Способ для изготовления узла турбины

Настоящее изобретение относится к способу для изготовления узла (10) турбины, содержащего по меньшей мере один блок (12) профиля, содержащий по меньшей мере по существу полый профиль (14) по меньшей мере с одним охлаждающим каналом (16) для охлаждающей среды (18) и по меньшей мере одной входной поверхностью (20), при этом по меньшей мере один охлаждающий канал (16) входит по меньшей мере в одну входную поверхность (20), и дополнительно узел (10) турбины содержит по меньшей мере одну покрывающую пластину (22), которая по меньшей мере частично закрывает по меньшей мере одну входную поверхность (20). Чтобы предоставлять надежное присоединение, способ содержит этап присоединения по меньшей мере одной покрывающей пластины (22) только с одной непрерывной соединительной конструкцией (24) по меньшей мере к одному блоку (12) профиля. Изобретение направлено на обеспечение надежности уплотнения охлаждающих каналов. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к способу для изготовления узла турбины. Настоящее изобретение дополнительно относится к профилированному узлу турбины, такому как лопатки ротора и лопасти статора турбины, и к использованию покрывающей пластины в качестве уплотнительной пластины.

Уровень техники

Современные турбины зачастую работают при чрезвычайно высоких температурах. Воздействие температуры на лопатки турбины, лопасти статора и окружающие компоненты может оказывать негативное влияние на эффективность работы турбины и, в экстремальных обстоятельствах, может приводить к искривлению и возможному повреждению таких компонентов. Чтобы преодолевать этот риск, высокотемпературные турбины могут включать в себя полые лопатки или лопасти, содержащие охлаждающие каналы для охлаждающей среды, чтобы охлаждать лопатки и лопасти в ходе работы узла турбины.

Такие лопатки или лопасти, например, с внутренней змеевидной геометрией для охлаждающих каналов типично изготавливаются посредством процесса точного литья по выплавляемым моделям, который использует керамический сердечник, чтобы задавать различные внутренние каналы. После литья, керамический сердечник удаляется из лопатки посредством процесса выщелачивания.

Охлаждающие каналы могут идти вплоть до дна хвостовика лопатки. Чтобы управлять потоком охлаждающего воздуха через лопатку или уплотнять неиспользуемые отверстия охлаждающих каналов, остающихся от процесса литья, может предоставляться отдельная покрывающая пластина. Обязательно, чтобы эта пластина оставалась присоединенной к лопатке, следовательно, используется сварка покрывающей пластины. Например, дискретные точечные сварные швы используются для того, чтобы приваривать покрывающую пластину к лопатке. В этом случае, сварные швы расположены в позициях, в которых имеется достаточное доступное пространство между отверстиями внутренних охлаждающих каналов и периметром покрывающей пластины. Такое присоединение приводит к нескольким недостаткам. Например, относительное тепловое расширение между покрывающей пластиной и лопаткой может отличаться, в частности, в ходе работы в неустановившемся режиме, в котором более тонкая покрывающая пластина реагирует быстрее лопатки. Это приводит к ослаблению механических напряжений в сварных швах. Поскольку сварные швы являются прерывистыми, они могут иметь недостаточную прочность, что приводит к повреждению сварных швов и к отсоединению покрывающей пластины. Кроме того, известно, что сжатие покрывающей пластины вокруг зоны термического влияния каждого сварного шва заставляет покрывающую пластину отрываться от поверхности лопатки между каждым сварным швом. Это создает промежуток, который может обеспечивать случайный поток со значительными уровнями охлаждающего воздуха в охлаждающие каналы в лопатке, чтобы может оказывать негативное влияние на эффективность работы двигателя.

Кроме того, в определенных случаях относительный размер литых внутренних охлаждающих каналах и ширина машинного хвостовика за пределами лопатки комбинируется, чтобы оставлять недостаточную область, чтобы обеспечивать традиционные сквозные сварные швы по периметру покрывающей пластины, когда учитывается эффект допусков.

Первая цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предоставлять способ для изготовления узла турбины, с помощью которого могут уменьшаться вышеуказанные недостатки, и, в частности, надежное присоединение покрывающей пластины к профилю и/или надежное уплотнение охлаждающих каналов упрощается.

Вторая цель изобретения заключается в том, чтобы предоставлять преимущественный профилированный узел турбины, такой как лопатка ротора турбины и лопасть статора. Третья цель изобретения состоит в том, чтобы предоставлять использование покрывающей пластины в таком узле турбины для целей уплотнения.

Эти цели могут разрешаться посредством способа, узла турбины и использования покрывающей пластины согласно предмету независимых пунктов формулы изобретения.

Сущность изобретения

Соответственно, настоящее изобретение предоставляет способ для изготовления узла турбины, содержащего, по меньшей мере, один блок профиля, содержащий, по меньшей мере, по существу полый профиль, по меньшей мере, с одним охлаждающим каналом для охлаждающей среды и, по меньшей мере, одной входной поверхностью, при этом, по меньшей мере, один охлаждающий канал входит, по меньшей мере, в одну входную поверхность, и дополнительно узел турбины содержит, по меньшей мере, одну покрывающую пластину, которая, по меньшей мере, частично закрывает, по меньшей мере, одну входную поверхность.

Предусмотрено, что способ содержит этап: присоединения, по меньшей мере, одной покрывающей пластины только с одной непрерывной соединительной конструкцией, по меньшей мере, к одному блоку профиля.

Вследствие изобретаемого способа, предоставляется надежное присоединение покрывающей пластины к блоку профиля и надежное уплотнение охлаждающего канала(ов). Кроме того, могут минимизироваться механические напряжения, вызываемые посредством дифференциального термического роста покрывающей пластины по сравнению с блоком профиля, например, вдоль поперечного размера покрывающей пластины. Кроме того, любой отрыв покрывающей пластины от профиля преодолевается посредством центробежных сил в ходе работы узла турбины, что заставляет пластину уплотняться главным образом ко входной поверхности, за счет этого сокращая утечку охлаждающего потока.

Даже если такой термин, как профиль, канал, среда, поверхность, покрывающая пластина, конец, диафрагма, апертура, граница, набор, платформа или часть хвостовика используется в единственном числе или в конкретной числовой форме в формуле и в описании изобретения, объем патента (заявки) не должен ограничиваться единственным числом или конкретной числовой формой. Наличие более одной или множества вышеуказанных конструкций также должно находиться в пределах объема изобретения.

Узел турбины имеет намерение означать узел, предусмотренный для турбинного двигателя, такого как газовая турбина, при этом узел обладает, по меньшей мере, одним блоком профиля. Узел турбины может представлять собой часть колеса турбины или каскада турбины с блоками профиля с круговой компоновкой. Блок профиля имеет намерение означать блок, содержащий, по меньшей мере, профиль и предпочтительно дополнительные конструкции, такие как часть хвостовика и/или внешняя и/или внутренняя платформа. Последние две должны размещаться на противоположных концах профиля(ей), и/или внутренняя платформа должна размещаться между профилем и частью хвостовика.

В этом контексте, "по существу полый профиль" означает профиль с кожухом, при этом кожух заключает в себе, по меньшей мере, одну полость и/или охлаждающий канал. Такая конструкция, как разрез, который разделяет различные полости/каналы в профиле друг от друга и, например, протягивается в направлении поперечного размера профиля, не затрудняет определение "по существу полого профиля". В частности, по существу полый профиль, упоминаемый как профиль в нижеприведенном описании, имеет две области охлаждения, бороздчатую область охлаждения на переднем краю профиля и область охлаждения игольчатых ребер/основания предшествующего уровня техники на заднем краю. Эти области могут быть отделены друг от друга через разрез.

В этом контексте, входная поверхность блока профиля представляет собой поверхность, в которой охлаждающий канал начинается или заканчивается, в зависимости от направления протекания охлаждающей среды. Поверхность предпочтительно имеет, по меньшей мере, одну апертуру, предоставляющую выход или вход для охлаждающей среды из/в охлаждающего канала(ов). Входная поверхность может быть расположена в любой области блока профиля, например, в части хвостовика или в одной из платформ или в профиле. Предпочтительно, она расположена в части хвостовика и, в частности, на радиальном конце (конце, расположенном в смонтированном состоянии блока профиля в узле турбины или турбинном двигателе, радиально ближайшем к оси узла турбины или турбинного двигателя). Охлаждающий канал может иметь любую форму или распределение, осуществимое для специалистов в данной области техники, к примеру, прохождение однонаправленно в направлении поперечного размера блока профиля либо наличие меандрирующего рисунка или змеевидного рисунка с изменяющимися/противоположными направлениями. Направление поперечного размера блока профиля задается как направление, идущее по существу перпендикулярно, предпочтительно перпендикулярно, направлению от переднего края к заднему краю профиля.

Предпочтительно, охлаждающая среда входит в профиль или охлаждающий канал на входной поверхности. В случае варианта осуществления охлаждающего канала в качестве разомкнутой схемы охлаждения, охлаждающая среда не должна выходить из охлаждающего канала на входной поверхности. В случае двух или более входных апертур, расположенных на входной поверхности, соответствующие потоки охлаждающей среды могут быть поддерживаться полностью отдельными в профиле или объединяться в один поток в какой-то момент в схеме внутреннего охлаждения. С другой стороны, если схема охлаждения осуществлена в качестве замкнутого контура, охлаждающая среда вероятно должна выходить не через профиль, а с большей вероятностью рядом с местом, в котором она входит, т.е. в части хвостовика или апертуре(ах) на входной поверхности. В этом случае, входная поверхность или ее части могут называться "выходной поверхностью".

Покрывающая пластина имеет намерение означать по существу планарную конструкцию, которая осуществлена таким способом, что она закрывает и/или уплотняет, по меньшей мере, секцию входной поверхности после сборки узла турбины, по меньшей мере, в рабочем состоянии узла турбины. Здесь, "по существу плоский" должен пониматься как то, что небольшая шероховатость поверхности пластины и/или плоской формы покрывающей пластины не должна затруднять определение покрывающей пластины в качестве плоской. Дополнительно, покрывающая пластина может иметь конкретную выбранную конструкцию(и) или форму(ы), такую как отверстие, кривизна, изгиб и т.п., которая может оказывать влияние на характеристику расхода охлаждающей среды и/или аэродинамическое свойство узла турбины.

В этом контексте, термин "присоединение" должен пониматься как использование любого способа присоединения, осуществимого для специалистов в данной области техники, который, в частности, предоставляет надежное присоединение покрывающей пластины к блоку профиля даже в ходе вращения узла турбины. Он может представлять собой любой способ соединения, работающий с адгезионным скреплением, например, приклеиванием, и, в частности, с любой технологией термоскрепления, такой как сварка, припой и т.д. Согласно предпочтительному усовершенствованию, способ содержит этап: присоединения, по меньшей мере, одной покрывающей пластины посредством сварки. Вследствие этого, в частности, сильное присоединение может упрощаться, что дополнительно изготовлен облегчает изготовление. Таким образом, соединительная конструкция предпочтительно представляет собой один непрерывный однонаправленный сварной шов.

Разделяющая (двуножная) заклепка с соответствующей третьей частью, контактирующей с входной поверхностью, должна представлять собой альтернативно осуществленную соединительную конструкцию, в частности, для больших профилей или лопаток. Кроме того, может быть возможным предварительно присоединять покрывающую пластину к блоку профиля до заключительного этапа присоединения, чтобы фиксировать покрывающую пластину до того, как она, например, приваривается. Это может выполняться, например, посредством приклеивания. Дополнительно, должно быть возможным присоединять часть центра покрывающей пластины к хвостовику профиля посредством комбинации деформируемого признака покрывающей пластины и встречного признака профиля или его части хвостовика.

Термин "непрерывный" должен пониматься как без разрыва или промежутка. Непрерывность непрерывной соединительной конструкции также может достигаться посредством нескольких вспомогательных соединительных конструкций, стянутых между собой непрерывно без разрывов или промежутков между ними. Соединительная конструкция предпочтительно является по существу однонаправленной, при этом "по существу однонаправленный" должен пониматься как то, что небольшие шероховатости или изгибы вплоть до расхождения 10° от прямой конфигурации должны пониматься как однонаправленные. В частности, конструкции с изгибами или изменениями направления с углом более 25° не рассматриваются как однонаправленные.

Кроме того, предусмотрено, что, по меньшей мере, одна покрывающая пластина содержит, по меньшей мере, один конец, центроид и краевую точку, при этом метрическая функция центроида и краевой точки имеет максимум, и при этом максимум расположен, по меньшей мере, на одном конце, по меньшей мере, одной покрывающей пластины, и при этом способ содержит этап, на котором: присоединения, по меньшей мере, одной покрывающей пластины таким образом, что, по меньшей мере, один конец является свободным концом относительно, по меньшей мере, одного блока профиля, либо другими словами, является неприсоединенным, по меньшей мере, к одному блоку профиля. Таким образом, конец покрывающей пластины свободно реагирует на внешние силы, такие как центробежные силы, действующие на покрывающую пластину в ходе работы узла турбины. Это уменьшает механические напряжения в покрывающей пластине и затрудняет отрыв покрывающей пластины от входной поверхности блока профиля или его части хвостовика. Присоединение конца входной поверхности не представляет собой адгезионное скрепление между концом покрывающей пластины и блоком профиля или его частью хвостовика. Метрическая функция должна пониматься как функция расстояния, дополнительно, конец в качестве края, кромки, границы, угла и т.д. покрывающей пластины. Предпочтительно, покрывающая пластина содержит два конца с противоположным размещением с соединительной конструкцией, размещаемой по существу в середине между двумя противоположными концами. Таким образом, эта конструкция предоставляет свободные концы покрывающей пластины после присоединения.

Преимущественно, способ содержит этап: присоединения, по меньшей мере, одной уплотнительной пластины таким способом, чтобы обеспечивать возможность прижатия, по меньшей мере, одного конца и предпочтительно двух противоположных концов, воздухонепроницаемо, по меньшей мере, к одному блоку профиля или его части хвостовика в течение рабочего состояния узла турбины. Следовательно, покрывающая пластина может эффективно и надежно выполнять свою функцию. Это достигается функционально очень просто, когда характеристики и размеры покрывающей пластины или ее конструкций выбираются с возможностью устанавливать эту плотную посадку вследствие центробежных сил, действующих на покрывающую пластину в ходе работы.

Она может представлять собой специальную предварительно заданную форму или изгиб, который покрывающая пластина имеет до заключительного этапа присоединения или специального предварительного присоединения покрывающей пластины. Например, операция машинной обработки, например, фрезеровка в диафрагме(ах) или (a) специальном пазе(ах), может улучшать допуски на размер и обеспечивать более тугую посадку покрывающей пластины. Другими словами, процесс изготовления не основывается исключительно на точном литье для формы паза. Даже если приложение давления в ходе процесса присоединения к свободным концам покрывающей пластины представляет собой нормальную практику, чтобы минимизировать эффект тепла, заставляющий свободные концы вертикально отклоняться, также можно прикладывать выбранное или постепенное давление к покрывающей пластине в ходе этапа присоединения, чтобы оказывать влияние на степень посадки покрывающей пластины или ее свободных концов во входную поверхность.

Кроме того, преимущественно, когда способ содержит этап: присоединения, по меньшей мере, одной покрывающей пластины таким образом, что соединительная конструкция протягивается через центроид. Следовательно, присоединение покрывающих пластин может достигаться сбалансированным способом относительно их размеров. В этом контексте, формулировка "протягивающийся через" должна пониматься как совпадение либо то, что одна точка соединительной конструкции накладывается на центроид. Кроме того, соединительная конструкция представляет или предпочтительно является осью симметрии покрывающей пластины.

Помимо этого, преимущественно, когда, по меньшей мере, одна покрывающая пластина содержит, по меньшей мере, две диафрагмы, которые поддерживают сообщение с охлаждающим каналом. Таким образом, покрывающая пластина может использоваться для того, чтобы оказывать влияние на поток охлаждающей среды, входящий или выходящий из блока профиля или его охлаждающего канала(ов). Покрывающая пластина также может называться "диафрагменной пластиной". Фраза "поддерживать сообщение с" должна пониматься как прямое совмещение диафрагмы с охлаждающим каналом или его апертурой, соответственно. Диафрагма может представлять собой выходное отверстие или отверстие для доступа для охлаждающей среды в зависимости от направления протекания охлаждающей среды. Кроме того, диафрагма может иметь любую форму, осуществимую для специалистов в данной области техники, к примеру, круглую, овальную, яйцевидную, прямоугольную и т.д. Кроме того, форма может совпадать с формой или размером надлежащей и соответствующей апертуры охлаждающего канала. Дополнительно, покрывающая пластина может содержать боле двух диафрагм.

В дополнительном преимущественном варианте осуществления, способ содержит этап: присоединения, по меньшей мере, одной покрывающей пластины, по меньшей мере, к одному блоку профиля по существу в середине, по меньшей мере, между двумя диафрагмами, по меньшей мере, одной покрывающей пластины. Следовательно, посредством формирования соединительной конструкции в этой области покрывающей пластины, конструктивная целостность диафрагм не затрагивается посредством процесса формирования. Середина должна пониматься как средняя точка расстояния между средними точками диафрагм. Выражение "расположенный по существу в середине" имеет намерение означать то, что местоположение соединительной конструкции с отклонением ±10% от средней точки из строго средней позиции должно пониматься как расположенное в середине. Другими словами, соединительная конструкция может быть расположена в ±10% длины покрывающей пластины от средней точки вдоль этой длины.

Дополнительная цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предоставлять узел турбины, изготовленный согласно изобретаемому способу. Таким образом, узел турбины содержит, по меньшей мере, один блок профиля, содержащий, по меньшей мере, один по существу полый профиль, по меньшей мере, с одним охлаждающим каналом для охлаждающей среды и, по меньшей мере, одной входной поверхностью, при этом, по меньшей мере, один охлаждающий канал входит, по меньшей мере, в одну входную поверхность, и дополнительно содержит, по меньшей мере, одну покрывающую пластину, которая, по меньшей мере, частично закрывает, по меньшей мере, одну входную поверхность.

Вследствие этого может предоставляться узел турбины с надежно присоединенной покрывающей пластиной к блоку профиля, обеспечивая надежное уплотнение охлаждающего канала(ов). Кроме того, могут минимизироваться механические напряжения, вызываемые посредством дифференциального термического роста покрывающей пластины по сравнению с блоком профиля, например, вдоль поперечного размера покрывающей пластины. Кроме того, любой отрыв покрывающей пластины от профиля преодолевается посредством центробежных сил в ходе работы узла турбины, что заставляет пластину уплотняться главным образом ко входной поверхности, за счет этого сокращая утечку охлаждающего потока. Как результат, узел турбины может работать надежно и отказоустойчиво.

Как указано выше, по меньшей мере, один блок профиля или предпочтительно его часть хвостовика содержит, по меньшей мере, две апертуры, сообщающиеся, по меньшей мере, с одним охлаждающим каналом. Предпочтительно, соединительная конструкция протягивается через среднюю точку, расположенную по существу в середине, по меньшей мере, между двумя апертурами. Следовательно, соединительная конструкция позиционируется в области блока профиля или его части хвостовика, соответственно, в которой толщина стенки, необходимая для присоединения, является достаточной для надлежащего присоединения покрывающей пластины. На предмет определения выражения "расположенный по существу в середине", следует обратиться к определению, предоставленному выше. Дополнительно, профиль или его часть хвостовика может содержать более двух апертур.

Согласно дополнительной реализации изобретения, по меньшей мере, одна покрывающая пластина содержит, по меньшей мере, одну границу, центроид и краевую точку, при этом метрическая функция центроида и краевой точки имеет максимум, и при этом максимум метрической функции расположен, по меньшей мере, на одной границе, по меньшей мере, одной покрывающей пластины, и при этом, по меньшей мере, одна граница является свободной или является неприсоединенной, по меньшей мере, к одному блоку профиля. Следовательно, граница покрывающей пластины свободно реагирует на внешние силы, как центробежные силы, действующие на покрывающую пластину в ходе работы узла турбины. Это уменьшает механические напряжения в покрывающей пластине и преодолевает отрыв покрывающей пластины от входной поверхности блока профиля или его части хвостовика, который может вызываться посредством, например, сварки покрывающей пластины.

Предпочтительно, по меньшей мере, одна покрывающая пластина содержит две противоположных границы, при этом устойчивое и плотное присоединение может предоставляться, когда соединительная конструкция протягивается между двумя противоположными границами. В этом контексте, "протягиваться между" должен пониматься как протягивающийся в направлении, указывающем от одной границы к другой границе, и/или то, что один конец соединительной конструкции находится ближе к первой границе, а противоположный конец соединительной конструкции находится ближе ко второй противоположной границе. Протяженность соединительной конструкции между двумя границами может иметь любую длину, подходящую для специалистов в данной области техники для надлежащего присоединения, например, 25%, 50% или 100% от расстояния между границами. В предпочтительном варианте осуществления изобретения, соединительная конструкция протягивается полностью между двумя противоположными границами. Другими словами, соединительная конструкция начинается на первой границе и завершается на второй границе, размещаемой напротив первой границы. Это обеспечивает устойчивое соединение покрывающей пластины с блоком профиля. Две границы могут иметь идентичную длину, или их длины могут отличаться друг от друга. Предпочтительно, они имеют идентичную длину.

Преимущественно, по меньшей мере, одна покрывающая пластина содержит первый набор из двух противоположных границ и второй набор из двух противоположных границ. Все четыре границы могут иметь идентичную длину. Преимущественно, первый набор из двух противоположных границ меньше второго набора из двух противоположных границ, предоставляя предварительно заданную ориентацию монтажа покрывающей пластины, в частности, относительно формы блока профиля или входной поверхности. Таким образом, покрывающая пластина имеет две длинные границы и две короткие границы.

Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения, соединительная конструкция протягивается по существу перпендикулярно противоположным границам второго набора из двух противоположных границ. Это устанавливает сбалансированное присоединение покрывающей пластины. Кроме того, поскольку соединительная конструкция протягивается между вторым набором границ и в силу этого между двумя длинными границами, свободные концы (более короткие границы первого набора) могут иметь более высокую гибкость, чтобы обеспечивать возможность плотной посадки вследствие центробежной силы по сравнению с присоединением, предоставляющим свободные концы на более коротких границах. В пределах компоновки соединительной конструкции в качестве "по существу перпендикулярной" противоположным границам, также должно находиться расхождение соединительной конструкции относительно границ приблизительно 30°. Предпочтительно, соединительная конструкция размещается перпендикулярно границам.

Обычно, покрывающая пластина может иметь любую форму, осуществимую для специалистов в данной области техники, к примеру, прямоугольную, треугольную, круглую, овальную и т.д. Преимущественно, по меньшей мере, одна покрывающая пластина имеет по существу тетрагональную форму, предоставляющую простую в изготовлении покрывающую пластину. Предпочтительно, по меньшей мере, одна покрывающая пластина имеет по существу прямоугольную форму. Таким образом, форма покрывающей пластины совпадает с формой блока профиля или его части хвостовика. В этом контексте, "по существу прямоугольный" должен пониматься с углами, имеющими углы 80-100°.

Как указано выше, по меньшей мере, один блок профиля содержит, по меньшей мере, две апертуры, сообщающиеся, по меньшей мере, с одним охлаждающим каналом, и, по меньшей мере, одна покрывающая пластина содержит, по меньшей мере, одну диафрагму. В дополнительной реализации изобретения, предусмотрено, что, по меньшей мере, одна диафрагма, по меньшей мере, одной покрывающей пластины сообщается, по меньшей мере, с одной апертурой, по меньшей мере, из двух апертур блока профиля. Таким образом, диафрагма может использоваться для того, чтобы направлять или канализировать охлаждающую среду, входящую или выходящую из охлаждающего канала через апертуру.

Дополнительно, покрывающая пластина может содержать определенное число диафрагм, равное определенному числу апертур охлаждающего канала на входной поверхности. Таким образом, покрывающая пластина может иметь одну диафрагму на любой стороне соединительной конструкции или даже более одной диафрагмы, например, размещаемых одну над другой по существу параллельно соединительной конструкции (линия, соединяющая средние точки диафрагм, является по существу параллельной соединительной конструкции), при этом "по существу параллельная компоновка" имеет намерение означать расхождение компоновки диафрагм относительно соединительной конструкции приблизительно в 30° от строго параллельной компоновки.

Кроме того, по меньшей мере, одна диафрагма, по меньшей мере, одной покрывающей пластины имеет меньший диаметр, чем диаметр, по меньшей мере, одной апертуры, по меньшей мере, двух апертур блока профиля. Это предоставляет очень простой способ оказывать влияние на поток охлаждающей среды.

В дополнительном преимущественном варианте осуществления, блок профиля представляет собой лопатку или лопасть турбины и, в частности, лопатку турбины.

Изобретение дополнительно предоставляет использование покрывающей пластины в качестве уплотнительной пластины, при этом покрывающая пластина уплотняет, по меньшей мере, один охлаждающий канал блока профиля изобретаемой турбины, чтобы предотвращать поток охлаждающей среды в и/или, по меньшей мере, из одного охлаждающего канала в ходе работы узла турбины, в частности, вследствие центробежной силы, действующей, по меньшей мере, на одну уплотнительную пластину в ходе работы узла турбины.

Вследствие этого, предоставляется уплотненное присоединение покрывающей пластины к блоку профиля с надежным уплотнением охлаждающего канала(ов). Дополнительно, любой отрыв покрывающей пластины от блока профиля в результате, например, сварки преодолевается посредством центробежных сил, что заставляет покрывающую пластину уплотняться главным образом ко входной поверхности, за счет этого сокращая утечку охлаждающего потока.

Вышеописанные характеристики, признаки и преимущества этого изобретения и способ, которым они достигаются, являются очевидными и ясно понимаемыми в связи с нижеприведенным описанием примерных вариантов осуществления, которые поясняются в связи с чертежами.

Краткое описание чертежей

Ниже описывается настоящее изобретение со ссылкой на чертежи, на которых:

Фиг. 1 показывает схематичный вид в сечении газотурбинного двигателя, содержащего несколько изобретаемых узлов турбины,

Фиг. 2 показывает вид в перспективе одного узла турбины по фиг 1 с блоком профиля в разрезе, показывающем охлаждающие каналы и покрывающую пластину,

Фиг. 3 показывает поперечное сечение через часть хвостовика узла турбины вдоль линии III-III на фиг 2,

Фиг. 4 показывает вид снизу узла турбины, показывающий соединительную конструкцию, присоединяющую покрывающую пластину к части хвостовика,

Фиг. 5 показывает вид снизу узла турбины с входной поверхностью для охлаждающего канала, показанного на фиг 2, и

Фиг. 6 показывает покрывающую пластину из фиг. 2, неприсоединенную к блоку профиля.

Подробное описание проиллюстрированных вариантов осуществления

Термины "выше" и "ниже" означают направление протекания воздушного потока и/или потока рабочего газа через двигатель 44, если не указано иное. При использовании и если не указано иное, термины "осевой", "радиальный" и "круговой" задаются со ссылкой на ось 54 вращения двигателя 44.

Фиг. 1 показывает пример газотурбинного двигателя 44 в виде в сечении. Газотурбинный двигатель 44 содержит, последовательно в направлении потока, впускное отверстие 46, секцию 48 компрессора, секцию 50 сгорания и секцию 52 турбины, которые, в общем, размещаются последовательно в направлении потока и, в общем, в направлении продольной оси или оси 54 вращения. Газотурбинный двигатель 44 дополнительно содержит вал 56, который является поворотным вокруг оси 54 вращения и который протягивается продольно через газотурбинный двигатель 44. Вал 56 соединяет с возможностью приведения в действие секцию 52 турбины с секцией 48 компрессора.

При работе газотурбинного двигателя 44 воздух 58, который вовлекается через отверстие 46 для впуска воздуха, сжимается посредством секции 48 компрессора и доставляется в секцию сгорания или секцию 50 горелки. Секция 50 горелки содержит пленум 60 горелки, одну или более камер 62 сгорания, заданных посредством двухстенного контейнера 64 (не показан подробно), и, по меньшей мере, одну горелку 66, прикрепленную к каждой камере 62 сгорания. Камера(ы) сгорания 62 и горелка(и) 66 расположена в пленуме 60 горелки. Сжатый воздух, проходящий через секцию 48 компрессора, входит в диффузор 68 и выпускается из диффузора 68 в пленум 60 горелки из места, в котором часть воздуха входит в горелку 66 и смешивается с газообразным или жидким топливом. Смесь "воздух-топливо" затем сжигается, и горючий газ 70 или рабочий газ из сгорания канализируется через переходный трубопровод 72 в секцию 52 турбины.

Секция 52 турбины содержит определенное число несущих лопатки технологических дисков 74 или колес турбины, присоединенных к валу 56. В настоящем примере, секция 52 турбины содержит четыре диска 74, каждый из них переносит кольцевую решетку узлов 10 турбины, которая содержит блок 12 профиля (см. фиг. 2) с профилем 14, осуществленным в качестве лопатки турбины. Тем не менее, число несущих лопатки технологических дисков 74 может отличаться, т.е. только один технологический диск 74 или более четырех технологических дисков 74. Помимо этого, узлы 10 турбины, осуществленные в качестве каскадов 76 турбины с блоками 12 профиля, располагаются между лопатками 42 турбины. Каждый каскад 76 турбины переносит кольцевую решетку блоков 12 профиля, которая содержит профиль 14 в форме направляющих лопастей, которые крепятся к статору 78 газотурбинного двигателя 44. Между выходом камеры 62 сгорания и передними лопатками турбины, предоставляются впускные направляющие лопасти или направляющие лопасти 80 сопла.

Горючий газ 70 из камеры 62 сгорания входит в секцию 52 турбины и приводит в действие лопатки турбины, которые в свою очередь вращают вал 56. Направляющие лопасти 80 служат для того, чтобы оптимизировать угол горючего или рабочего газа 70 на лопатках турбины. Секция 48 компрессора содержит осевую последовательность ступеней 82 направляющих лопастей и ступеней 84 лопаток ротора с узлами 10 турбины, содержащими блоки 12 профиля либо лопатки или лопасти турбины, соответственно. В направлении 86 вдоль окружности вокруг узлов 10 турбины, турбинный двигатель 44 содержит стационарный кожух 88.

Фиг. 2 показывает в виде в перспективе узел 10 турбины газотурбинного двигателя 44 с блоком 12 профиля и покрывающей пластиной 22. Блок 12 профиля содержит по существу полый профиль 14, осуществленный в качестве лопатки турбины, с двумя областями охлаждения, в частности, бороздчатой областью 90 охлаждения и областью 92 охлаждения игольчатых ребер/основания. Первая расположена на переднем крае 94, а вторая на заднем крае 96 профиля 14. Профиль 14 или его бороздчатая область 90 охлаждения, соответственно, содержит два охлаждающих канала 16 для охлаждающей среды 18. Охлаждающие каналы 16 идут в направлении 98 поперечного размера профиля 14 и отделены посредством разрезов 100. Кроме того, охлаждающие каналы 16 могут поддерживать потоковое сообщение между собой или с другими признаками охлаждения профиля 14, такими как отверстия для пленочного охлаждения, устройства для охлаждения натеканием и т.п. (не указаны или показаны).

Блок 12 профиля дополнительно содержит платформу 102 и часть 104 хвостовика, при этом платформа 102 размещается в направлении 98 поперечного размера между профилем 14 и частью 104 хвостовика. Дополнительно, блок 12 профиля может содержать внешнюю платформу, осуществленную в качестве оболочки, на наконечнике, который не показан на фиг 2. Кроме того, профиль по существу уплотнен на наконечнике. Блок 12 профиля или его часть 104 хвостовика содержит входную поверхность 20, при этом охлаждающая среда 18 входит во входную поверхность 20 через апертуры 36, сообщающиеся с охлаждающими каналами 16 (см. фиг. 3, который показывает поперечное сечение вдоль линии III-III на фиг 2). Покрывающая пластина 22 присоединена к блоку 12 профиля или его части 104 хвостовика на входной поверхности 20, чтобы частично закрывать входную поверхность 20 или апертуры 36.

Это можно видеть на фиг 4, который показывает вид снизу узла 10 турбины с присоединенной покрывающей пластиной 22, при этом закрытые апертуры 36 части 104 хвостовика показаны в пунктирных линиях. Покрывающая пластина 22 имеет по существу тетрагональную и прямоугольную форму и в этом примерном варианте осуществления две диафрагмы 32, сообщающиеся с двумя апертурами 36 блока 12 профиля или охлаждающих каналов 16. Каждая диафрагма 32 покрывающей пластины 22 имеет меньший диаметр d, чем диаметр D двух апертур 36 блока 12 профиля.

Покрывающая пластина 22 присоединяется к блоку 12 профиля или его части 104 хвостовика, соответственно, только с одной непрерывной соединительной конструкцией 24. Это достигается посредством приваривания покрывающей пластины 22 к блоку 12 профиля, за счет этого формируя только один непрерывный однонаправленный сварной шов.

Соединительная конструкция 24 или сварной шов, соответственно, позиционируется по существу в середине 34 между двумя диафрагмами 32 покрывающей пластины 22 (см. также фиг. 6, который показывает покрывающую пластину, неприсоединенную к блоку 12 профиля) и протягивается через среднюю точку 38, расположенную по существу в середине между двумя апертурами 36 части 104 хвостовика (см. также фиг. 5, который показывает вид снизу узла 10 турбины с входной поверхностью 20). Таким образом, диафрагмы 32 покрывающей пластины 22 и апертуры 36 части 104 хвостовика размещаются совмещенными между собой и с зеркальной симметрией между собой, при этом соединительная конструкция 24 является осью симметрии.

Вследствие прямоугольной формы покрывающей пластины 22, она содержит четыре границы 40, 40', 42, 42', при этом формируются два набора противоположных границ 40, 40', 42, 42' либо первый набор из двух противоположных границ 40, 40' и второй набор из двух противоположных границ 42, 42'. Первый набор из двух противоположных границ 40, 40' короче второго набора из двух противоположных границ 42, 42'. Соединительная конструкция 24 протягивается полностью между двумя противоположными границами 42, 42' и, в частности, между вторым набором более длинных границ 42, 42' и по существу перпендикулярно второму набору из двух противоположных границ 42, 42'. Другими словами, соединительная конструкция 24 может идти от одной границы 42 (40) к другой противостоящей границе 42' (42); альтернативно, соединительная конструкция 24 может идти только на часть расстояния между противоположными границами 42, 42' или 40, 42' и не обязательно от одной или к другой противоположной границе. Соединительная конструкция 24 может быть выполнена с возможностью проходить вдоль самого длинного размера покрывающей пластины 22 или вдоль самого короткого размера покрывающей пластины 22, как показано, например, на фиг. 4. Соединительная конструкция 24 может быть, в общем, перпендикулярной границам 42, 42', как показано на фиг. 4, но соединительная конструкция может располагаться под углом от перпендикуляра для одной или обеих границ.

Кроме того, покрывающая пластина 22 имеет центроид 28, и соединительная конструкция 24 протягивается через центроид 28 (см. также фиг. 5). Дополнительно, покрывающая пластина 22 имеет несколько краевых точек 30 на одном конце 26, 26' или в качестве части одной границы 40, 40' покрывающей пластины 22 (для лучшей представимости, только одна краевая точка 30 отмечена для каждого конца 26, 26'/границы 40, 40'). Метрическая функция центроида 28 и каждой краевой точки 30 имеет максимум, и максимум или все максимумы расположены на конце 26, 26' или на границе 40, 40'.

Посредством присоединения покрывающей пластины 22 через соединительную конструкцию 24, которая протягивается через центроид 28, концы 26, 26' или границы 42, 42' с краевыми точками 30 являются свободными или неприсоединенными к блоку 12 профиля или части 104 хвостовика. Таким образом, в присоединенном состоянии покрывающая пластина 22 имеет свободные концы 26, 26'. В ходе работы двигателя 44 и узла 10 турбины, центробежные силы действуют на покрывающую пластину 22. Вследствие свободных концов 26, 26' покрывающая пластина 22, или концы 26, 26' могут плотно прижиматься к входной поверхности 20. Следовательно, покрывающая пластина 22 уплотняет охлаждающие каналы 16, чтобы предотвращать случайный поток охлаждающей среды 18 в и/или из охлаждающего канала 16 в ходе работы узла 10 турбины. Следовательно, покрывающая пластина 22 используется в качестве уплотнительной пластины.

Следует отметить, что термин "содержащий" не исключает других элементов или этапов, а "a" или "an" не исключает множества. Кроме того, элементы, описанные в связи с различными вариантами осуществления, могут быть комбинированы. Также следует отметить, что ссылки с номерами в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничивающие объем формулы изобретения.

Хотя изобретение проиллюстрировано и подробно описано посредством предпочтительных вариантов осуществления, изобретения не ограничено посредством раскрытых примеров, и другие варьирования могут извлекаться из них специалистами в данной области техники без отступления от объема изобретения.

1. Способ для изготовления узла (10) турбины, содержащего по меньшей мере один блок (12) профиля, содержащий по меньшей мере полый профиль (14) с по меньшей мере одним охлаждающим каналом (16) для охлаждающей среды (18) и по меньшей мере одной входной поверхностью (20), при этом по меньшей мере один охлаждающий канал (16) входит в по меньшей мере одну входную поверхность (20), и дополнительно узел (10) турбины содержит по меньшей мере одну покрывающую пластину (22), которая по меньшей мере частично закрывает по меньшей мере одну входную поверхность (20),

- отличающийся этапом, на котором:

- присоединяют по меньшей мере одну покрывающую пластину (22) с одной непрерывной соединительной конструкцией (24) к по меньшей мере одному блоку (12) профиля, причем по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит по меньшей мере один конец (26, 26'), центроид (28) и краевую точку (30), при этом между центроидом (28) и краевой точкой (30) имеется расстояние, и при этом краевая точка (30) расположена на по меньшей мере одном конце (26, 26') по меньшей мере одной покрывающей пластины (22), и при этом способ содержит этап, на котором:

- присоединяют по меньшей мере одну покрывающую пластину (22) таким образом, что по меньшей мере один конец (26, 26') является свободным концом относительно по меньшей мере одного блока (12) профиля и

причем этап присоединения по меньшей мере, одной покрывающей пластины (22) осуществляется посредством сварки.

2. Способ по п. 1, в котором по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит центроид (28), и при этом способ содержит этап, на котором:

- присоединяют по меньшей мере одну покрывающую пластину (22) таким образом, что соединительная конструкция (24) протягивается через центроид (28).

3. Способ по любому из предшествующих пунктов, в котором по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит по меньшей мере две диафрагмы (32), которые поддерживают сообщение с охлаждающим каналом (16), при этом способ содержит этап, на котором

- присоединяют по меньшей мере одну покрывающую пластину (22) по меньшей мере к одному блоку (12) профиля по существу в середине (34) по меньшей мере между двумя диафрагмами (32) по меньшей мере одной покрывающей пластины (22).

4. Узел (10) турбины, содержащий по меньшей мере один блок (12) профиля, содержащий по меньшей мере один по существу полый профиль (14) с по меньшей мере одним охлаждающим каналом (16) для охлаждающей среды (18) и по меньшей мере одной входной поверхностью (20), при этом по меньшей мере один охлаждающий канал (16) входит в по меньшей мере одну входную поверхность (20), и дополнительно содержащий по меньшей мере одну покрывающую пластину (22), которая по меньшей мере частично закрывает по меньшей мере одну входную поверхность (20), изготовленную согласно способу по меньшей мере по одному из пп. 1-3, причем по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит по меньшей мере одну границу (40, 40'), центроид (28) и краевую точку (30), при этом между центроидом (28) и краевой точкой (30) имеется расстояние, и при этом краевая точка (30) расположена на по меньшей мере одной границе (40, 40') по меньшей мере одной покрывающей пластины (22), и при этом по меньшей мере одна граница (40) является не присоединенной к по меньшей мере одному блоку (12) профиля.

5. Узел турбины по п. 4, в котором по меньшей мере один блок (12) профиля содержит по меньшей мере две апертуры (36), сообщающиеся по меньшей мере с одним охлаждающим каналом (16), и при этом соединительная конструкция (24) протягивается через среднюю точку (38), расположенную по существу в середине по меньшей мере между двумя апертурами (36).

6. Узел турбины по любому из пп. 4 и 5, в котором по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит две противоположных границы (42, 42'), при этом соединительная конструкция (24) протягивается между двумя противоположными границами (42, 42').

7. Узел турбины по любому из пп. 4-6, в котором по меньшей мере одна покрывающая пластина (24) содержит две противоположные границы (42, 42'), при этом соединительная конструкция (24) протягивается полностью между двумя противоположными границами (42, 42').

8. Узел турбины по любому из пп. 4-7, в котором по меньшей мере одна покрывающая пластина (24) содержит первый набор из двух противоположных границ (40, 40') и второй набор из двух противоположных границ (42, 42'), при этом первый набор из двух противоположных границ (40, 40') меньше второго набора из двух противоположных границ (42, 42'), и/или при этом соединительная конструкция (24) протягивается по существу перпендикулярно противоположным границам второго набора из двух противоположных границ (42, 42').

9. Узел турбины по любому из пп. 4-8, в котором по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) имеет по существу тетрагональную форму и, предпочтительно, по существу прямоугольную форму.

10. Узел турбины по любому из пп. 4-9, в котором по меньшей мере один блок (12) профиля содержит по меньшей мере две апертуры (36), сообщающиеся по меньшей мере с одним охлаждающим каналом (16), и при этом по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит по меньшей мере одну диафрагму (32), сообщающуюся по меньшей мере с одной апертурой (36) по меньшей мере из двух апертур (36) блока (12) профиля.

11. Узел турбины по любому из пп. 4-10, в котором по меньшей мере один блок (12) профиля содержит по меньшей мере две апертуры (36), сообщающиеся по меньшей мере с одним охлаждающим каналом (16), и при этом по меньшей мере одна покрывающая пластина (22) содержит по меньшей мере одну диафрагму (32), которая имеет меньший диаметр (d), чем диаметр (D) по меньшей мере одной апертуры (36) по меньшей мере из двух апертур (36) блока (12) профиля.

12. Применение покрывающей пластины (22) в качестве уплотнительной пластины, при этом покрывающая пластина (22) уплотняет по меньшей мере один охлаждающий канал (16) блока (12) профиля узла (10) турбины по любому из пп. 4-11, чтобы предотвращать поток охлаждающей среды (18) в и/или по меньшей мере из одного охлаждающего канала (16) в ходе работы узла (10) турбины.



 

Похожие патенты:

Лопатка турбины турбинного двигателя, такого как турбовинтовой или турбореактивный двигатель, включает в себя хвостовик, перо, поддерживаемое хвостовиком, содержащее переднюю кромку и заднюю кромку, расположенную ниже по потоку от передней кромки, стенку стороны нагнетания и стенку стороны всасывания, расположенные на расстоянии друг от друга, которые соединяют переднюю кромку с задней кромкой.

Способ охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления осуществляют путем охлаждения наиболее теплонапряженные элементы в лопатках и полках сопловых блоков соплового аппарата двумя потоками воздуха - вторичного потока воздуха камеры сгорания и воздухом от воздуховоздушного теплообменника.

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.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку. В полом пере установлена перегородка.

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.

Турбинная лопатка содержит первую и вторую стеночные поверхности, соединительный канал и выступ. Первая стеночная поверхность обращена к охлаждающему каналу, по которому течет охлаждающий воздух.

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).

Настоящее изобретение относится к способу для изготовления узла турбины, содержащего по меньшей мере один блок профиля, содержащий по меньшей мере по существу полый профиль по меньшей мере с одним охлаждающим каналом для охлаждающей среды и по меньшей мере одной входной поверхностью, при этом по меньшей мере один охлаждающий канал входит по меньшей мере в одну входную поверхность, и дополнительно узел турбины содержит по меньшей мере одну покрывающую пластину, которая по меньшей мере частично закрывает по меньшей мере одну входную поверхность. Чтобы предоставлять надежное присоединение, способ содержит этап присоединения по меньшей мере одной покрывающей пластины только с одной непрерывной соединительной конструкцией по меньшей мере к одному блоку профиля. Изобретение направлено на обеспечение надежности уплотнения охлаждающих каналов. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх