающего канала диска, по существу ориентированном вдоль радиального направления 62. Таким образом, напряжение у радиально наружного выходного отверстия 80 охлаждающего канала 82 диска может быть уменьшено. Поверхность 78 участка 76 обода по существу перпендикулярна направлению 104 охлаждающего канала диска.

Как может быть понятно из Фиг. 2, радиально наружное выходное отверстие 80 в осевом направлении частично перекрывается пустым пространством V. Тем не менее, радиально наружное выходное отверстие 80 обеспечивает сообщение с охлаждающим каналом 106 лопатки, примерно проиллюстрированным в зацепляющем участке 74 части 72 лопатки. В других вариантах выполнения радиально наружное выходное отверстие 80 может быть выровнено с и может обеспечивать сообщение (например, вход в) с охлаждающим каналом 106 лопатки, примерно проиллюстрированным в зацепляющем участке 74 части 72 лопатки. В других вариантах выполнения охлаждающий канал 106 лопатки может находиться в другом осевом местоположении, или охлаждающее отверстие или канал лопатки может отсутствовать.

Участок 88 аэродинамического профиля может быть полым и может охлаждаться изнутри путем подачи охлаждающего воздуха через охлаждающий канал 104 диска ротора, охлаждающий канал 106 лопатки через участок 90 платформы вовнутрь участка 88 аэродинамического профиля. В других вариантах выполнения по меньшей мере участок 90 платформы может охлаждаться через охлаждающий канал 104 диска ротора и охлаждающий канал 106 лопатки.

Толщина d фиксирующей пластины может составлять 1-10% от осевой протяженности (одного из) зацепляющих участков 70, 74 части 68 диска ротора и/или части 72 лопатки. Расстояние d может составлять от 0% до 45% от осевой протяженности (одного из) зацепляющих участков 70, 74. Возможны другие значения.

Зацепляющие участки 70, 74 могут содержать чередующиеся выступы и впадины, расположенные комплементарно друг другу.

На другом осевом конце 108 расположена другая фиксирующая пластина 110, соединяющая часть 72 диска ротора (в частности, на участке 90 платформы) с частью 68 диска ротора (в частности, на участке 76 обода). Другая фиксирующая пластина 110 расположена в осевом направлении непосредственно смежно осевому концу 108 зацепляющих участков 70, 74, чтобы физически контактировать с осевым концом 108 зацепляющих участков 70, 74.

Фиг. 3 схематически иллюстрирует другой вариант выполнения устройства для секции турбины газовой турбины согласно варианту выполнения настоящего изобретения.

Элементы, общие для вариантов выполнения, проиллюстрированных на Фиг. 2 и 3, обозначены одинаковыми ссылочными позициями. В отличие от варианта выполнения, проиллюстрированного на Фиг. 2, в варианте выполнения устройства 112, проиллюстрированном на Фиг. 3, смежно соответствующим выемкам 100 и 102 расположен поддерживающий материал 114, 116, в частности, для уменьшения пустого пространства V и поддержки фиксирующей пластины 96. Дополнительный материал 114 касается внутренней поверхности фиксирующей пластины 96, но не прикреплен к ней. Дополнительный материал 114 прикреплен к части 72 лопатки и/или к части 68 диска ротора. Дополнительный или поддерживающий материал 116 расположен в радиально внутреннем местоположении, а также прикреплен к внутренней поверхности фиксирующей пластины и дополнительно прикреплен к участку 76 обода части 68 диска ротора. За счет поддерживающего материала 114, 116 радиальная протяженность rr пустого пространства V меньше радиальной протяженности re зацепляющих участков 70, 74.

Преимущество вариантов выполнения настоящего изобретения заключается в том, что конструкция фиксирующей пластины обеспечивает уменьшение угла выхода охлаждающего отверстия диска, чтобы уменьшить напряжение у радиально наружного выходного отверстия 80. Дополнительный материал 114, 116 может использоваться для подпирания фиксирующей пластины 96.

В варианте выполнения, проиллюстрированном на Фиг. 1 и 2, фиксирующая пластина 96 разнесена на определенное расстояние у переднего края 94 или у стороны, соответствующей переднему краю 94. В других вариантах выполнения фиксирующая пластина может быть разнесена на определенное расстояние у заднего края 95 или у стороны заднего края 95. Таким образом, в других вариантах выполнения позиционирование фиксирующей пластины 96 и другой фиксирующей пластины 110 относительно осевых концов зацепляющих участков 70, 74 может быть изменено на обратное по сравнению с вариантами выполнения, проиллюстрированными на Фиг. 2 и 3.

Следует отметить, что термин «содержащий» не исключает другие элементы или этапы, а единственное число не исключает множественности. К тому же, элементы, описанные в связи с разными вариантами выполнения, могут быть объединены. Следует также отметить, что ссылочные позиции в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничивающие объем охраны формулы изобретения.

ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ

10 - газотурбинный двигатель

12 - впуск

14 - секция компрессора

16 - секция камеры сгорания

17 - переходный канал

18 - секция турбины

20 - ось вращения

22 - вал

24 - воздух

26 - камера повышенного давления горелки

28 - камера сгорания

30 - горелка

32 - диффузор

34 - газ сгорания

36 - диск ротора

38 - лопатка турбины

40 - направляющая лопатка

42 - статор

46 - ступень направляющих лопаток

48 - ступень лопаток ротора

50 - корпус

52 - внешняя поверхность

56 - канал

60 - осевое направление

62 - радиальное направление

64 - окружное направление

66, 112 - устройства для газовой турбины

68 - часть диска ротора

72 - часть лопатки

74, 70 - зацепляющие участки

76 - участок обода

78 - поверхность участка обода

80 - радиально наружное выходное отверстие

82 - охлаждающий канал диска ротора

84 - охлаждающий воздух

86 - полость

88 - участок аэродинамического профиля

90 - участок платформы

92 - газ сгорания

94 - передний край

95 - задний край

96 - фиксирующая пластина

98 - осевой конец зацепляющих участков

100, 102 - выемка

108 - другой осевой конец

110 - другая фиксирующая пластина

104 - направление охлаждающего канала диска ротора

106 - охлаждающий канал лопатки

114, 116 - поддерживающий материал

V - пустое пространство

D - расстояние разнесения

d - толщина

a - осевая протяженность зацепляющих участков.

1. Устройство (66, 112) для газовой турбины (10), содержащее:

часть (68) диска ротора, содержащую зацепляющий участок (70);

часть (72) лопатки, содержащую зацепляющий участок (74),

причем соответствующие зацепляющие участки (70, 74) зацепляются для фиксации по окружности и в радиальном направлении части (68) диска ротора и части (72) лопатки относительно друг друга;

фиксирующую пластину (96), соединенную с частью диска ротора и с частью лопатки, чтобы фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора,

при этом фиксирующая пластина (96) разнесена в осевом направлении на расстояние (D) от осевого конца (98) зацепляющих участков (70, 74) части (68) диска ротора и/или части (70) лопатки, оставляя пустое пространство (V) в осевом направлении между зацепляющими участками (70, 74) и фиксирующей пластиной (96),

причем фиксирующая пластина содержит металлический лист, имеющий плоские поверхности,

при этом пустое пространство (V) проходит в радиальном направлении по всей соответствующей протяженности зацепляющего участка (70, 74) части диска ротора и части лопатки,

причем в части (68) диска ротора образован охлаждающий канал (82) диска, проходящий в направлении (104) охлаждающего канала диска, имеющем осевую компоненту, составляющую от 0% до 20% от радиальной компоненты,

при этом часть (68) диска ротора содержит радиально наружное выходное отверстие (80) охлаждающего канала (82) диска на участке (76) обода части диска ротора,

причем направление (104) охлаждающего канала диска по существу ориентировано в радиальном направлении по меньшей мере в радиально наружном выходном отверстии (80),

при этом радиально наружное выходное отверстие (80) по меньшей мере частично перекрывается в осевом направлении пустым пространством (V).

2. Устройство по п. 1, в котором часть (68) лопатки содержит участок (90) платформы, соединенный с зацепляющим участком (74) части лопатки, причем участок (90) платформы содержит выемку (100) для приема края фиксирующей пластины (96) и/или содержит крепежное средство (114) для установки края фиксирующей пластины (96) на часть (72) лопатки, при этом выемка и/или крепежное средство расположены(о) в осевом направлении по существу на расстоянии (D) от осевого конца (98) зацепляющего участка (70, 74) части лопатки.

3. Устройство по п. 1 или 2, в котором часть (72) диска ротора содержит участок (76) обода, соединенный с зацепляющим участком (70) части (68) диска ротора,

причем участок (76) обода содержит выемку (102) для приема другого края фиксирующей пластины (96) и/или содержит крепежное средство (116) для установки другого края фиксирующей пластины на часть диска ротора, при этом выемка (102) и/или крепежное средство расположены(о) в осевом направлении по существу на расстоянии (D) от осевого конца (98) зацепляющего участка (70) части диска ротора.

4. Устройство по п. 2 или 3, в котором часть лопатки и/или часть диска ротора содержит поддерживающий материал (114, 116) для подпирания фиксирующей пластины (96),

в частности, поддерживающий материал образует по меньшей мере часть крепежного средства,

поддерживающий материал (114, 116) обеспечен смежно соответствующей выемке части лопатки и/или части диска ротора,

причем за счет поддерживающего материала пустое пространство сужается так, что радиальная протяженность (rv) пустого пространства меньше радиальной протяженности (re) зацепляющего участка (70, 74) части лопатки и/или части диска ротора.

5. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором расстояние (D) разнесения имеет осевую протяженность, составляющую более 0-45%, в частности, 10-25% от осевой протяженности (a) зацепляющего участка (70, 74) части диска ротора и/или части лопатки.

6. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором пустое пространство (V) проходит по окружности по всей соответствующей протяженности зацепляющего участка (70, 74) части диска ротора и/или части лопатки.

7. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором направление (104) охлаждающего канала диска имеет окружную компоненту, составляющую от 0% до 10% от радиальной компоненты.

8. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором поверхность (78) участка (76) обода части диска ротора у радиально наружного выходного отверстия (80) по существу перпендикулярна направлению (104) охлаждающего канала диска вблизи радиально наружного выходного отверстия (80).

9. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором радиально наружное выходное отверстие (80) по меньшей мере частично перекрывается в осевом направлении зацепляющим участком (74) части (72) лопатки.

10. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором зацепляющий участок (74) части (72) лопатки содержит охлаждающий канал (106) лопатки в осевом положении для связи с охлаждающим каналом (104) диска, чтобы позволить прохождение охлаждающей текучей среды (84) через охлаждающий канал (104) диска, а затем через охлаждающий канал (106) лопатки, чтобы обеспечить охлаждение внутри участка (88) аэродинамического профиля и/или охлаждение участка (90) платформы части лопатки.

11. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором толщина (d) фиксирующей пластины (96) в осевом направлении (60) составляет от 1% до 10% от осевой протяженности (a) зацепляющего участка (70, 74) части диска ротора и/или части лопатки.

  12. Устройство по любому из предыдущих пунктов, в котором каждый из зацепляющих участков (70, 74) содержит выступы и впадины, чередующиеся в радиальном направлении (62), комплементарные друг другу, в частности, каждый из них образует конструкцию, похожую на елочку.

13. Устройство по любому из предыдущих пунктов, дополнительно содержащее:

другую фиксирующую пластину (110), соединенную с частью (68) диска ротора и с частью (72) лопатки, чтобы дополнительно фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора,

при этом другая фиксирующая пластина (110) расположена в осевом направлении на другом осевом конце (108) зацепляющих участков (70, 74) части диска ротора и/или части лопатки, не оставляя пустого пространства в осевом направлении между зацепляющими участками и другой фиксирующей пластиной.

14. Газовая турбина (10), содержащая:

диск (36) ротора;

множество лопаток (38), прикрепленных к диску ротора,

таким образом, использующая множество устройств (66, 112) по любому из предыдущих пунктов.



 

Похожие патенты:

Объектом изобретения является ротор турбины для газотурбинного двигателя, при этом упомянутый ротор содержит: входной диск (1) турбины; выходной диск (5) турбины; кольцевой фланец (b); первую обечайку (11), соединяющую входной диск турбины с кольцевым фланцем; вторую обечайку (51), соединяющую выходной диск турбины с кольцевым фланцем; устройство разделения воздушных потоков, содержащее: первую часть (3), образующую первое кольцо, расположенное между входным диском турбины и выходным диском турбины; вторую часть (4), образующую второе кольцо и имеющую первый участок, расположенный напротив выходного диска турбины, и второй участок, расположенный между первой обечайкой и второй обечайкой; и зону (6) теплоизоляции, расположенную между первой частью и второй частью.

Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг друга, а в месте размещения каждого штифта установлена скоба, один конец которой размещен в зазоре, а другой - со стороны шляпки штифта.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее – к системе активного управления перепускным расходом сжатого воздуха вокруг одного или более уплотнения между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.

Изобретение относится в основном к газотурбинным двигателям, а конкретнее к системе активного управления перепускным потоком, управляющей перепуском сжатого воздуха вокруг одного или нескольких уплотнений между статором и узлом ротора первой ступени для подачи продувочного воздуха в полость обода.

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками.

Устройство для газовой турбины, содержащее: часть диска ротора, содержащую зацепляющий участок ; часть лопатки, содержащую зацепляющий участок, причем соответствующие зацепляющие участки зацепляются для фиксации по окружности и в радиальном направлении части диска ротора и части лопатки относительно друг друга; фиксирующую пластину, соединенную с частью диска ротора и с частью лопатки, чтобы фиксировать в осевом направлении часть лопатки относительно части диска ротора, при этом фиксирующая пластина разнесена в осевом направлении на расстояние от осевого конца зацепляющих участков части диска ротора иили части лопатки, оставляя пустое пространство в осевом направлении между зацепляющими участками и фиксирующей пластиной. Технический результат: охлаждение лопаток с повышением надежности их работы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх