Сектор насадки для турбинного двигателя с дифференциально охлаждаемыми лопатками

Изобретение относится к сектору (22) сопла для турбинного двигателя. Сектор (22) сопла для турбины (2) турбомашины (1) содержит радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток, радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток, первую концевую лопатку (81), вторую концевую лопатку (84) и по меньшей мере одну первую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок и средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток. Лопатки (81, 82, 83, 84) проходят радиально между полками (24, 26) вдоль направления X-X размаха этих лопаток. Средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток выполнены с возможностью охлаждения каждой из лопаток (81, 82, 83, 84) посредством обеспечения прохождения через них охлаждающего воздуха и с возможностью дифференциального охлаждения центральной лопатки или каждой центральной лопатки (82, 83) по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке (81, 84). Средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток. При этом средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат первые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой из концевых лопаток (81, 84), и вторые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой центральной лопатки (82, 83). Общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий. Изобретение направлено на уменьшение механических нагрузок на лопатки. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к охлаждению секторов сопел турбины турбомашины. Его можно использовать в любом типе наземных или воздушных турбомашин, и в частности в турбомашинах воздушных судов, таких как турбореактивные двигатели и турбовинтовые двигатели.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Сопла турбины турбомашины воздушного судна обычно поделены на секторы в направлении их окружности. Сектор сопла содержит две платы и множество лопаток, радиально продолжающихся между платами. Эти лопатки разнесены одна от другой по окружному направлению сектора. Охлаждающий воздух циркулирует между лопатками, чтобы одинаково охлаждать их.

Лопатки сектора сопла подвержены значительным механическим нагрузкам, которые могут приводить к разрушению этих лопаток. Таким образом, существует необходимость в уменьшении механических нагрузок на лопатки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является по меньшей мере частичное решение проблем, существующих в технических решениях предшествующего уровня техники.

В связи с этим объектом изобретения является сектор сопла для турбины турбомашины.

Сектор сопла содержит радиальную наружную полку для опорных лопаток и радиальную внутреннюю полку для опорных лопаток. Кроме того, сектор включает в себя первую концевую лопатку, вторую концевую лопатку и по меньшей мере одну первую центральную лопатку между концевыми лопатками вдоль окружного направления полок, при этом лопатки продолжаются радиально между полками вдоль направления длины этих лопаток.

Кроме того, сектор сопла содержит средства для охлаждения лопаток, которые выполнены с возможностью охлаждения каждой из лопаток посредством циркуляции между ними охлаждающего воздуха.

В соответствии с настоящим изобретением средства охлаждения выполнены с возможностью дифференциального охлаждения каждой центральной лопатки по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке.

Средства охлаждения по меньшей мере одной из лопаток содержат охлаждающие отверстия, причем, эти охлаждающие отверстия проходят через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток и (или) охлаждающей рубашки внутри лопатки.

Первые охлаждающие отверстия проходят через первые концевые лопатки, вторые охлаждающие отверстия проходят через первую центральную лопатку, причем, общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий.

Посредством дифференциального охлаждения лопаток по отношению друг к другу средства охлаждения позволяют лопаткам лучше адаптироваться к разным по величине тепловым расширениям внутри полок или между полками, которые являются более жесткими. В результате имеет место снижение воздействующих на лопатки, в частности, на их соответствующие тела механических напряжений.

Как вариант, изобретение может включать в себя один или более из нижеследующих признаков, скомбинированных или не скомбинированных друг с другом.

Средства охлаждения, предпочтительно, выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки меньше, чем центральной лопатки.

В соответствии с некоторым вариантом осуществления средства охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки в той же степени, что и второй концевой лопатки.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления сектор содержит по меньшей мере четыре лопатки, включающие в себя по меньшей мере одну вторую центральную лопатку между концевыми лопатками вдоль окружного направления полок, при этом средства охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой центральной лопатки в той же степени, что и второй центральной лопатки.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления средства охлаждения содержат одинаковые средства подачи охлаждающего воздуха для каждой из лопаток сектора сопла.

Изобретение также относится к турбине для турбомашины, содержащей по меньшей мере один сектор сопла в том виде, как он определен выше.

Турбина, предпочтительно, является турбиной низкого давления для турбомашины.

Сектор сопла в том виде, как он определен выше, предпочтительно, является частью первой ступени турбины, которая расположена на самом входе турбины.

Изобретение также относится к турбомашине, содержащей турбину в том виде, как она определен выше. Турбомашина, в частности, является турбомашиной воздушного судна.

Наконец, изобретение относится к способу охлаждения сектора сопла для турбомашины, включающему в себя этап дифференциального охлаждения первой центральной лопатки по отношению к первой концевой лопатке.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления этап дифференциального охлаждения осуществляется посредством охлаждения первой концевой лопатки в меньшей степени, чем первой центральной лопатки.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Настоящее изобретение будет более понятно по прочтении описания примерных вариантов осуществления, приведенных в чисто информативных целях и никоим образом в целях ограничения, со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

фиг. 1 представляет собой частичное схематичное изображение турбины для турбомашины, согласно первому варианту осуществления изобретения;

фиг. 2 представляет собой частичный вид сбоку при взгляде с выходной стороны сектора сопла турбины, в соответствии с первым вариантом осуществления;

фиг. 3 представляет собой вид сбоку по стрелке А сектора сопла по первому варианту осуществления;

фиг. 4 представляет собой частичный схематичный вид поперечного сечения вдоль линии IV-IV лопатки сектора сопла;

фиг. 5 представляет собой вид сбоку охлаждающей рубашки, расположенной внутри одной из лопаток сопла в соответствии с первым вариантом осуществления; и

фиг. 6 иллюстрирует реализацию способа дифференциального охлаждения лопаток сектора сопел по первому варианту.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Чтобы облегчить переход с одной фигуры на другую, одинаковые, похожие или эквивалентные части различных фигур имеют одинаковые ссылочные позиции.

Фиг. 1 представляет турбину 2 низкого давления для турбомашины летательного аппарата. Турбина 2 низкого давления является кольцевой вокруг продольной оси 3 турбомашины. Эта ось является также осью вращения турбомашины 1.

Направление продольной оси 3 турбомашины 1, называемое также осевым направлением, есть направление F главного нормального потока газов внутри турбомашины 1. Заметим, что по всему описанию термины "передний" и "задний" следует рассматривать относительно этого направления F потока газа ("от переднего к заднему").

Радиальное направление турбомашины есть направление, перпендикулярное продольной оси 3 в турбомашине 1 в наружном направлении из турбомашины. Окружное направление Z-Z есть орторадиальное направление относительно продольной оси 3. Далее, если не указано иное, прилагательные и наречия "осевое", "радиальное", "окружное", "по оси" и "радиально" используются в отношении вышеупомянутых осевых, радиальных и окружных направлений. Прилагательные "внутренний" и "внешний", с одной стороны, и "нижний" и "верхний", - с другой стороны, определяются также в зависимости от их расстояния от продольной оси 3.

Турбина 2 низкого давления включает в себя множество ступеней 4, находящихся во внешнем корпусе 5 турбины. Каждая ступень 4 включает в себя колесо 10 и сопло 20.

Колесо 10 вращательно подвижно вокруг продольной оси 3 внутри секторизованного кольца 12, которое крепится к корпусу 5. Оно включает в себя кольцевой ряд подвижных лопаток 9 и диск 11, в котором эти подвижные лопатки 9 механически сцеплены, продолжаясь в радиальном направлении от диска 11.

Сопло 20 является частью статора турбомашины. Оно разделено на кольцевые сектора 22 (фиг. 2), каждый из которых содержит удаленные одна от другой неподвижные лопатки 8, которые аксиально перемежаются кольцевыми рядами подвижных лопаток 9. Каждая из неподвижных лопаток 8 содержит верхнюю полку 24, называемую также радиальной наружной полкой 24, нижнюю полку 26, называемую также радиальной внутренней полкой 26, и тело 80 лопатки, радиально продолжающееся между верхней полкой 24 и нижней полкой 26. Эти лопатки 8 сопла прикреплены к корпусу 5 через свои верхние полки 24 посредством передней крепящей закраины 32 и задней крепящей закраины 30, которые представлены на фиг. 3.

Неподвижные лопатки 8 сопла 20 подвержены высоким механически нагрузкам, создаваемым, в частности, разными по величине расширениями в этих лопатках 8. В первой ступени 21 сопла эти разные расширения являются повышенными вследствие преобладающих в ней особенно высоких температурных градиентов. Эта первая ступень 21 сопла является частью ступени, находящейся в турбине 2 низкого давления в самом переднем положении.

Для того чтобы уменьшить механические нагрузки неподвижных лопаток 8, они в секторах 22 сопла охлаждаются по разному, так чтобы в лучшей степени отслеживать механические деформации полок 24, 26, которые являются более жесткими. Такой сектор 22 специально адаптирован к первой ступени 21 сопла.

Обратимся к фиг. 2, - сектор 22 сопла содержит четыре неподвижные лопатки 81, 82, 83, 84 которые продолжаются радиально между верхней полкой 24 и нижней полкой 26. Эти лопатки 81, 82, 83, 84 удалены одна от другой вдоль окружного направления Z-Z.

В этих лопатках имеются первая концевая лопатка 81, вторая концевая лопатка 84, а также первая центральная лопатка 82 и вторая центральная лопатка 83. Центральные лопатки 82, 83 расположены между концевыми лопатками 81, 84 вдоль окружного направления Z-Z.

Обратимся одновременно к фиг. 2 и 3, - неподвижные лопатки 8 сектора 22 обдуваются охлаждающим воздухом посредством воздуховодов 37 охлаждения. Воздуховоды 37 проходят полностью сквозь них вдоль направления X-X их длины, которое по существу соответствует радиальному направлению.

Воздуховоды 37 с одной стороны открыты в верхнюю полку 24, с другой стороны - в основание 36 сектора 22 сопла. Они одинаковы для каждой из лопаток 81, 82, 83, 84 сектора 22 сопла, для которых они составляют собою средство подачи охлаждающего воздуха.

Каждая из лопаток 81, 82, 83, 84 сектора сопла содержит охлаждающие отверстия 44, 46, для того чтобы выводить часть воздуха, который в нем циркулирует, в магистраль турбомашины 1. Некоторые охлаждающие отверстия 46 проходят через внешнюю стенку 40 лопатки в непосредственной близости от ее видимой на фиг. 4 передней кромки ВА. Эти охлаждающие отверстия точно выставлены и удалены одно от другого вдоль направления X-X их длины.

Охлаждающие отверстия 44, 46 первых центральных лопаток 82 имеют поперечные сечения, которые по существу одинаковые с охлаждающими отверстиями 44, 46 второй центральной лопатке 83. С другой стороны, охлаждающие отверстия 44, 46 центральных лопаток 82, 83 имеют более высокое поперечное сечение, чем поперечное сечение охлаждающих отверстий 44, 46 концевых лопаток 81, 84, например, поперечное сечение, более высокое на от 10% до 50%, а предпочтительно - более высокое на от 10% до 15%. Таким образом, центральные лопатки 82, 83 являются более охлажденными, чем концевые лопатки 81, 84. Тем самым, концевые лопатки 81, 84 под воздействием проходящих через магистраль турбомашины горячих газов расширяются еще больше, лучше следуя механическим деформациям плат 24, 26. В результате имеет место уменьшение механических напряжений, которым подвергнуты лопатки 81, 82, 83, 84 сектора 22 сопла, которые при этом лучше адаптируются к деформациям этих плат 24, 26.

Обратимся к фиг. 4, - каждое из тел 80 лопаток 81, 82, 83, 84 содержит верхнюю стенку 41 и нижнюю стенку 42, каждая из которых соединяет переднюю кромку ВА с задней кромкой BF, которая расположена позади передней кромки ВА. Нижняя 41 и верхняя 42 стенки обычно определяют внешнюю стенку 40 лопатки 8.

По бокам лопатки нижняя 41 и верхняя 42 стенки расположены на удалении одна от другой в окружном направлении Z-Z и определяют срединную линию между ними, то есть, контурную линию Y-Y, которая продолжается по существу вдоль осевого направления.

Передние охлаждающие отверстия 46 в непосредственной близости от передней кромки ВА и задние охлаждающие отверстия 44 в непосредственной близости от задней кромки BF проходят через внешнюю стенку 40 лопатки.

Внутри внешней стены 40 лопатка 8 содержит рубашку 50, которая внутри тела 80 лопатки образует часть охлаждающего канала 47.

Обратимся одновременно к фиг. 4 и 5, - охлаждающая рубашка содержит остов 52, который продолжается вдоль направления X-X длины лопатки от верхней закраины 51 до нижней закраины 53.

Остов 52 посредством выступающих элементов 59 центрирован в боковом направлении между верхней 41 и нижней стенками 42.

Сзади через остов 52 проходят охлаждающие отверстия 54, которые "запитывают" расположенные за ними охлаждающие отверстия 44 внешней стенки 40 лопатки из воздуховода 37. Задние охлаждающие отверстия 54 отстоят друг от друга, будучи точно выставленными вдоль направления X-X длины лопатки.

Впереди через остов 52 проходят охлаждающие отверстия 56, которые "запитывают" расположенные перед ними охлаждающие отверстия 46 внешней стенки 40 лопатки из воздуховода 37. Передние охлаждающие отверстия 56 отстоят друг от друга, будучи точно выставленными вдоль направления X-X длины лопатки.

Охлаждающие отверстия 54, 56 первой центральной лопатки 82 имеют поперечные сечения, по существу одинаковые с поперечными сечениями охлаждающих отверстий 54, 56 второй центральной лопатки 83.

Кроме того, охлаждающие отверстия 54, 56 центральных лопаток 82, 83 имеют более высокое поперечное сечение, чем поперечное сечение охлаждающих отверстий 54, 56 концевых лопаток 81, 84. Таким образом, центральные лопатки 82, 83 являются более охлажденными, чем концевые лопатки 81, 84.

Более подробно способ охлаждения сектор 22 сопла описан со ссылкой на фиг. 6.

Способ охлаждения включает в себя этап ввода охлаждающего воздуха внутрь каждой из лопаток 81, 82, 83, 84 в соответствии с отдельными потоками 71, 72, 73, 74.

Этот воздух затем вытесняется из каждой из лопаток 81, 82, 83, 84 через охлаждающие отверстия 44, 46 лопатки и через воздуховод 37 в основании 36.

В центральных лопатках 82, 83 протекает больше охлаждающего воздуха, чем в концевых лопатках 81, 84, из-за общей разности поперечного сечения охлаждающих отверстий этих лопаток.

Более точно, - концевые лопатки 81, 84 сравнительно менее охлаждаются в секторе 22 сопла по настоящему изобретению, чем в некоторых известных секторах 22 сопла, что частично противоречит принципу максимально возможного охлаждения лопаток 8 сопла, чтобы способствовать их механической прочности.

Однако дифференциальное охлаждение лопаток 81, 82, 83, 84 позволяет лучше отслеживать механические деформации плат 24, 26, что повышает общую механическую прочность лопаток 8 за пределами потери механической прочности, обусловленной более высокой температурой концевых лопаток 81, 84.

Конечно, специалистами в данной области могут внести в только что описанное изобретение различные модификации, не выходящие за рамки объема раскрытия изобретения.

Так, сектор 22 сопла может включать в себя пять или более лопаток 8.

Одну из центральных лопаток 82, 83 можно охлаждать относительно других из этих центральных лопаток 82, 83 в еще большей степени.

Если сектор 22 сопла включает в себя три или более центральных лопаток, то те из них, которые расположены ближе к средней линии сопла вдоль окружного направления Z-Z по отношению к другим центральным лопаткам, даже предпочтительно охлаждать в большей степени

Далее, представляется целесообразным одну из концевых лопаток 81, 84 охлаждать в большей степени по отношению к другой из этих концевых лопаток 81, 84.

1. Сектор (22) сопла для турбины (2) турбомашины (1), содержащий:

- радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток,

- радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток,

- первую концевую лопатку (81), вторую концевую лопатку (84) и по меньшей мере одну первую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок, при этом лопатки (81, 82, 83, 84) проходят радиально между полками (24, 26) вдоль направления X-X размаха этих лопаток,

- средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток, выполненные с возможностью охлаждения каждой из лопаток (81, 82, 83, 84) посредством обеспечения прохождения через них охлаждающего воздуха,

отличающийся тем, что средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения выполнены с возможностью дифференциального охлаждения центральной лопатки или каждой центральной лопатки (82, 83) по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке (81, 84),

причем средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), при этом охлаждающие отверстия проходят через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток,

при этом средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат первые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой из концевых лопаток (81, 84), причем средства охлаждения содержат вторые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой центральной лопатки (82, 83), причем общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий.

2. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающую рубашку внутри каждой лопатки (81, 82, 83, 84).

3. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки (81, 84) в меньшей степени, чем центральной лопатки (82, 83).

4. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения выполнены с возможностью охлаждения первой концевой лопатки (81, 84) в той же степени, что и второй концевой лопатки (81, 84).

5. Сектор (22) сопла по п. 1, содержащий по меньшей мере четыре лопатки (81, 82, 83, 84), одна из которых представляет собой по меньшей мере одну вторую центральную лопатку (82, 83) между концевыми лопатками (81, 84) вдоль окружного направления (Z-Z) полок, при этом средства охлаждения (37, 50, 44, 46, 54, 56) выполнены с возможностью охлаждения первой центральной лопатки (82, 83) в той же степени, что и второй центральной лопатки (82, 83).

6. Сектор (22) сопла по п. 1, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат средства подачи охлаждающего воздуха для подачи воздуха каждой из лопаток (81, 82, 83, 84) сектора (22) сопла, причем средства подачи охлаждающего воздуха являются одинаковыми.

7. Турбина (2) для турбомашины (1), содержащая по меньшей мере один сектор (22) сопла по п. 1.

8. Турбина (2) по п. 7, являющаяся турбиной (2) низкого давления.

9. Турбомашина (1), содержащая турбину (2) по п. 7.

10. Способ охлаждения сектора (22) сопла турбомашины (1), включающий в себя этап дифференциального охлаждения первой центральной лопатки (82, 83) сектора (22) сопла по отношению к первой концевой лопатке (81, 84) сектора (22) сопла посредством охлаждения первой концевой лопатки (81, 84) сектора (22) сопла в меньшей степени, чем первой центральной лопатки (82, 83) сектора (22) сопла,

при этом сектор (22) сопла содержит радиально-наружную опорную полку (24) для лопаток, радиально-внутреннюю опорную полку (26) для лопаток, лопатки (81, 82, 83, 84) сектора сопла, каждая, проходящая радиально между полками (24, 26) вдоль направления X-X размаха этих лопаток, средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения для охлаждения лопаток,

при этом средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), причем охлаждающие отверстия проходят через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток,

при этом средства охлаждения (37, 50, 44, 46, 54, 56) содержат первые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой из концевых лопаток (81, 84), причем средства охлаждения (37, 50, 44, 46, 54, 56) содержат вторые охлаждающие отверстия (44, 46, 54, 56), проходящие через внешнюю стенку (40) первой центральной лопатки (82, 83), при этом общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий.

11. Способ охлаждения сектора (22) сопла по п. 10, в котором средства (37, 50, 44, 46, 54, 56) охлаждения содержат охлаждающую рубашку внутри каждой лопатки (81, 82, 83, 84).



 

Похожие патенты:

Лопаточный узел компрессора осевой турбомашины включает стенку, ограничивающую кольцевой поток турбомашины в радиальном направлении и содержащую скрепляющее гнездо, лопатку и скрепляющий слой.

Лопаточный узел компрессора осевой турбомашины включает стенку, ограничивающую кольцевой поток турбомашины в радиальном направлении и содержащую скрепляющее гнездо, лопатку и скрепляющий слой.

Способ изготовления неподвижного элемента газотурбинного двигателя, содержащего опорную кольцевую стенку для крепления истираемого уплотнения, включает этап крепления пайкой истираемого уплотнения на кольцевой стенке.

Способ изготовления неподвижного элемента газотурбинного двигателя, содержащего опорную кольцевую стенку для крепления истираемого уплотнения, включает этап крепления пайкой истираемого уплотнения на кольцевой стенке.

Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя содержит конструктивную стойку и спрямляющую лопатку, находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку и среднюю линию, проходящую между передней кромкой и задней кромкой.

Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя содержит конструктивную стойку и спрямляющую лопатку, находящуюся со стороны корытца конструктивной стойки и содержащую переднюю кромку, заднюю кромку и среднюю линию, проходящую между передней кромкой и задней кромкой.

Сопловой аппарат турбины содержит лопатки статора турбины и уплотнительный элемент. Каждая лопатка содержит аэродинамический участок, загнутый участок и бандажный участок, соединенный с аэродинамическим участком через загнутый участок, и образована путем соединения керамического материала с волокнистой тканью.

Сопловой аппарат турбины содержит лопатки статора турбины и уплотнительный элемент. Каждая лопатка содержит аэродинамический участок, загнутый участок и бандажный участок, соединенный с аэродинамическим участком через загнутый участок, и образована путем соединения керамического материала с волокнистой тканью.

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор.

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит расположенные последовательно первый лопаточный ротор, лопаточный статор и второй лопаточный ротор.

Охлаждаемая стенка компонента турбины содержит первый слой каналов для хладагента, расположенный вдоль стороны стенки, обращенной к потоку горячего газа, причем первый слой имеет змеевидную форму, а каждый канал имеет впуск и выпуск.

Лопатка (10) соплового аппарата (8) газотурбинного двигателя (1) содержит перо (12), содержащее стенку (16) корытца и стенку (14) спинки, и вставку (20), расположенную между стенкой (16) корытца и стенкой (14) спинки.

Элемент охлаждаемой лопатки турбины (1) содержит канал для охлаждающего воздуха (4), выполненный внутри лопатки в радиальном направлении вдоль входной кромки (5), соединенный входными конфузорными по направлению движения охлаждающего воздуха каналами (6) через раздаточный коллектор (7) с питающим каналом, а выходными каналами (8) с внешней поверхностью лопатки (3).

Лопатка турбины турбинного двигателя, такого как турбовинтовой или турбореактивный двигатель включает в себя хвостовик, перо, поддерживаемое хвостовиком, проходящее по направлению размаха, заканчиваясь концом, и содержит 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 и соединяющие, каждая, переднюю кромку с задней кромкой.

Устройство для инжекционного охлаждения стенки включает в себя инжекционный рукав и стенку, подвергающуюся воздействию горячего газа во время работы. Инжекционный рукав по меньшей мере частично расположен в нагнетательной камере и расположен на расстоянии от стенки для образования пути охлаждающего потока между стенкой и инжекционным рукавом таким образом, что сжатый газ, инжектируемый из нагнетательной камеры через первое отверстие в охлаждающем рукаве, во время работы обдувает стенку и протекает как поперечный поток в направлении к выходу у выходного конца пути охлаждающего потока.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при контроле системы охлаждения турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Заявлен способ контроля системы охлаждения лопаток турбины газотурбинного двигателя, характеризующийся тем, что устанавливают лопатку турбины в приспособлении, осуществляют продувку каналов охлаждения лопатки турбины рабочей средой, применяют в качестве рабочей среды воздух, оценивают бесконтактным методом систему охлаждения лопатки турбины и контролируют скорость выхода воздуха из каналов охлаждения лопаток турбины.

Изобретение относится к области охлаждаемых сопловых и рабочих лопаток газовых турбин, оборудованных демпфирующими устройствами. Устройство демпфирования колебаний охлаждаемых лопаток включает демпфирующий элемент в виде дефлектора из материала с эффектом памяти формы, плотно соприкасающегося с внутренней полостью лопаток и имеющего воздухораспределительные каналы.

Изобретение относится к способу моделирования по меньшей мере части ванны (2) лопатки (1) турбины. Технический результат заключается в обеспечении возможности исследования разнообразной геометрии лопаток с сокращенным использованием компьютерных ресурсов.

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

Узел спрямления воздушного потока содержит пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, спрямляющую решетку и конструктивную стойку. Спрямляющая решетка содержит лопатку, имеющую переднюю кромку и заднюю кромку, причем лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя. Конструктивная стойка содержит входную концевую часть, выходную часть и промежуточную часть. Входная концевая часть содержит переднюю кромку, выровненную в окружном направлении с передней кромкой лопатки и имеющую профиль, идентичный профилю входного конца лопатки, при этом входная концевая часть ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой. Размеры выходной части таковы, что она образует обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя. Промежуточная часть соединяет входную концевую часть с выходной частью, содержащую стенку спинки, расположенную между входной крайней точкой и выходной крайней точкой с заданным осевым положением. Входная крайняя точка находится в осевом направлении от передней кромки стойки на расстоянии, равном от 0,2 до 0,5 длины осевой хорды спрямляющей лопатки. Выходная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, превышающем длину осевой хорды спрямляющей лопатки. Угол касательной к стенке спинки во входной крайней точке равен углу касательной к стенке в выходной крайней точке с точностью до одного градуса. Другое изобретение относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше узел спрямления воздушного потока. Группа изобретений позволяет снизить завихрения воздушного потока у спинки конструктивной стойки. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к сектору сопла для турбинного двигателя. Сектор сопла для турбины турбомашины содержит радиально-наружную опорную полку для лопаток, радиально-внутреннюю опорную полку для лопаток, первую концевую лопатку, вторую концевую лопатку и по меньшей мере одну первую центральную лопатку между концевыми лопатками вдоль окружного направления полок и средства охлаждения для охлаждения лопаток. Лопатки проходят радиально между полками вдоль направления X-X размаха этих лопаток. Средства охлаждения для охлаждения лопаток выполнены с возможностью охлаждения каждой из лопаток посредством обеспечения прохождения через них охлаждающего воздуха и с возможностью дифференциального охлаждения центральной лопатки или каждой центральной лопатки по крайней мере по отношению к первой концевой лопатке. Средства охлаждения содержат охлаждающие отверстия, проходящие через внешнюю стенку по меньшей мере одной из лопаток. При этом средства охлаждения содержат первые охлаждающие отверстия, проходящие через внешнюю стенку первой из концевых лопаток, и вторые охлаждающие отверстия, проходящие через внешнюю стенку первой центральной лопатки. Общая площадь вторых охлаждающих отверстий больше, чем общая площадь первых охлаждающих отверстий. Изобретение направлено на уменьшение механических нагрузок на лопатки. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх