Охлаждаемый элемент газовой турбины



Охлаждаемый элемент газовой турбины
Охлаждаемый элемент газовой турбины
Охлаждаемый элемент газовой турбины

Владельцы патента RU 2539950:

АЛЬСТОМ ТЕКНОЛОДЖИ ЛТД (CH)

Охлаждаемый элемент газовой турбины для охлаждения термически нагруженной на передней стороне стенки содержит на обратной стороне стенки с распределением по поверхности множество выступающих из стенки шипов, а также средства для формирования направленных струй охлаждающей среды в зоне шипов на обратную сторону стенки, предназначенных для ударного охлаждения. Распределение шипов в пределах критических зон (Ас) элемента имеет более высокую плотность, чем на его остальных участках. Средства для создания направленных на обратную сторону стенки струй содержат ударно-охлаждающую пластину с распределенными ударно-охлаждающими отверстиями. Плотность ударно-охлаждающих отверстий коррелированна с плотностью шипов. Изобретение направлено на создание охлаждаемого элемента газовой турбины, охлаждение которого оптимально согласовано с локально изменяющейся термической нагрузкой, не вызывая дополнительного расхода охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области газовых турбин. Оно относится к охлаждаемому элементу газовой турбины в соответствии с ограничительной частью п.1 формулы. Изобретение относится также к способу эксплуатации такого элемента.

Для повышения коэффициента полезного действия (КПД) газовые турбины рассчитываются на все более высокие рабочие температуры. При этом особым термическим нагрузкам подвержены, прежде всего, детали или элементы в зоне камеры сгорания, а также рабочие и направляющие лопатки последующей турбины, включая остальные, ограничивающие канал для горячего газа элементы. Чтобы эффективно противодействовать возникающим термическим нагрузкам, с одной стороны, могут применяться особенно стойкие материалы, например сплавы на никелевой основе. С другой стороны, необходимо принимать дополнительные меры по охлаждению элементов, причем находят применение различные способы охлаждения, например пленочное или ударное охлаждение.

Из US B2-6779597 известно использование в элементах газовых турбин многоступенчатых ударно-охлаждающих структур, в которых стенка, чья передняя сторона обращена к каналу для горячих газов, на обратной стороне подвергается ударному охлаждению вертикальными струями охлаждающего воздуха, которые создаются соответствующими ударно-охлаждающими отверстиями. При этом охлаждающее действие усиливается распределенными по обратной стороне отстоящими стерженьками или шипами, которые увеличивают отдающую тепло поверхность и усиливают завихрения в потоке охлаждающего воздуха. Распределение ударно-охлаждающих отверстий и шипов по поверхности постоянное. Диаметр ударно-охлаждающих отверстий соответствует диаметру шипов у основания. Плотность отверстий существенно меньше плотности шипов.

Далее из US A-4719748 известно, что у переходной трубы между отдельными горелками и входом последующей турбины предусмотрено ударное охлаждение, при котором создаваемые ударно-охлаждающими отверстиями струи охлаждающего воздуха направлены на обратную сторону стенок трубы. За счет варьирования отверстий и/или расстояний между ними и/или расстояний от отверстий до стенки трубы интенсивность охлаждения изменяется и приспосабливается к соответствующей термической нагрузке. Шипы для улучшения теплоперехода не предусмотрены.

Особое значение придается охлаждению направляющих лопаток на первых ступенях турбины, поскольку в этой зоне возникают самые высокие температуры. В US В2-7097418 уже было описано, как внешнюю платформу направляющей лопатки можно особенно простым образом охладить посредством двухэтапного ударного охлаждения, причем на первом этапе охлаждается зона на задней кромке лопатки, а затем стекающий оттуда охлаждающий воздух на втором этапе охлаждает платформу на передней кромке. На обоих этапах используются по-разному расположенные и имеющие разное расстояние между собой ударно-охлаждающие отверстия (30, 38 на фиг.3). Шипы на обратной стороне основания платформы не используются.

Следствием варьирования ударно-охлаждающих отверстий для приспосабливания к изменяющимся термическим нагрузкам является то, что изменяется, как правило, также необходимое количество охлаждающего воздуха. Если при одинаковом диаметре отверстий используется их большее количество на единицу площади, то увеличивается и расходуемое количество охлаждающего воздуха, что приводит к снижению КПД машины.

Эти проблемы могут быть устранены посредством настоящего изобретения. Задачей изобретения является создание охлаждаемого элемента газовой турбины, в частности снабженной платформой направляющей лопатки, охлаждение которой оптимально согласовано с локально изменяющейся термической нагрузкой, не вызывая ненужного дополнительного расхода охлаждающего воздуха, т.е. при равной интенсивности охлаждения достигается минимизация используемого охлаждающего воздуха.

Эта задача решается посредством совокупности признаков п.1 формулы. Существенным компонентом изобретения является то, что термически нагружаемая и охлаждаемая стенка имеет на своей обратной стороне большое число распределенных по поверхности, выступающих из стенки шипов, причем распределение шипов в пределах термических критических зон элемента имеет более высокую плотность, чем в остальных зонах. За счет этого теплопереход между стенкой и охлаждающим воздухом может локально изменяться и приспосабливаться к термической нагрузке без необходимости использования неизбежно большего количества охлаждающего воздуха.

Один вариант выполнения изобретения характеризуется тем, что средства для создания направленных на обратную сторону стенки струй содержат снабженную распределенными ударно-охлаждающими отверстиями ударно-охлаждающую пластину.

Охлаждение особенно эффективно, если в соответствии с другим вариантом выполнения изобретения ударно-охлаждающая пластина расположена на расстоянии, в основном, параллельно обратной стороне стенки, а распределение ударно-охлаждающих отверстий согласовано с распределением шипов таким образом, что в направлении перпендикулярно ударно-охлаждающей пластине ударно-охлаждающие отверстия лежат между шипами.

Варьирование охлаждения можно сделать более интенсивным за счет того, что плотность ударно-охлаждающих отверстий коррелировала с плотностью шипов. В частности, плотность ударно-охлаждающих отверстий и плотность шипов могут быть локально одинаковы.

Предпочтительно, элемент выполнен в виде направляющей лопатки газовой турбины, которая содержит проходящее в продольном направлении перо и примыкающую к нему, проходящую поперек продольного направления платформу, основание которой является термически нагружаемой, охлаждаемой посредством ударного охлаждения стенкой, а на переходе к перу образована галтель, причем распределение шипов в направлении галтели имеет большую плотность, чем на остальных, удаленных от нее участках.

Изобретение более подробно поясняется ниже на примерах его осуществления со ссылкой на чертежи. Все не требующиеся для непосредственного понимания изобретения элементы не показаны. Одинаковые элементы обозначены на разных фигурах одинаковыми ссылочными позициями. На чертежах представлено следующее:

фиг.1 - продольный разрез верхней части направляющей лопатки газовой турбины с платформой и локально варьирующимся ударным охлаждением в соответствии с вариантом выполнения изобретения;

фиг.2 - вид сверху ударно-охлаждающей пластины в направляющей лопатке по фиг.1;

фиг.3 - распределение шипов на виде сверху (шипы показаны в перспективе) в направляющей лопатке по фиг.1;

фиг.4 - вид сверху коррелированного распределения ударно-охлаждающих отверстий и шипов по фиг.1-3.

На фиг.1 показан продольный разрез верхней части направляющей лопатки газовой турбины с платформой и локально варьирующимся ударным охлаждением в соответствии с вариантом выполнения изобретения. Лопатка 10 имеет, в целом, конфигурацию, аналогичную той, что описана в US B2-7097418. Она содержит проходящее в ее продольном направлении перо 11, на верхнем конце которого отформована платформа 12, проходящая, в основном, поперек продольного направления лопатки. Платформа 12 имеет основание или стенку 12а, нижняя сторона которой подвержена воздействию протекающих через турбину горячего газа, а верхняя сторона охлаждается посредством ударного охлаждения.

Для этого на верхней стороне платформы 12 выполнена полость 13, закрываемая расположенной параллельно стенке 12а ударно-охлаждающей пластиной 14. В ней с заданным распределением выполнены ударно-охлаждающие отверстия 16, через которые в полость 13 в виде отдельных струй (стрелки на фиг.1) поступает сжатый охлаждающий воздух, ударяющий по противоположной обратной стороне стенки 12а. При ударе и последующем турбулентном контакте с обратной стороной стенки 12а охлаждающий воздух поглощает тепло стенки 12а, а затем удаляется из полости 13 путями, не показанными на фиг.1. Поверхностное распределение ударно-охлаждающих отверстий 16 показано на фиг.2.

Для улучшения теплоперехода между стенкой 12а и охлаждающим воздухом на ее обратной стороне расположены вертикально отстоящие конусо- или пирамидообразные шипы 15 (см. также фиг.3, на которой шипы 15 показаны в перспективе), которые увеличивают площадь контакта между стенкой и потоком охлаждающего воздуха и интенсивируют завихрения. Как показано на фиг.4, плотность ударно-охлаждающих отверстий 16 и плотность шипов 15 локально отличаются, однако в то же время коррелируют между собой, т.е. на участках, где плотность шипов 15 выше (участок сжатия 18), выше и плотность ударно-охлаждающих отверстий 16, и наоборот. В частности, локально плотность обоих одинаковая. Ударно-охлаждающие отверстия 16 расположены преимущественно в шахматном порядке с шипами 15. Между двумя параллельными рядами шипов 15 со смещением расположен один ряд ударно-охлаждающих отверстий 16 с той же периодичностью.

Согласно изобретению, на платформе 12 направляющей лопатки показанного на фиг.1 типа имеются критические зоны Ас, где меры против термической нагрузки особенно важны. Такой критической зоной является галтель между стенкой 12а платформы 12 и пером лопатки. Чтобы локально усилить охлаждающее действие в этом месте платформы 12, т.е. на переходе к перу лопатки, на непосредственно примыкающем к галтели участке сжатия 18 (на фиг.4 обозначен серым цветом) плотность шипов 15 значительно выше, чем на остальном участке. На этом участке 18 дополнительно повышена также плотность ударно-охлаждающих отверстий 16, а именно, аналогично плотности шипов 15. Переход между участками разной плотности отверстий и шипов может быть выполнен при этом непрерывным.

За счет этого заметно улучшается теплоотвод в зоне галтели, благодаря чему можно ограничить воздействие термической нагрузки.

В рамках изобретения и за счет предложенных мер можно путем охлаждения «притупить» не только критические зоны направляющих лопаток, но и других, термически нагруженных элементов газовой турбины.

1. Охлаждаемый элемент (10) газовой турбины, который для охлаждения термически нагруженной на передней стороне стенки (12а) содержит на обратной стороне стенки (12a) с распределением (17) по поверхности множество выступающих из стенки шипов (15), а также средства для формирования направленных струй охлаждающей среды в зоне шипов (15) на обратную сторону стенки (12a), предназначенных для ударного охлаждения, причем распределение шипов (15) в пределах критических зон (Ас) элемента (10) имеет более высокую плотность, чем на его остальных участках, отличающийся тем, что средства для создания направленных на обратную сторону стенки струй содержат ударно-охлаждающую пластину (14) с распределенными ударно-охлаждающими отверстиями (16) и плотность ударно-охлаждающих отверстий (16) коррелирована с плотностью шипов (15).

2. Элемент по п. 1, отличающийся тем, что ударно-охлаждающая пластина (14) расположена на расстоянии параллельно обратной стороне стенки (12а), при этом распределение ударно-охлаждающих отверстий (16) согласовано с распределением шипов (15), при этом в направлении, перпендикулярном ударно-охлаждающей пластине (14), каждое из ударно-охлаждающих отверстий (16) расположено между шипами (15).

3. Элемент по п. 1, отличающийся тем, что плотность ударно-охлаждающих отверстий (16) и плотность шипов (15) локально одинаковая.

4. Элемент по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что он выполнен в виде направляющей лопатки газовой турбины, которая содержит проходящее в продольном направлении перо (11) и примыкающую к перу (11), проходящую поперек продольного направления платформу (12), основание которой представляет собой термически нагруженную, охлаждаемую посредством ударного охлаждения стенку (12a), а на переходе к перу (11) образована критическая зона (Ас) в виде галтели, при этом распределение шипов (15) в направлении указанной галтели имеет большую плотность, чем на остальных, удаленных от нее участках.



 

Похожие патенты:

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит перо, расположенное в направлении потока между передней кромкой и задней кромкой и ограниченное со стороны всасывания и со стороны нагнетания соответствующими стенками.

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины содержит аэродинамическую секцию, которая проходит в радиальном направлении турбины или проходит в продольном направлении лопатки между бандажной полкой и периферической частью лопатки, которая обеспечивается законцовкой.

абочая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит верхнюю торцевую бандажную полку, с размещенными на ней зубцами лабиринтного уплотнения. Бандажная полка имеет сквозную полость для охлаждающего воздуха и выполнена в виде параллелограмма, две стороны которого ориентированы в направлении вращения, а две другие имеют противоположно направленные вырезы с контактными поверхностями и охватывающими их компенсаторами напряжений.

Устройство для охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, у которых внутренняя полость каждой лопатки разделена перегородкой на полость у входной кромки и остальную полость и содержит последовательно установленные воздухо-воздушный теплообменник, управляющие клапаны, воздуховод, аппарат закрутки статора турбины, воздушные каналы в рабочем колесе, соединенные с остальными полостями рабочих лопаток, дополнительный воздуховод, дополнительный аппарат закрутки статора турбины, дополнительные воздушные каналы в рабочем колесе.

Теплотрубный контур охлаждения турбины включает расположенную в радиальном направлении между хвостовиком и торцом лопатки по крайней мере одну полость охлаждения, соединенную с полостью подвода воздуха и выпускными отверстиями, стенки которой снабжены размещенными в шахматном порядке полусферическими углублениями.

Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя содержит наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость.

Узел турбины содержит первое устройство (200) направляющих лопаток, второе устройство (210) направляющих лопаток, и отражатель (100), образованный из пластинчатого элемента.

Охлаждаемая турбина содержит сопловые лопатки, теплообменник. Каждая из сопловых лопаток выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором.

Охлаждаемая турбина содержит сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины, теплообменник.

Охлаждаемая турбина содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенными с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, образованными на поверхности рабочего колеса, соединенными с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе, сопловые лопатки, теплообменник, транзитные воздуховоды.

Рабочая лопатка газовой турбины содержит профильную часть, проходящую в продольном направлении, и хвостовик лопатки, служащий для крепления рабочей лопатки на валу ротора газовой турбины. Профильная часть рабочей лопатки выполнена с внутренними каналами охлаждения. Каналы охлаждения предпочтительно проходят вдоль продольного направления и могут быть обеспечены охлаждающим воздухом с помощью средств подачи охлаждающего воздуха, имеющихся внутри хвостовика рабочей лопатки. Хвостовик рабочей лопатки снабжен каналом, проходящим в поперечном направлении через указанный хвостовик рабочей лопатки и сообщающийся с каналами охлаждения. В канал лопатки введена вставка для установления окончательной конфигурации и характеристик соединений между каналом лопатки и каналами охлаждения. Канал лопатки представляет собой цилиндрический канал. Вставка имеет трубчатую конфигурацию так, что она полностью размещается в цилиндрическом канале. В стенке вставки имеется, по меньшей мере, одно сопло, через которое один из каналов охлаждения соединен с каналом рабочей лопатки и которое определяет массовый расход охлаждающего воздуха, поступающего в один канал охлаждения. Изобретение направлено на оптимизирование распределения и подачи охлаждающего воздуха, не жертвуя при этом простотой изготовления лопатки. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Рабочая лопатка или лопатка направляющего аппарата турбины с по меньшей мере одним внутренним радиальным каналом для циркуляции охлаждающего агента, ограниченным стенкой высокого давления на поверхности высокого давления и стенкой низкого давления на поверхности низкого давления, соединяющимися в радиально ориентированной передней кромке вверху по течению и в задней кромке внизу по течению, содержит по меньшей мере одно выходное отверстие, расположенное в по меньшей мере в одном из следующих мест - в стенке на стороне повышенного давления или в стенке на стороне пониженного давления для выпуска охлаждающего агента из внутреннего радиального канала в окружающую среду. Вдоль задней кромки расположено по меньшей мере одно выходное отверстие, выходящее на поверхность высокого давления задней кромки. На поверхности высокого давления рабочей лопатки/направляющего аппарата задняя кромка содержит уступ в сторону поверхности низкого давления. По меньшей мере одно выходное отверстие на задней кромке по меньшей мере частично сообщается с окружающей средой в районе данного уступа. Выходное отверстие на задней кромке выполнено так, что охлаждающий агент подводится к нему по каналу, лишь частично открывающемуся в радиально расположенной поверхности передней кромки уступа. Канал проходит по крайне мере частично по длине нижней поверхности уступа с образованием отверстия со срезом. Изобретение направлено на усовершенствование пленочного охлаждения задней кромки лопатки. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 12 ил.

Охлаждаемая перфорированная лопатка турбины содержит перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра. В перфорированной оболочке лопатки в местах расположения отверстий выполнены разделительные полости овальной формы с шириной овала, равной диаметру отверстия, и высотой овала, несколько большей диаметра отверстия, расположенные с ориентацией высоты овала в радиальном направлении. Изобретение повышает эффективность охлаждения лопатки турбины. 3 ил.

Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник. Кольцевые диффузорные каналы образованы на поверхности рабочего колеса, соединены с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе. Каждая из сопловых лопаток выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости. Раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки - с проточной частью турбины. Теплообменник соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором и раздаточной полостью. Охлаждающая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами, установленными в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов. Охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направлен стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки. В верхней и нижней полках сопловой лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора. Вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора. Воздушный коллектор соединен с входом транзитных дефлекторов, а раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения турбины, а также повысить ее экономичность. 6 з.п. ф-лы, 5 ил. .

Лопатка содержит внутренние полости для циркуляции охлаждающего газа. Полости разделены перегородками, проходящими в радиальном направлении. Одна из перегородок, наиболее близкая к задней кромке лопатки, отклонена от радиального направления в направлении к задней кромке, начиная, по меньшей мере, с 70% высоты лопатки, считая от полки лопатки до радиуса внешней кромки. Одна из полостей, ограниченная в направлении задней кромки лопатки указанной перегородкой, наиболее близкой к задней кромке лопатки, содержит ряд просверленных каналов, ведущих к боковой стороне лопатки. Просверленные каналы открываются в указанную полость через отверстия, расположенные по линии, параллельной указанной перегородке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения в верхней части лопаток в углу между задней кромкой и внешней кромкой. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ охлаждения конструктивных элементов турбины двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным коэффициентом рекуперации Ср на совокупности рабочих режимов, подразумевающих наличие охлаждения, предназначенный, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, одним из которых является передний статор направляющего соплового аппарата, а другим примыкающая к статору опора уплотнительного кольца задних регулируемых лопаток, заключается в отборе потока окружающего воздуха путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемент. Засасывание сопровождается прохождением, которое приводит к образованию принудительной конвекции, связанной с этим конструктивным элементом, а затем повторным задним введением воздуха в выпускную трубку тока. Охлаждение осуществляют последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха в двух конструктивных элементах. Охлаждение также осуществляют параллельным методом посредством автономных циркуляций потоков воздуха в каждом из конструктивных элементов или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока в двух конструктивных элементах и автономной циркуляции второго потока во втором конструктивном элементе путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора направляющего соплового аппарата для последовательного и смешанного видов охлаждения и каждого конструктивного элемента для параллельного и смешанного видов охлаждения. Изобретение направлено на уменьшение эксплуатационных затрат и повышение эффективности охлаждения. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания. На стороне всасывания заднего края предусмотрен свисающий выступ, дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов, соединенных изгибами для образования многопроходного серпантина для потока хладагента. Для охлаждения заднего края предусмотрена область эжекции заднего края, содержащая проход заднего края многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно заднему краю и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством стороны нагнетания. Охлаждающий поток из прохода заднего края к стравливающему средству стороны нагнетания определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей, которое предусмотрено между стравливающим средством стороны нагнетания и проходом заднего края, с заданным поперечным размером штырей, возрастающим в направлении потока хладагента. В областях втулки и венца лопатки предусмотрено локальное штыревое поле втулки и венца с увеличенным числом штырей. По меньшей мере, внутри локального штыревого поля втулки и венца штыри расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом. Изобретение направлено на обеспечение оптимального локального теплообмена. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к способу изготовления лопатки (10) турбомашины из композитного материала и лопатке турбомашины из композитного материала. Лопатка содержит волокнистую деталь упрочнения, получаемую путем переплетения первого множества волокон и второго множества волокон. Волокна первого множества волокон расположены последовательными слоями и вытянуты в продольном направлении волокнистой заготовки, соответствующем продольному направлению лопатки (10), причем деталь упрочнения уплотнена матрицей. Лопатка содержит один или множество внутренних каналов (21, 22, 23), вытянутых в продольном направлении лопатки. Способ изготовления лопатки турбомашины из композитного материала включает изготовление волокнистой заготовки путем переплетения волокон, придание заготовки заданной формы и уплотнение волокнистой заготовки. Технический результат, достигаемый при использовании способа и лопатки по изобретениям, состоит в получении заданного профиля поперечного сечения лопатки. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ охлаждения рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя включает отбор охлаждающего воздуха из воздушной полости камеры сгорания, его транспортировку в аппарат закрутки, выполненный на статоре напротив диска турбины и последующий подвод охлаждающего воздуха из аппарата закрутки во вращающийся канал каждой рабочей лопатки. Через сопла кольцевого аппарата закрутки, равнорасположенные по окружности тангенциально с поворотом в направлении вращения турбины соосно входу в гладкий канал каждой лопатки, осуществляют прерывистый подвод охлаждающего воздуха. В результате периодического движения ударных волн из сопел аппарата закрутки возбуждают в каждом канале лопатки вынужденные колебания охлаждающего воздуха с частотой первой резонансной гармоники. Колебания охлаждаемого воздуха создают с частотой, определяемой условиями резонанса, скоростью звука и длиной волны по заданным соотношениям, интенсифицируя теплообмен в канале между лопаткой и охлаждающим воздухом. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя при сохранении надежности и увеличении ресурса двигателя. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Модульная лопатка или лопасть для газовой турбины содержит следующие модульные элементы: полку с плоской или профильной поверхностью, образующей уровень полки, и сквозным отверстием в нем и аэродинамический профиль, продолжающийся через полку. Аэродинамический профиль содержит несущую структуру, аэродинамически профилированную оболочку. Несущая структура продолжается вдоль продольной оси аэродинамического профиля, содержит хвостовую часть для закрепления на держателе лопатки или лопасти газовой турбины, концевую часть и по меньшей мере один внутренний канал, продолжающийся от хвостовой части до концевой части аэродинамического профиля, продольно продолжающийся зазор. Аэродинамически профилированная оболочка продолжается на расстояние относительно несущей структуры и образует внешний контур аэродинамического профиля. Продольно продолжающийся зазор образован между несущей структурой и оболочкой. В несущей структуре расположено множество сквозных отверстий для направления охлаждающей среды из внутреннего канала в зазор. Оболочка соединена за одно целое с несущей структурой посредством первого соединения в области ниже уровня полки. Оболочка соединена с несущей структурой посредством по меньшей мере одного дополнительного соединения. По меньшей мере одно дополнительное соединение расположено на концевой части аэродинамического профиля и представляет собой соединение посредством соответствия по форме, допускающее относительное перемещение в продольном направлении между оболочкой и несущей структурой. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения при одновременном уменьшении количества охлаждающей среды. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 10 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-01-27 2015-01-27T13:48:10
Наверх