Турбинные лопатки и газотурбинная установка с такими турбинными лопатками

Турбинная лопатка содержит первую и вторую стеночные поверхности, соединительный канал и выступ. Первая стеночная поверхность обращена к охлаждающему каналу, по которому течет охлаждающий воздух. Вторая стеночная поверхность обращена к каналу рабочей текучей среды, по которому течет рабочая текучая среда. Соединительный канал обеспечивает сообщение между охлаждающим каналом и каналом рабочей текучей среды. Выступ предусмотрен на нижней по потоку стороне направления течения охлаждающего воздуха в отверстии соединительного канала. Отверстие образовано в первой стеночной поверхности. Выступ выступает от первой стеночной поверхности к охлаждающему каналу. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Область техники, к которой относится изобретение

[0001] Настоящее изобретение относится к турбинным лопаткам и газотурбинной установке с такими турбинными лопатками.

2. Описание известного уровня техники

[0002] Лопатки газотурбинной установки подвержены воздействию высокотемпературного газа сгорания. В связи с этим необходимо охлаждение турбинных лопаток для предотвращения высокотемпературного окисления или вызванного истончением повреждения турбинных лопаток из-за высокотемпературного газа сгорания. Один из способов охлаждения турбинной лопатки заключается в образовании каналов пленочного охлаждения на поверхности лопатки, через которые вытекает охлаждающий воздух, текущий во внутреннем охлаждающем канале лопатки. После вытекания из каналов пленочного охлаждения охлаждающий воздух течет вдоль поверхности лопатки и образует охлаждающую пленку, тем самым предотвращая проникновение тепла высокотемпературного газа сгорания в турбинную лопатку.

[0003] Охлаждающий воздух, вытекающий из каналов пленочного охлаждения, смешивается с газом сгорания, что обычно приводит к потерям при смешивании. Это, в свою очередь, приводит к снижению тепловой эффективности турбины. В связи с этим были предприняты попытки улучшения аэродинамического профиля с выпускной стороны, где давления каналов пленочного охлаждения являются низкими, с целью повышения эффективности охлаждения и уменьшения расхода охлаждающего воздуха. Путем повышения эффективности охлаждения может быть уменьшено количество охлаждающего воздуха, необходимого для охлаждения турбинной лопатки, что, в свою очередь, повышает тепловую эффективность турбины.

[0004] С впускной стороны (сторона охлаждающего канала), где давления каналов пленочного охлаждения являются высокими, из-за неравномерных потоков из камер охлаждающего воздуха вдоль проточных каналов могут образовываться разделительные области. Наличие разделительных областей с впускной стороны каналов пленочного охлаждения приводит к неравномерным потокам охлаждающего воздуха, что приводит к перекосу охлаждающего воздуха в каналах пленочного охлаждения. В результате направления потоков охлаждающего воздуха, вытекающего из каналов пленочного охлаждения, изменяются, что затрудняет течение охлаждающего воздуха вдоль поверхности лопатки. Это, в свою очередь, уменьшает эффективность охлаждения турбинной лопатки. Для преодоления таких проблем некоторые турбинные лопатки выполнены с возможностью предотвращения снижения эффективности охлаждения путем обеспечения сужающихся участков с впускной стороны каналов пленочного охлаждения и содействия попаданию охлаждающего воздуха в каналы пленочного охлаждения (смотри документ JP-2010-216471-A).

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0006] В последние годы наблюдается тенденция увеличения температуры газа сгорания для повышения эффективности газотурбинной установки. Таким образом, для дополнительного повышения эффективности охлаждения турбинных лопаток необходимо охлаждение каждой части турбинных лопаток. Однако в документе JP-2010-216471-A, поскольку на вытянутых впусках каналов пленочного охлаждения обеспечены сужающиеся участки, возникают трудности, связанные с обеспечением их в положениях, в которых толщина турбинной лопатки является небольшой, из-за необходимости обеспечения прочности турбинной лопатки. В таком случае дополнительное повышение эффективности охлаждения турбинной лопатки затрудняется.

[0007] Настоящее изобретение выполнено с учетом вышеописанных проблем, и задача изобретения заключается в дополнительном повышении эффективности охлаждения турбинных лопаток.

[0008] Для решения вышеуказанной задачи турбинная лопатка в соответствии с изобретением включает в себя: первую стеночную поверхность, обращенную к охлаждающему каналу, по которому течет охлаждающий воздух; вторую стеночную поверхность, обращенную к каналу рабочей текучей среды, по которому течет рабочая текучая среда; соединительный канал, обеспечивающий сообщение между охлаждающим каналом и каналом рабочей текучей среды; и выступ, предусмотренный с передней стороны направления течения охлаждающего воздуха в отверстии соединительного канала, причем отверстие образовано в первой стеночной поверхности, причем выступ выступает от первой стеночной поверхности к охлаждающему каналу.

[0009] Изобретение обеспечивает дополнительное повышение эффективности охлаждения турбинных лопаток.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0010] Фиг. 1 иллюстрирует пример газотурбинной установки, в отношении которой применены турбинные лопатки в соответствии с вариантом осуществления изобретения;

Фиг. 2 представляет собой вид в разрезе, иллюстрирующий внутреннюю конструкцию лопатки ротора в соответствии с вариантом осуществления изобретения;

Фиг. 3 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки III-III, показанной на Фиг. 2, если смотреть с направления стрелки;

Фиг. 4 представляет собой увеличенный вид пунктирной области A, показанной на Фиг. 3;

Фиг. 5 представляет собой увеличенный вид соединительного канала, если смотреть со стороны третьего охлаждающего канала;

Фиг. 6 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки VI-VI, показанной на Фиг. 5, если смотреть с направления стрелки;

Фиг. 7 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки VII-VII, показанной на Фиг. 5, если смотреть с направления стрелки;

Фиг. 8 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки VIII-VIII, показанной на Фиг. 5, если смотреть с направления стрелки;

Фиг. 9 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую процедуры образования выступа и второго криволинейного участка;

Фиг. 10 представляет собой увеличенный вид соединительного канала в соответствии со сравнительным примером; и

Фиг. 11 иллюстрирует повышение эффективности компрессора.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0011] Конструкция

1. Газотурбинная установка

Фиг. 1 иллюстрирует пример газотурбинной установки, в отношении которой применены турбинные лопатки в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

[0012] Как проиллюстрировано на Фиг. 1, газотурбинная установка 100 включает в себя компрессор 1, камеру 2 сгорания и турбину 3.

[0013] Компрессор 1 сжимает воздух 4, втягиваемый через впускную секцию (не проиллюстрирована), для получения сжатого воздуха 5 высокого давления (воздуха, используемого для сжигания) и подает его в камеру 2 сгорания. Камера 2 сгорания смешивает сжатый воздух 5, подаваемый из компрессора 1, с топливом, подаваемым из системы подачи топлива (не проиллюстрирована), и сжигает смешанный газ. Получаемый газ 6 сгорания (рабочая текучая среда) подается в турбину 3. Ротор 8 (описанный подробно ниже) турбины 3 вращается за счет расширения газа 6 сгорания, подаваемого из камеры 2 сгорания. В настоящем варианте осуществления ротор 8 турбины соединен с ротором компрессора 1 (не проиллюстрирован), в результате чего вращательная мощность, получаемая в турбине 3, используется для приведения в движение компрессора 1. В настоящем варианте осуществления генератор или нагрузка (не проиллюстрирована) также соединена с ротором 8 турбины, в результате чего мощность, оставшаяся после вычитания мощности, необходимой для приведения в движение компрессора 1, из вращательной мощности, получаемой в турбине 3, преобразуется генератором в электрическую энергию. Газ 6 сгорания, который приводил в движение ротор 8 турбины, в конечном итоге выпускается в атмосферу в качестве выхлопных газов турбины.

[0014] 2. Турбина

Турбина 3 включает в себя статор 7 и ротор 8 турбины, который вращается относительно статора 7.

[0015] Статор 7 включает в себя корпус 9 и направляющие лопатки 10 статора (турбинной лопатки).

[0016] Корпус 9 представляет собой цилиндрический элемент, образующий внешнюю стенку турбины 3. Внутри корпуса 9 размещены направляющие лопатки 10 статора и ротор 8 турбины.

[0017] Направляющие лопатки 10 статора обеспечены на проходящей по окружности внутренней стенке 9a корпуса 9 вдоль окружного направления ротора 8 турбины. Каждая из направляющих лопаток 10 статора включает в себя проходящий по окружности внешний концевой стеночный участок 11 (проходящий по окружности внешний концевой стеночный участок направляющей лопатки статора), участок 12 лопатки (участок направляющей лопатки статора) и проходящий по окружности внутренний концевой стеночный участок 13 (проходящий по окружности внутренний концевой стеночный участок направляющей лопатки статора). Проходящий по окружности внешний концевой стеночный участок 11 представляет собой цилиндрический элемент, проходящий в окружном направлении ротора 8 турбины и поддерживаемый на проходящей по окружности внутренней стенке 9a корпуса 9. Участок 12 лопатки продолжается от проходящей по окружности внутренней поверхности проходящего по окружности внешнего концевого стеночного участка 11 в направлении радиально внутренней стороны ротора 8 турбины. В настоящем варианте осуществления участок 12 лопатки имеет внутренний охлаждающий канал (не проиллюстрирован). Отметим, что далее радиально внутренняя и внешняя стороны ротора 8 турбины называются просто «радиально внутренней стороной» и «радиально внешней стороной». Проходящий по окружности внутренний концевой стеночный участок 13 также представляет собой цилиндрический элемент, проходящий в окружном направлении ротора 8 турбины, и обеспечен на радиально внутренней стороне проходящего по окружности внешнего концевого стеночного участка 11. Участок 12 лопатки соединен с проходящей по окружности внешней поверхностью проходящего по окружности внутреннего концевого стеночного участка 13. Другими словами, участок 12 лопатки закреплен между проходящим по окружности внешним концевым стеночным участком 11 и проходящим по окружности внутренним концевым стеночным участком 13.

[0018] Ротор 8 турбины включает в себя участок 14 вала турбины и лопатки 15 ротора (турбинной лопатки).

[0019] Участок 14 вала турбины продолжается вдоль вращательного вала 43 (центральной оси) турбины 3 и включает в себя диск 16 турбины. Диск 16 турбины продолжается от проходящей по окружности внешней поверхности участка 14 вала турбины в направлении радиально внешней стороны. Диск 16 турбины включает в себя внутренний полый участок 22 (описанный ниже).

[0020] Лопатки 15 ротора обеспечены на проходящей по окружности внешней поверхности диска 16 турбины вдоль окружного направления ротора 8 турбины. Вместе с участком 14 вала турбины лопатки 15 ротора вращаются относительно вращательного вала 43 за счет газа 6 сгорания, текущего через канал 17 газа сгорания (канал рабочей текучей среды). Направляющие лопатки 10 статора и лопатки 15 ротора обеспечены поочередно в направлении течения газа 6 сгорания. То есть от входа канала 17 газа сгорания к передней стороне направления течения газа 6 сгорания сначала обеспечена направляющая лопатка 10 статора, затем лопатка 15 ротора, затем другая направляющая лопатка 10 статора и другая лопатка 15 ротора, и т.д. Пара направляющей лопатки 10 статора и лопатки 15 ротора, которые расположены смежно друг к другу в направлении от входа канала 17 газа сгорания к передней стороне направления течения газа 6 сгорания, образует ступень лопаток. Отметим, что далее задняя и передняя стороны направления течения газа 6 сгорания называются просто «задней стороной сгорания» и «передней стороной сгорания».

[0021] 3. Лопатки ротора

Фиг. 2 представляет собой вид в разрезе, иллюстрирующий внутреннюю конструкцию лопатки ротора в соответствии с настоящим вариантом осуществления.

[0022] Как проиллюстрировано на Фиг. 2, лопатка 15 ротора включает в себя проходящий по окружности внутренний концевой стеночный участок 18 (проходящий по окружности внутренний концевой стеночный участок лопатки ротора) и участок 19 лопатки (участок лопатки ротора).

[0023] Проходящий по окружности внутренний концевой стеночный участок 18 обеспечен на диске 16 турбины так, что он обращен к проходящей по окружности внутренней стенке 9a корпуса 9 с расположенным между ними каналом 17 газа сгорания. Канал 17 газа сгорания представляет собой кольцевое пространство, окруженное проходящей по окружности внешней поверхностью проходящего по окружности внутреннего концевого стеночного участка 13, проходящей по окружности внешней поверхностью 18a проходящего по окружности внутреннего концевого стеночного участка 18, проходящей по окружности внутренней стенкой 9a корпуса 9 и проходящей по окружности внутренней поверхностью проходящего по окружности внешнего концевого стеночного участка 11. Другими словами, проходящие по окружности внутренние стенки канала 17 газа сгорания образованы проходящей по окружности внешней поверхностью проходящего по окружности внутреннего концевого стеночного участка 13 и проходящей по окружности внешней поверхностью 18a проходящего по окружности внутреннего концевого стеночного участка 18, тогда как проходящие по окружности внешние стенки канала 17 газа сгорания образованы проходящей по окружности внутренней стенкой 9a корпуса 9 и проходящей по окружности внутренней поверхностью проходящего по окружности внешнего концевого стеночного участка 11.

[0024] Участок 19 лопатки продолжается от проходящей по окружности внешней поверхности 18a проходящего по окружности внутреннего концевого стеночного участка 18 в направлении радиально внешней стороны. Между проходящим по окружности внешним участком (концом с радиально внешней стороны) участка 19 лопатки и проходящей по окружности внутренней стенкой 9a корпуса 9 образовано пространство 20.

[0025] Участок 19 лопатки включает в себя внутренний охлаждающий канал 23. Охлаждающий канал 23 сообщается с внутренним полым участком 22 диска 16 турбины через отверстие 21 (впуск охлаждающего воздуха). Участок 19 лопатки охлаждается изнутри охлаждающим воздухом, текущим через охлаждающий канал 23. В настоящем варианте осуществления охлаждающий канал 23 включает в себя первый охлаждающий канал 23a, второй охлаждающий канал 23b и третий охлаждающий канал 23c. Первый охлаждающий канал 23a представляет собой участок, расположенный с передней стороны сгорания охлаждающего канала 23, и продолжается от отверстия 21 в направлении радиально внешней стороны. В первом охлаждающем канале 23a обеспечено множество игольчатых ребер 25 для возмущения потока охлаждающего воздуха, текущего через первый охлаждающий канал 23a. Второй охлаждающий канал 23b представляет собой участок, расположенный с задней стороны сгорания первого охлаждающего канала 23a в охлаждающем канале 23. Второй охлаждающий канал 23b сообщается с другим боковым (с радиально внешней стороны) концом первого охлаждающего канала 23a и продолжается от него в направлении радиально внутренней стороны. Третий охлаждающий канал 23c представляет собой участок, расположенный с задней стороны сгорания второго охлаждающего канала 23b в охлаждающем канале 23. Третий охлаждающий канал 23c сообщается с одним концом (радиально внутренним концом) второго охлаждающего канала 23b и продолжается от него в направлении радиально внешней стороны. Во втором охлаждающем канале 23b и третьем охлаждающем канале 23c обеспечено множество ребер 26. Ребра 26 используются для содействия теплообмену между охлаждающим воздухом, текущим через второй и третий охлаждающие каналы 23b и 23c, и участком 19 лопатки. Другой конец (радиально внешний конец) третьего охлаждающего канала 23c сообщается с каналом 17 газа сгорания через отверстие 42 (выпуск охлаждающего воздуха). Как отмечено выше, в настоящем варианте осуществления охлаждающий канал 23 включает в себя первый, второй и третий охлаждающие каналы 23a, 23b и 23c, и участок 19 лопатки охлаждается за счет конвекционного охлаждения. Однако также возможно охлаждение участка 19 лопатки с использованием другого способа.

[0026] Фиг. 3 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки III-III, показанной на Фиг. 2, если смотреть с направления стрелки. Разрез участка 19 лопатки, проиллюстрированный на Фиг. 3, далее также называется разрезом лопатки.

[0027] Как проиллюстрировано на Фиг. 3, участок 19 лопатки включает в себя поверхность 27b положительного давления (поверхность давления), расположенную с передней стороны лопатки, поверхность 27a отрицательного давления, расположенную противоположно поверхности 27b положительного давления или с задней стороны лопатки, переднюю кромку 28a лопатки и заднюю кромку 28b лопатки. Если совокупность точек, каждая из которых равноудалена от поверхности 27b положительного давления и поверхности 27a отрицательного давления, и которые получены от передней кромки 28a лопатки до задней кромки 28b лопатки, определена как осевая линия 30 лопатки, поверхность 27b положительного давления имеет выпуклую форму относительно осевой линии 30 лопатки, тогда как поверхность 27a отрицательного давления имеет вогнутую форму относительно осевой линии 30 лопатки. Участок 19 лопатки образован так, что его толщина (расстояние между поверхностью 27b положительного давления и поверхностью 27a отрицательного давления в направлении, перпендикулярном осевой линии 30 лопатки) постепенно увеличивается, если смотреть со стороны передней кромки 28a лопатки к середине участка 19 лопатки, и постепенно уменьшается, если смотреть с середины участка 19 лопатки в направлении задней кромки 28b лопатки.

[0028] Фиг. 4 представляет собой увеличенный вид пунктирной области A, показанной на Фиг. 3.

[0029] Как проиллюстрировано на Фиг. 4, участок 19 лопатки включает в себя каналы 36 пленочного охлаждения (соединительные каналы) и выступ 37.

[0030] Соединительные каналы 36 обеспечивают сообщение между третьим охлаждающим каналом 23c и каналом 17 газа сгорания. Каждый из соединительных каналов 36 включает в себя отверстие 39 (первое отверстие), предусмотренное на стеночной поверхности 38 (первой стеночной поверхности), которая обращена к третьему охлаждающему каналу 23c и образует проходящую по окружности внешнюю поверхность третьего охлаждающего канала 23c, и отверстие 40 (второе отверстие), предусмотренное на поверхности 27a отрицательного давления (второй стеночной поверхности), которая обращена к каналу 17 газа сгорания участка 19 лопатки. Первое отверстие 39 представляет собой впуск, в который входит охлаждающий воздух 35 (охлаждающий воздух лопатки ротора), текущий через третий охлаждающий канал 23c, тогда как второе отверстие 40 представляет собой выпуск, из которого выходит охлаждающий воздух 35 через соединительный канал 36. В настоящем варианте осуществления соединительные каналы 36 обеспечены в продольном направлении участка 19 лопатки (в направлении, перпендикулярном плоскости чертежа на Фиг. 4).

[0031] Каждый из соединительных каналов 36 образован так, что второе отверстие 40 смещено относительно первого отверстия 39 в направлении передней стороны сгорания. Если предполагается, что второе отверстие 40 и первое отверстие 39 совпадают друг с другом в направлении течения газа сгорания, соединение центров первого и второго отверстий приводит к получению контрольной центральной оси X соединительного канала. В настоящем варианте осуществления фактическая центральная ось Y соединительного канала 36, полученная соединением центров первого и второго отверстий, наклонена относительно контрольной центральной оси X в направлении передней стороны сгорания. Таким образом, в настоящем варианте осуществления первое и второе отверстия 39 и 40 соединительного канала 36 имеют эллиптическую форму. Угол N наклона соединительного канала 36 (угол между контрольной центральной осью X и фактической центральной осью Y) задан так, что охлаждающий воздух 35, выпускаемый в направлении канала 17 газа сгорания через соединительный канал 36, течет максимально близко к внешним поверхностям участка 19 лопатки.

[0032] Выступ 37 обеспечен с передней стороны направления течения охлаждающего воздуха 35 в первом отверстии 39 соединительного канала 36 (на Фиг. 4 с передней стороны сгорания первого отверстия 39 соединительного канала 36). Далее задняя и передняя стороны направления течения охлаждающего воздуха 35 также называются «задней стороной охлаждения» и «передней стороной охлаждения». Выступ 37 выступает от первой стеночной поверхности 38 в направлении третьего охлаждающего канала 23c. Длина L1 от поверхности 27a отрицательного давления участка 19 лопатки, измеренная в самом дальнем положении выступа 37 от первой стеночной поверхности 38 (также называемом «вершиной») больше, чем длина L между поверхностью 27a отрицательного давления участка 19 лопатки и первой стеночной поверхностью 38. В результате площадь проходного сечения участка третьего охлаждающего канала 23c, где обеспечен выступ 37, меньше площади проходного сечения другого участка без выступа 37. Другими словами, третий охлаждающий канал 23c является более узким там, где обеспечен выступ 37. Выступ 37 включает в себя наклонный участок 37A и криволинейный участок 37B.

[0033] Наклонный участок 37A представляет собой наклон, который возвышается от первой стеночной поверхности 38 в направлении, противоположном направлению течения охлаждающего воздуха 35 (в направлении задней стороны охлаждения); таким образом, он возвышается в направлении третьего охлаждающего канала 23c. В результате длина L2 от поверхности 27a отрицательного давления участка 19 лопатки до наклонного участка 37A увеличивается в направлении, противоположном направлению течения охлаждающего воздуха 35. Наклонный участок 37A образует плавную поверхность, которая расположена между криволинейным участком 37B и первой стеночной поверхностью 38.

[0034] Криволинейный участок 37B образует выпуклую поверхность, выступающую в направлении третьего охлаждающего канала 23c; другими словами, он образует дугообразную поверхность, которая расположена между наклонным участком 37A и первым отверстием 39 соединительного канала 36. Кривизна криволинейного участка 37B определяется для получения такой плавной дугообразной поверхности.

[0035] Фиг. 5 представляет собой увеличенный вид соединительного канала 36, если смотреть со стороны третьего охлаждающего канала 23c. Фиг. 6 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки VI-VI, показанной на Фиг. 5, если смотреть с направления стрелки. Фиг. 7 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки VII-VII, показанной на Фиг. 5, если смотреть с направления стрелки. Фиг. 8 представляет собой вид в разрезе, взятом вдоль стрелки VIII-VIII, показанной на Фиг. 5, если смотреть с направления стрелки.

[0036] Как проиллюстрировано на Фиг. 5 и 6, в настоящем варианте осуществления выступ 37 обеспечен в области W1 области W (описанной подробно ниже). Область W образована между краем первого отверстия 39 и эллипсом F′, окружающим первое отверстие 39, и область W1 представляет собой участок области W, заключенный между двумя границами B1 и B2.

[0037] Как проиллюстрировано на Фиг. 5 и 7, в настоящем варианте осуществления криволинейный участок 41 (второй криволинейный участок) образован на краю первого отверстия 39 соединительного канала 36. Второй криволинейный участок 41 образует плавную криволинейную поверхность от первой стеночной поверхности 38 до первого отверстия 39; другими словами, он образует выпуклую поверхность, обращенную к третьему охлаждающему каналу 23c. Второй криволинейный участок 41 обеспечен смежно с выступом 37 в окружном направлении первого отверстия 39. В частности, второй криволинейный участок 41 обеспечен в областях W2 и W3, которые расположены смежно области W1 области W в окружном направлении первого отверстия 39.

[0038] Как проиллюстрировано на Фиг. 8, в настоящем варианте осуществления выступ 37 и второй криволинейный участок 41 контактируют с первой стеночной поверхностью 38 в одной плоскости. Если длина выступа 37 от первой стеночной поверхности 38 до вершины выступа 37 определена как высота h1 (смотри Фиг. 6), а длина второго криволинейного участка 41 от первой стеночной поверхности 38 до края второго криволинейного участка 41 со стороны первого отверстия 39 определена как высота h2 (смотри Фиг. 7), высота h1 выступа 37 меньше на участках, расположенных ближе ко второму криволинейному участку 41, тогда как высота h2 второго криволинейного участка 41 меньше на участках, расположенных ближе к выступу 37 в окружном направлении первого отверстия 39.

[0039] Фиг. 9 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую процедуры образования выступа 37 и второго криволинейного участка 41. Процедуры образования выступа 37 и второго криволинейного участка 41 описаны ниже со ссылкой на Фиг. 5 и 9.

[0040] Этап S1

Определяют контрольный угол M на основе ширины колебаний охлаждающего воздуха 35, текущего через соединительный канал 36. Ширина колебаний охлаждающего воздуха 35 представляет собой показатель, указывающий степень отклонения направления течения охлаждающего воздуха 35 относительно центральной оси соединительного канала 36. Контрольный угол M представляет собой окружной угол относительно продольной оси первого отверстия 39 соединительного канала 36, если смотреть на соединительный канал 36 со стороны третьего охлаждающего канала 23c, и как отмечено выше, контрольный угол M определяется на основе ширины колебаний охлаждающего воздуха 35. Контрольный угол M составляет, например, 45 градусов. Продольная ось C первого отверстия 39 соединительного канала 36 далее также называется продольной осью соединительного канала.

[0041] Этап S2

Определяют прямые (касательные) A1 и A2. Прямые A1 и A2 представляют собой прямые, которые контактируют с краем первого отверстия 39 соединительного канала 36 и имеют контрольный угол M, определенный на этапе S1, относительно продольной оси C соединительного канала.

[0042] Этап S3

Определяют контрольную точку O. Контрольная точка O представляет собой точку пересечения прямых A1 и A2 и продолжения продольной оси C соединительного канала, которое проходит в направлении, противоположном направлению течения охлаждающего воздуха 35.

[0043] Этап S4

Определяют точки S и P контакта. Точки S и P контакта представляют собой точки, в которых прямые A1 и A2 контактируют с краем первого отверстия 39 соединительного канала 36.

[0044] Этап S5

Определяют эллипс F′. Эллипс F′ вписан в прямые A1 и A2, и продолжение его продольной оси C′ проходит через контрольную точку O и совпадает с продольной осью C соединительного канала.

[0045] Этап S6

Определяют точки R и Q контакта, в которых прямые A1 и A2 контактируют с эллипсом F′.

[0046] Этап S7

Определяют область W. Сначала получают кривую G1, которая начинается в точке Q контакта, проходит через точки P и S контакта по часовой стрелке и заканчивается в точке R контакта. Затем получают кривую G2, которая начинается в точке R контакта, проходит вдоль эллипса F′ по часовой стрелке и заканчивается в точке Q контакта. Область W определяют путем исключения первого отверстия 39 соединительного канала 36 из области, заключенной между кривыми G1 и G2. Область W не ограничивается конкретными размерами при условии, что она не пересекается с областями W смежных соединительных каналов 36, расположенных в продольном направлении участка 19 лопатки.

[0047] Этап S8

Делят область W на первую область W1, вторую область W2 и третью область W3. В настоящем варианте осуществления первая область W1 больше второй области W2 и третьей области W3, а вторая область W2 и третья область W3 имеют равные размеры.

[0048] Этап S9

Образуют выступ 37 в первой области W1, и образуют второй криволинейный участок 41 во второй и третьей областях W2 и W3. Примером способа образования выступа 37 и второго криволинейного участка 41 является точное литье. С помощью точного литья может быть образован участок 19 лопатки с выступом 37.

[0049] Работа

Далее со ссылкой на Фиг. 2 мы описываем, как охлаждающий воздух 35 охлаждает участок 19 лопатки.

[0050] В настоящем варианте осуществления часть сжатого воздуха отбирается из промежуточной ступени или выпуска компрессора 1 (смотри Фиг. 1) для использования в качестве охлаждающего воздуха. Сжатый воздух, отобранный из компрессора 1, течет в участок 14 вала ротора 8 турбины в качестве охлаждающего воздуха через участок канала участка 14 вала турбины (не проиллюстрирован). Как проиллюстрировано стрелками 31 и 32 на Фиг. 2, часть охлаждающего воздуха, текущего через участок 14 вала турбины, течет в канал 17 газа сгорания через зазор 33, образованный между лопаткой 15 ротора и смежной направляющей лопаткой 10 статора, расположенной с задней стороны сгорания, и через зазор 34, образованный между лопаткой 15 ротора и смежной направляющей лопаткой 10 статора, расположенной с передней стороны сгорания, и сливается с газом 6 сгорания. Часть охлаждающего воздуха, текущего через участок 14 вала турбины, также течет в полый участок 22 диска 16 турбины в качестве охлаждающего воздуха 35. Охлаждающий воздух 35, текущий через полый участок 22, попадает в первый охлаждающий канал 23a через отверстие 21, при этом охлаждая диск 16 турбины изнутри. Охлаждающий воздух 35, который попал в первый охлаждающий канал 23a, течет по нему в направлении радиально внешней стороны (в направлении вверх на Фиг. 2). Охлаждающий воздух 35, текущий через первый охлаждающий канал 23a, направляется к радиально внутренней стороне (в направлении вниз на Фиг. 2) на радиально внешнем конце первого охлаждающего канала 23a и далее течет во второй охлаждающий канал 23b. Охлаждающий воздух 35, который попал во второй охлаждающий канал 23b, течет по нему в направлении радиально внутренней стороны. Охлаждающий воздух 35, текущий через второй охлаждающий канал 23b, направляется к радиально внешней стороне на радиально внутреннем конце второго охлаждающего канала 23b и далее течет в третий охлаждающий канал 23c. Охлаждающий воздух 35, который попал в третий охлаждающий канал 23c, течет по нему в направлении радиально внешней стороны. Охлаждающий воздух 35, текущий через третий охлаждающий канал 23c, течет в канал 17 газа сгорания через отверстие 42, сливаясь с газом 6 сгорания.

[0051] Далее со ссылкой на Фиг. 4 мы описываем поведение охлаждающего воздуха 35, который вытекает из третьего охлаждающего канала 23c в канал 17 газа сгорания через соединительный канал 36.

[0052] Из потоков охлаждающего воздуха 35 в третьем охлаждающем канале 23c охлаждающий воздух 35, текущий близко к первой стеночной поверхности 38, сталкивается со стеночной поверхностью с задней стороны охлаждения на криволинейном участке 37B выступа 37 и замедляется. Замедленный охлаждающий воздух 35 направляется к соединительному каналу 36 вдоль поверхности криволинейного участка 37B. Охлаждающий воздух 35, направленный в соединительный канал 36, течет по нему для выпуска в канал 17 газа сгорания. Охлаждающий воздух 35, выпущенный в канал 17 газа сгорания, течет вдоль поверхности участка 19 лопатки для образования охлаждающей пленки. В то же время охлаждающий воздух 35, который протекал близко к первой стеночной поверхности 38 и не попал в соединительный канал 36, течет в направлении передней стороны охлаждения вдоль поверхности криволинейного участка 37B. Как отмечено выше, площадь проходного сечения участка третьего охлаждающего канала 23c, где обеспечен выступ 37, меньше площади проходного сечения другого участка без выступа 37. Таким образом, охлаждающий воздух 35, текущий в направлении передней стороны охлаждения вдоль поверхности криволинейного участка 37B, ускоряется и течет вдоль поверхности наклонного участка 37A.

[0053] Полезные эффекты

(1) Фиг. 10 представляет собой увеличенный вид соединительного канала 236 в соответствии со сравнительным примером. Как проиллюстрировано на Фиг. 10, соединительный канал 236 не имеет выступа с передней стороны охлаждения первого отверстия 239, который выступает от первой стеночной поверхности 238 в направлении третьего охлаждающего канала 223c. В результате соединительный канал 236 может иметь разделительную область 200 со стороны первого отверстия 239 из-за неравномерных потоков из камеры охлаждающего воздуха. Если разделительная область 200 образована со стороны первого отверстия 239 в соединительном канале 236, разделительная область 200 действует как препятствие для охлаждающего воздуха 235 (охлаждающего воздуха лопатки ротора), текущего через соединительный канал 236; таким образом, поток охлаждающего воздуха 235 в соединительном канале 236 деформируется. Это увеличивает скорость потока охлаждающего воздуха 235 в соединительном канале 236, затрудняя выпуск охлаждающего воздуха 235 из соединительного канала 236 в канал 217 газа сгорания так, чтобы он протекал вдоль поверхности лопатки. В результате эффективность охлаждения снижается.

[0054] В настоящем варианте осуществления в отличие от этого с передней стороны охлаждения первого отверстия 39 соединительного канала 36 обеспечен выступ 37, так что он выступает от первой стеночной поверхности 38 в направлении третьего охлаждающего канала 23c, как проиллюстрировано на Фиг. 4. Таким образом, охлаждающий воздух 35, который течет в третьем охлаждающем канале 23c и течет близко к первой стеночной поверхности 38, сталкивается со стеночной поверхностью выступа 37 для его замедления, в результате чего он направляется в соединительный канал 36. В результате можно предотвратить образование и распространение разделительной области в соединительном канале 36, предотвратить деформацию потока охлаждающего воздуха 35 в соединительном канале 36 и предотвратить чрезмерное увеличение скорости потока охлаждающего воздуха 35 в соединительном канале 36. В связи с этим охлаждающий воздух 35, вытекающий из соединительного канала 36 в канал 17 газа сгорания, течет вдоль поверхность лопатки, образуя охлаждающую пленку, которая предотвращает проникновение тепла высокотемпературного газа сгорания в лопатку ротора и повышает эффективность охлаждения.

[0055] (2) В настоящем варианте осуществления выступ 37 обеспечен на первой стеночной поверхности 38 участка 19 лопатки, так что он выступает от первой стеночной поверхности 38 в направлении третьего охлаждающего канала 23c. Таким образом, также можно обеспечить выступ 37 в положениях, в которых толщина участка 19 лопатки является небольшой, при этом обеспечивая прочность турбинной лопатки. Это обеспечивает охлаждение каждой части лопатки 15 ротора, что приводит к повышению эффективности охлаждения.

[0056] (3) Как проиллюстрировано на Фиг. 10, в сравнительном примере часть охлаждающего воздуха 235 течет из третьего охлаждающего канала 223c в соединительный канал 236, и расход охлаждающего воздуха 235 с передней стороны охлаждения первого отверстия 239 в первой стеночной поверхности 238 меньше расхода с задней стороны охлаждения первого отверстия 239. В результате расход охлаждающего воздуха 235, текущего с передней стороны охлаждения первого отверстия 239 в первой стеночной поверхности 238, становится меньше расхода с задней стороны охлаждения. Это приводит к застою охлаждающего воздуха 235 с передней стороны охлаждения первого отверстия 239 в первой стеночной поверхности 238.

[0057] В отличие от этого в настоящем варианте осуществления с передней стороны охлаждения первого отверстия 39 соединительного канала 36 обеспечен выступ 37, так что он выступает от первой стеночной поверхности 38 в направлении третьего охлаждающего канала 23c, как проиллюстрировано на Фиг. 4. В связи с этим охлаждающий воздух 35, который протекал близко к первой стеночной поверхности 38 и не попал в соединительный канал 36, может ускоряться на выступе 37. Это предотвращает уменьшение скорости потока охлаждающего воздуха 35, текущего с передней стороны охлаждения выступа 37 на первой стеночной поверхности 38, что, в свою очередь, предотвращает застой охлаждающего воздуха 35 с передней стороны охлаждения выступа 37 на первой стеночной поверхности 38.

[0058] (4) Фиг. 11 иллюстрирует повышение эффективности компрессора. Вертикальная ось показывает степень сжатия, тогда как горизонтальная ось показывает количество ступеней. На Фиг. 11 точка D показывает количество ступеней отбора (количество ступеней, используемых для отбора сжатого воздуха) при отсутствии выступа 37, тогда как точка E показывает количество ступеней отбора при наличии выступа 37.

[0059] Наличие выступа 37 с передней стороны охлаждения первого отверстия 39 соединительного канала 36, который выступает от первой стеночной поверхности 38 в направлении третьего охлаждающего канала 23c, предотвращает образование разделительной области в соединительном канале 36 и уменьшает общие потери давления в соединительном канале 36. Это уменьшает разность давлений между сторонами первого отверстия 39 и второго отверстия 40 соединительного канала 36. В результате почти такое же количество охлаждающего воздуха 35, что и при отсутствии выступа 37, может вытекать из соединительного канала 36 в канал 17 газа сгорания с меньшим перепадом давления. В связи с этим в настоящем варианте осуществления сжатый воздух может отбираться со стороны, где количество ступеней компрессора является небольшим, как проиллюстрировано на Фиг. 11 (сжатый воздух может отбираться в точке E, в которой количество ступеней отбора меньше, чем в точке D), и эффективность компрессора может соответственно повышаться.

[0060] Прочее

Изобретение не ограничивается описанным выше вариантом осуществления и допускает различные модификации. Вышеописанный вариант осуществления предназначен только для иллюстрации, и изобретение необязательно должно иметь все компоненты варианта осуществления. Например, некоторые компоненты варианта осуществления могут быть удалены или заменены.

[0061] В вышеописанном варианте осуществления мы описали конструкцию, в которой соединительные каналы 36 образованы в участке 19 лопатки 15 ротора, и выступы 37 обеспечены с передней стороны охлаждения первых отверстий 39 соединительных каналов 36. Однако основной задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения турбинных лопаток, и изобретение не ограничивается вышеописанной конструкцией при условии решения основной задачи. Например, также возможно образование соединительных каналов 36 в проходящем по окружности внутреннем концевом стеночном участке 18 лопатки 15 ротора и обеспечение выступов 37 с передней стороны охлаждения их отверстий. Вместо этого возможно образование соединительных каналов 36 в проходящем по окружности внутреннем концевом стеночном участке 11, участке 12 лопатки и проходящем по окружности внешнем концевом стеночном участке 13 направляющей лопатки 10 статора и обеспечение выступов 37 с передней стороны охлаждения их отверстий. В таких случаях также могут быть достигнуты полезные эффекты изобретения, подобные полезным эффектам вышеописанного варианта осуществления.

[0062] Также в вышеописанном варианте осуществления мы описали конструкцию, в которой соединительный канал 36 обеспечивает сообщение по текучей среде между третьим охлаждающим каналом 23 участка 19 лопатки и каналом 17 газа сгорания. Однако изобретение не ограничивается такой конструкцией при условии решения основной задачи. Например, также возможно, чтобы соединительный канал 36 обеспечивал сообщение между первым охлаждающим каналом 23a и вторым охлаждающим каналом 23b участка 19 лопатки и каналом 17 газа сгорания. В этом случае также могут быть достигнуты полезные эффекты изобретения, подобные полезным эффектам вышеописанного варианта осуществления.

[0063] Дополнительно в вышеописанном варианте осуществления мы описали конструкцию, в которой один соединительный канал 36 обеспечен в направлении продолжения осевой линии 30 участка 19 лопатки. Однако изобретение не ограничивается такой конструкцией при условии решения основной задачи. Например, также возможно обеспечение множества соединительных каналов 36 в направлении продолжения осевой линии 30 участка 19 лопатки. В этом случае также могут быть достигнуты полезные эффекты изобретения, подобные полезным эффектам вышеописанного варианта осуществления.

1. Турбинная лопатка, содержащая:

первую стеночную поверхность, обращенную к охлаждающему каналу, по которому течет охлаждающий воздух;

вторую стеночную поверхность, обращенную к каналу рабочей текучей среды, по которому течет рабочая текучая среда;

соединительный канал, обеспечивающий сообщение между охлаждающим каналом и каналом рабочей текучей среды; и

выступ, предусмотренный на нижней по потоку стороне направления течения охлаждающего воздуха в отверстии соединительного канала, причем отверстие образовано в первой стеночной поверхности, при этом выступ выступает от первой стеночной поверхности к охлаждающему каналу.

2. Турбинная лопатка по п. 1, в которой выступ содержит наклонный участок, образованный на первой стеночной поверхности, причем наклонный участок увеличивается в направлении, противоположном направлению течения охлаждающего воздуха, к охлаждающему каналу, и криволинейный участок, образованный в виде выпуклого участка со стороны охлаждающего канала, причем криволинейный участок соединен с отверстием и выполнен в форме дуги.

3. Турбинная лопатка по п. 1, дополнительно содержащая второй криволинейный участок, предусмотренный смежно с выступом в окружном направлении отверстия, причем второй криволинейный участок плавно соединен с отверстием.

4. Турбинная лопатка по п. 1, в которой отверстие имеет форму эллипса.

5. Газотурбинная установка, содержащая ступень лопаток, содержащую турбинную лопатку по п. 1.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТНД двигателя содержит вал РНД с цапфой и рабочее колесо ТНД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток.

Способ охлаждения ротора турбины высокого давления газотурбинного двигателя осуществляют путем того, что ротор охлаждают вторичным потоком воздуха из камеры сгорания газогенератора двигателя, имеющим температуру более низкую, чем температура первичного потока рабочего тела из жаровой трубы камеры сгорания.

Группа изобретений относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкциям сопловых аппаратов ТВД и трактам воздушного охлаждения сопловых лопаток авиационных газотурбинных двигателей ГПА.

Элемент охлаждаемой лопатки турбомашины (1) содержит канал для охлаждающего воздуха (4), выполненный внутри лопатки в радиальном направлении вдоль входной кромки (5), соединенный входными диффузорными по направлению движения охлаждающего воздуха каналами (6) через раздаточный коллектор (7) с питающим каналом, а выходными каналами (8) с внешней поверхностью лопатки (2), при этом входные диффузорные (6) и выходные каналы (8) выполнены тангенциально относительно канала для охлаждающего воздуха (4), который снабжен транзитным трубопроводом (9), установленным внутри него эксцентрично, с переменным зазором относительно его внутренней стенки (10).

Направляющая лопатка содержит полку и перо, продолжающееся от указанной полки и соединенное с полкой посредством галтели. Инжекционная трубка вставляется в перо, ограничивая охлаждающий канал между инжекционной трубкой и боковыми стенками пера.

Лопатка турбины авиационного газотурбинного двигателя содержит контур охлаждения своего пера, в котором последовательно соединенные между собой полости выполнены так, что воздушный поток проходит радиально наружу вдоль стенки корытца внутри полостей корытца и радиально внутрь вдоль стенки спинки внутри полости спинки, отделенной от полостей корытца внутренней стенкой пера.

Узел турбины содержит полое перо, имеющее, по меньшей мере, основную полость, по меньшей мере, с трубой для охлаждения натеканием, с полкой и с камерой охлаждения. Труба является вставляемой в основную полость полого пера и используется для охлаждения натеканием, по меньшей мере, внутренней поверхности основной полости.

Лопатка газотурбинного двигателя содержит аэродинамический профиль, имеющий внешнюю и внутреннюю поверхности корыта и спинки лопатки, а также первое и второе ребра, проходящие между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки.

Элемент турбомашины включает аэродинамический профиль с задней кромкой и полку. Полка включает область задней кромки для поддержания указанной задней кромки, переднюю краевую поверхность, заднюю краевую поверхность, две окружные фронтальные поверхности, паз для уплотнительной полосы и разгрузочную полость.

Изобретение относится к элементу газовой турбины с пленочным охлаждением, имеющему подвергаемую воздействию горячего газа поверхность, в которой выполнены отверстия для пленочного охлаждения.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо, выполненное в виде передней и задней полости, разделенных радиальной перегородкой. В передней полости установлен передний дефлектор, в задней полости - задний дефлектор. В переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости. В заднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости . В передней полости 2 в стенках полого пера 1 выполнены отверстия пленочного охлаждения 11. В щелевом канале выходной кромки по высоте стенок полого пера со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Нк и шириной Вк. В противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки установлены в шахматном порядке ряды штырьков диаметром Dшт. Отношение поперечного S1 и продольного S2 шага их установки к диаметру Dшт штырьков составляет 2,5. Отношение глубины Нк продольных канавок к диаметру Dшт штырьков находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины Вк продольной канавки к диаметру Dшт штырьков находится в диапазоне от 1,5 до 2. При этом поперечные сечения продольных канавок со стороны спинки, образованы окружностями, центры O1 которых лежат на осях штырьков. Поперечные сечения продольных канавок со стороны корыта, образованы окружностями, центры O2 которых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта. Изобретение направлено на снижение температуры стенки лопатки путем интенсификации теплоотдачи в щелевом канале выходной кромки. 7 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 периферийной части выходной кромки расположен щелевой канал. В серединной части полого пера установлены первая, вторая и третья радиальные перегородки, которыми сформированы, соответственно, первый, второй и третий радиальные каналы. В третьей радиальной перегородке выполнены раздающие отверстия. За третьей радиальной перегородкой в щелевом канале выходной кромки установлена матрица компланарных каналов. В замковой части установлен жиклер. На стенках канала охлаждения входной кромки, осевого, первого, второго и третьего радиальных каналов установлены ребра-интенсификаторы. В канале охлаждения входной кромки установлена волнообразная перегородка с отверстиями. Отверстия в волнообразной перегородке выполнены непосредственно у внутренней поверхности стенки входной кромки. Шаг отверстий равен шагу волны волнообразной перегородки и составляет (1,5-2,2) h, где h - высота волны волнообразной перегородки на участке ее соединения с перегородкой. При этом отверстия расположены в сечениях минимального сужения первого и второго соседних каналов, образованных волнообразной перегородкой. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения входной кромки. 4 ил.

Тракт воздушного охлаждения сопловой лопатки выполнен трехканальным. Сопловая лопатка выполнена полой, с аэродинамическим профилем и наделена радиальной перегородкой, разделяющей внутренний объем пера на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами. Входной участок первого канала тракта включает полость большой полки, сообщенную с передней полостью и входной кромкой каждой лопатки блока для съема избыточной теплоты пера лопатки. Входной участок второго канала тракта сообщен через наружное кольцо с задней полостью лопатки с выходом нагретого теплосъемом воздуха в проточную часть ТВД. Входной участок третьего канала тракта охлаждения лопатки выполнен в виде общей щели в стенке малой полки блока, сообщенной с передней полостью каждой лопатки блока для съема избытков теплоты с передней части стенок спинки и корыта пера лопатки. Дефлектор передней полости выполнен в виде пластинки, открытой к входной кромке, наделенной семью рядами отверстий с осями, разнонаклоненными к потоку рабочего тела, и диагонально разделяет спинкой переднюю полость для встречного охлаждения стенок диагональных частей полости воздухом из первого и третьего каналов тракта. Спинка и корыто в передней полости наделены двумя и четырьмя рядами отверстий. Задняя полость лопатки снабжена дефлектором, наделенным перфорационными отверстиями до вихревой матрицы и предназначенным для охлаждения меньшей частью потока задней части лопатки и большей частью потока охлаждения ротора ТВД. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения лопаток и ресурса соплового аппарата ТВД. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Турбинная лопатка содержит первую и вторую стеночные поверхности, соединительный канал и выступ. Первая стеночная поверхность обращена к охлаждающему каналу, по которому течет охлаждающий воздух. Вторая стеночная поверхность обращена к каналу рабочей текучей среды, по которому течет рабочая текучая среда. Соединительный канал обеспечивает сообщение между охлаждающим каналом и каналом рабочей текучей среды. Выступ предусмотрен на нижней по потоку стороне направления течения охлаждающего воздуха в отверстии соединительного канала. Отверстие образовано в первой стеночной поверхности. Выступ выступает от первой стеночной поверхности к охлаждающему каналу. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх