×
10.01.2014
216.012.94ee

Результат интеллектуальной деятельности: ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002503820
Дата охранного документа
10.01.2014
Аннотация: Лопатка турбины простирается радиально между хвостовиком лопатки и венцом лопатки. В венце лопатки выполнена открытая полость, которая образована замкнутой концевой стенкой и боковым ободом. Боковой обод полости несет на себе, по меньшей мере, одно ребро, проходящее между передним краем и задним краем лопатки. Упомянутое ребро при работе вызывает возникновение турбулентной структуры, которая имеет три уровня газового потока в радиальном направлении. Изобретение направлено на структурирование потока горячего газа в полости так, чтобы уменьшить теплообмен между горячим газом и стенками полости. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к лопатке для ротора турбины, и, более конкретно, изобретение относится к полой лопатке для газовой турбины высокого давления, в частности, для вертолета. Тем не менее, изобретение может применяться и в двигателях для самолетов, и вообще любых газовых турбинах. Изобретение относится, в частности, к тому типу полых лопаток, что имеют замкнутую концевую стенку, т.е. в которых концевая стенка не включает в себя отверстия, в отличие от того типа полых лопаток, что имеют открытую концевую стенку или называются «охлаждаемыми», и которые не являются объектом настоящего изобретения.

Как показано на фиг. 1 и 2, в лопатке 10 турбины, радиально проходящей от хвостовика до венца 12 лопатки, имеется открытая полость 14, называемая «ванной», обычно образованная замкнутой концевой стенкой 16 и боковым ободом 18. Радиальным направление R лопатки является относительно ротора, на котором она установлена, а осевым направлением является направление оси двигателя, перпендикулярное к радиальному направлению. Такая лопатка обычно имеет сторону 24 нагнетания, сторону 26 всасывания, передний край 28 и задний край 30.

По сравнению с лопаткой с цельным венцом, наличие полости 14 служит для облегчения лопатки и изменения структуры газового потока, тем самым, ограничивая нежелательный поток газа со стороны 24 нагнетания на всасывающую 26 сторону лопатки. Тем не менее, попадая внутрь полости 14, горячий газ из камеры сгорания, расположенной выше по потоку от турбины, нагревает стенки полости 14 путем конвекции.

Задачей настоящего изобретения является структурирование потока горячего газа в полости так, чтобы уменьшить теплообмен между горячим газом и стенками полости.

Изобретение решает эту задачу тем, что на боковом ободе полости расположено, по меньшей мере, одно ребро, простирающееся между передним краем и задним краем лопатки. Таким образом, понятно, что упомянутое ребро пролегает внутри полости.

Преимуществом такой лопатки является то, что, по меньшей мере, упомянутое одно ребро бокового обода вызывает циркуляцию газа, которая блокирует вход в полость для большей части горячего газа, который может в нее проникнуть. Следовательно, теплообмен между горячим газом и стенками полости уменьшается, и, таким образом, стенки полости подвергаются меньшему тепловому воздействию.

Упомянутое, по меньшей мере, одно ребро предпочтительно пролегает в плоскости, по существу перпендикулярной радиальному направлению лопатки, при том понимании, что термин «по существу перпендикулярной» использован для обозначения плоскости, лежащей под углом в диапазоне от -30° до +30° относительно плоскости, строго перпендикулярной радиальному направлению лопатки. Упомянутое, по меньшей мере, одно ребро предпочтительно простирается в плоскости, строго перпендикулярной радиальному направлению лопатки. Авторы изобретения обнаружили, что в данной конфигурации, упомянутое, по меньшей мере, одно ребро эффективно блокирует поток горячего газа, который может попасть в полость и, таким образом, нагревать его стенки.

Как вариант, боковой обод может включать в себя, по меньшей мере, два ребра. Наличие двух ребер служит для дальнейшего улучшения блокировки газа на входе в полость. Два ребра предпочтительно обращены лицевыми сторонами друг к другу.

Боковой обод предпочтительно имеет, по меньшей мере, два ребра, находящихся в одной плоскости, по существу, перпендикулярной радиальному направлению лопатки. Таким образом, отверстие полости ограничено в одной общей плоскости, что служит для ограничения попадания газа в полость.

В качестве альтернативного варианта, боковой обод может иметь, по меньшей мере, два ребра, находящихся в двух различных плоскостях, которые по существу перпендикулярны радиальному направлению лопатки. Это разница в расположении ребер в радиальном направлении служит для блокировки потоков газа, которые могут проникать в полость.

Кроме того, боковой обод полости образован первым участком обода, расположенным вблизи стороны нагнетания лопатки и вторым участком обода, расположенным вблизи от всасывающей стороны лопатки, при этом боковой обод предпочтительно имеет, по меньшей мере, два ребра на общем участке обода. Такая конфигурация позволяет осуществить точную регулировку блокировки потоков газа, которые могут проникнуть в полость, и снизить лишний вес, привносимый ребрами лопатки.

Следует отметить, что термин «участок обода» использован для обозначения участка обода, который простирается между передним краем и задним краем лопатки. Два участка обода являются смежными. Таким образом, обод образован из двух участков: первого участка обода, который простирается между передним краем и задним краем рядом со стороной нагнетания лопатки, и второго участка обода, который простирается между передним краем и задним краем рядом с всасывающей стороной лопатки.

В качестве альтернативного варианта, по-прежнему с учетом того, что боковой обод образован первым участком обода, расположенным вблизи от стороны нагнетания лопатки и вторым участком обода, расположенным вблизи от всасывающей стороны лопатки, боковой обод имеет, по меньшей мере, два ребра, расположенных на двух участках обода. Таким образом, вход в полость становится значительно меньше из-за ребер, и только небольшой поток газа может проникнуть в полость.

В радиальном направлении лопатки, упомянутое, по меньшей мере, одно ребро, предпочтительно установлено на удалении от венца лопатки. В результате на венце лопатки имеется остаточный зазор, что позволяет эффективно ограничивать объем газа, которые может проникнуть в полость, тем самым, улучшая блокировку на входе в полость.

Упомянутое, по меньшей мере, одно ребро предпочтительно имеет по существу прямоугольное сечение. Авторы изобретения обнаружили, что такие ребра улучшают функцию блокировки. Термин «по существу прямоугольное сечение» использован для обозначения прямоугольного сечения, а также трапецеидального сечения, квадратного сечения, или же имеющего форму параллелограмма.

Ребра могут также быть скошены. Скошенная форма ребра служит для уменьшения веса ребра при сохранении зоны соединения между ребром и ободом, что является достаточным для обеспечения механической целостности упомянутого соединения. Кроме того, скошенная форма ребер служит для создания особого краевого эффекта газовых потоков и тем самым для улучшения блокировки потоков газа, которые могут проникать в полость.

Изобретением также предусмотрен ротор турбины, включающий в себя, по меньшей мере, одну предлагаемую изобретением лопатку, и турбомашина, например, газовая турбина вертолета, включающая в себя, по меньшей мере, один ротор турбины.

Изобретение и его преимущества будут более понятны при изучении нижеследующего подробного описания различных вариантов осуществления, приведенных в качестве неограничительных примеров. Описание приведено со ссылками на сопровождающие фигуры, на которых:

На фиг. 1 представлен вид в перспективе венца лопатки предшествующего уровня техники;

На фиг. 2 представлен вид в разрезе лопатки, показанной на фиг. 1 по плоскости II фиг. 1;

На фиг. 3 представляет вид в перспективе венца лопатки в первом варианте осуществления изобретения;

На фиг. 4A представлен вид в разрезе лопатки, показанной на фиг. 3 по плоскости IV фиг. 3, в то время как на фиг. 4B, 4C, 4D показаны другие варианты осуществления лопатки согласно изобретению;

На фиг. 5A представлен вид лопатки, показанной на фиг. 3, если смотреть по стрелке V фиг. 3, в то время как на фиг. 5B и 5C показаны другие варианты осуществления лопатки согласно изобретению, а также

На фиг. 6 представлен вид газовой турбины, имеющей ротор турбины, оснащенный лопатками согласно изобретению.

Первый вариант осуществления изобретения описан со ссылкой на фиг. 3. На фиг. 3 показана лопатка 10 турбины высокого давления, проходящая в радиальном направлении между хвостовиком лопатки и венцом 12 лопатки, в которой образована открытая полость 14, называемая ванной. Эта полость 14 образована концевой стенкой 16, которая является замкнутой, т. е. не имеет отверстия, и боковым ободом 18. Боковой обод 18 образован первым участком обода 18a, расположенным вблизи стороны 24 нагнетания лопатки, и вторым участком обода 18b, расположенным вблизи стороны 26 всасывания лопатки. В соответствии с изобретением, боковой обод 18 имеет, по меньшей мере, одно ребро, проходящее между передним краем 28 и задним краем 30 лопатки 10.

В данном примере, боковой обод 18 имеет два ребра 32 и 34, проходящих соответственно над первым участком 18 обода и вторым участком 18b обода, при этом каждое ребро выступает соответственно из одного из участков 18a и 18b.

Ребро 32 выступает из бокового обода 18, при этом образуя канавку между замкнутой концевой стенкой 16 и упомянутым ребром 32. Таким образом, понятно, что ребро 32 отделено от замкнутой концевой стенки 16 и что между замкнутой концевой стенкой 16 и ребром 32 имеется пространство. Другими словами, ребро 32 расположено между замкнутой концевой стенкой 16 и венцом 12 лопатки. Таким образом, ребро 32 не является смежным с замкнутой концевой стенкой 16. То же самое относится к ребру 34.

Таким образом, наличие ребер 32 и 34, простирающихся между передним краем 28 и задним краем 30 лопатки, служит для блокировки горячего газа на венце лопатки, так что в полость 14 горячий газ не проникает или проникает его малая часть. По сравнению с предшествующим уровнем техники, нагрев за счет конвекции на стенках полости 14 снижается.

Наличие ребра приводит к возмущению (или краевым эффектам) газового потока. Авторы изобретения обнаружили, что ребро является причиной возникновения турбулентной структуры, которая имеет три уровня газового потока в радиальном направлении лопатки. Таким образом, на фиг. 4A газ, поступающий со стороны 24 нагнетания лопатки через зазор J, блокируется на венце лопатки и выполняет стационарное вращательное движение 13 (или вихревое движение), которое «образовано» ребрами 32 и 34. На уровне ребер 32 и 34, газ выполняет другое вращательное движение 15, вращающееся в противоположном направлении по отношению к вращательному движению 13. Внутри полости 14, под ребрами 32 и 34, газ выполняет вращательное движение 17 в том же направлении вращения, что и вращательное движение 13. Таким образом, когда поступающий газ является горячим, турбулентная структура позволяет ограничить поступление газа, который мог бы нагреть стенки полости 14, ограниченных венцом лопатки и ограничить скорость подачи горячего газа внутрь полости 14. Кроме того, эта турбулентная структура циркулирующего газа служит для ограничения теплообмена между различными вращающимися потоками газа. Кроме того, эти вращающиеся потоки служат для обеспечения более равномерной температуры между стороной 24 нагнетания и стороной 26 всасывания концевой стенки 16 полости 14, что снижает уровни механических напряжений, возникающих вследствие температурных градиентов в стенках. Таким образом, в отличие от предшествующего уровня техники, стенки полости нагреваются незначительно или совсем не нагреваются от горячего газа, поступающего из камеры сгорания газовой турбины, и имеют более однородную температуру.

На фиг. 4A представлен вид в разрезе лопатки, показанной на фиг. 1 по плоскости IV фиг. 1. В данном примере ребра 32 и 34 лежат в одной плоскости P, которая строго перпендикулярна к радиальному направлению R лопатки 10. Вызывая в полости циркуляцию газа противоположного вращения, ребра 32 и 34 служат для создания краевых эффектов на входе в полость, тем самым, предотвращая попадание в полость газа, находящегося за пределами полости 14.

На фиг. 4B, ребра 36 и 38 лежат в двух различных плоскостях P' и P'', которые строго перпендикулярны радиальному направлению R лопатки.

В данной конфигурации, созданные ребрами краевые эффекты эффективны при блокировании потоков газа, которые являются по существу наклонными по отношению к радиальному направлению R.

Поскольку верхним участком лопатки является венец 12 лопатки, то в данном примере расположенным выше является ребро на первом участке 18a обода рядом со стороной 24 нагнетания (т.е. расположенным ниже является ребро на втором участке 18b обода рядом со стороной 26 всасывания). Естественно, в ином варианте осуществления расположенным выше может являться ребро на втором участке 18b обода рядом со стороной 26 всасывания (т.е. расположенным ниже является ребро на первом участке 18a обода рядом со стороной 24 нагнетания).

На фиг. 4A и 4B, ребра 32 и 34, а также 36 и 38 имеют по существу прямоугольное сечение. На фиг. 4C и 4D, ребра 40 и 42 являются скошенными. Таким образом, можно менять форму ребер в целях совершенствования краевого эффекта и тем самым улучшить блокирование газа на входе в полость 14 и при этом сделать устройство более легким.

На фиг. 4A, 4B, 4C, 4D, в радиальном направлении R лопатки 10 ребра 32, 34, 36, 38, 40 и 42 расположены на удалении от венца 12 лопатки. Оставляя образованный ребрами зазор между венцом 12 лопатки и входом в полость, можно ограничить количество газа, которое может проникнуть внутрь полости 14 в этот зазор. Данный зазор служит для создания циркуляции газа между кожухом 22 турбины и венцом 12 лопатки. Это улучшает блокирование газа на входе в полость 14.

На фиг. 5A представлен вид по стрелке V, показанной на фиг. 3. Эта фигура соответствует виду на фиг. 4A. Вид сверху на вариант, показанный на фиг. 4b (где «верхом» является венец 12 лопатки) выглядел бы аналогично. Таким образом, этот пример показывает, как ребра 32 и 34, а также 36 и 38 могут быть расположены вдоль двух участков обода 18a и 18B.

На фиг. 5B показан вариант осуществления, в котором единственное ребро 34 простирается над вторым участком 18b обода рядом со стороной 26 всасывания. В зависимости от условий использования лопатки, этот вариант достаточен для блокировки потока газа, который может проникнуть в полость 14. В альтернативном варианте обода, единственное ребро простирается над первым участком 18a обода, рядом со стороной 24 нагнетания.

На фиг. 5C представлен вариант, показанный на фиг. 5B. Два ребра 34' и 34" находятся на одном участке 18b обода (или же в качестве альтернативного варианта на участке 18a обода). Таким образом, длина ребра, сокращенная по сравнению с вариантом осуществления, показанным на фиг. 5B, служит для уменьшения лишнего веса ребра 34. Этот тип варианта осуществления также легко позволяет разместить множество ребер на одном участке обода, с радиальным смещением ребер. Таким образом, можно улучшить (уточнить) краевые эффекты, вызывающие возмущение потока газа, который может проникнуть в полость 14, и тем самым улучшить блокирование газа на входе в полость 14.

Кроме того, в зависимости от выбранного варианта осуществления, два ребра 34' и 34" могут размещаться в линию друг с другом (при этом оба находятся в одной плоскости или на одной поверхности), или же, как вариант, могут располагаться с радиальным смещением.

В примере, представленном на фиг. 5C, хотя и показаны два ребра, может быть предусмотрено произвольное число ребер. В другом варианте, может быть предусмотрено единственное ребро 34' или 34" и т.п.

В настоящем примере, ребро 34' длиннее ребра 34", но как вариант, ребро 34' может быть той же длины или короче ребра 34", в зависимости от нужного эффекта.

Естественно, могут быть предусмотрены другие варианты осуществления: например, можно разместить множество ребер на каждом участке 18a и 18b обода, рядом как со стороной 24 нагнетания, так и со стороной 26 всасывания. В качестве альтернативного варианта, одно ребро может быть размещено на участке обода 18a рядом со стороной 24 нагнетания, и множество ребер на участке обода 18b рядом со стороной 26 всасывания, или наоборот. Ребро (ребра) может быть прямоугольного, трапециевидного или квадратного сечения. Аналогичным образом, одно, несколько или все ребра могут быть скошенными. Таким образом, в различных сочетаниях можно задать конфигурацию ребер в полости 14, удовлетворяющую определенному набору требований в зависимости от конкретных условий использования лопатки.

На фиг. 6 показана турбомашина 200, например, вертолетная газовая турбина, имеющая ротор 100 турбины высокого давления, при этом ротор несет на себе лопатки 10 ротора в соответствии с настоящим изобретением.


ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
ПОЛАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ РОТОРА ТУРБИНЫ, ПРИ ЭТОМ ЛОПАТКА ВКЛЮЧАЕТ В СЕБЯ РЕБРО
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 101-110 of 110 items.
12.07.2018
№218.016.7037

Ротор с лопатками

Предложен ротор с лопатками, содержащий диск ротора, имеющий две передние поверхности и наружную периферийную поверхность, выемки, образованные на наружной периферийной поверхности и открывающиеся на одну из передних поверхностей. Ротор содержит лопатки, каждая, имеющая ножку, при помощи...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002660985
Дата охранного документа: 11.07.2018
24.07.2018
№218.016.73e7

Турбомашина, выполненная с возможностью работы в режиме проворачивания устройства

Изобретение относится к области турбинных двигателей и, конкретнее, к двигателю, содержащему по меньшей мере: компрессор; камеру сгорания; первую турбину, соединенную с компрессором с помощью первого вращающегося вала; приводное устройство для приведения в действие указанного первого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002661984
Дата охранного документа: 23.07.2018
10.08.2018
№218.016.7b61

Способ оптимизации удельного расхода топлива двухмоторного вертолета

Способ оптимизации удельного расхода топлива вертолета, оборудованного двумя газотурбинными двигателями (1, 2), каждый из которых содержит газогенератор (11, 21), оснащенный камерой (СС) сгорания, при этом каждый из этих газотурбинных двигателей (1, 2) выполнен с возможностью самостоятельно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002663786
Дата охранного документа: 09.08.2018
07.09.2018
№218.016.84e5

Способ и система для надежного запуска турбинного двигателя

Система запуска турбинного двигателя содержит аккумуляторную батарею, стартер постоянного тока, электронный вычислитель регулирования, редуктор трансмиссии, пусковые вспомогательные устройства, газогенератор, который в свою очередь содержит компрессор, камеру сгорания и турбину высокого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666029
Дата охранного документа: 05.09.2018
12.09.2018
№218.016.864d

Устройство слива текучих сред для авиационного двигателя

Устройство слива текучих сред для авиационного двигателя, содержащее коллектор, выполненный с возможностью сбора текучих сред, сливаемых из двигателя, содержащее средства откачки текучих сред, содержащихся в коллекторе, и удаления этих текучих сред, и средства контроля, выполненные с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002666719
Дата охранного документа: 11.09.2018
25.10.2018
№218.016.9543

Турбинный двигатель и способ управления

Изобретение относится к области турбинных двигателей. Способ регулирования по меньшей мере одного двигателя, который содержит компрессор, камеру сгорания, первую и вторую турбины ниже по потоку от камеры сгорания, первый вращающийся вал, удерживающийся с возможностью вращения, по меньшей мере,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002670476
Дата охранного документа: 23.10.2018
08.11.2018
№218.016.9b09

Уплотнительное соединение для газотурбинной установки

Газотурбинная установка содержит ступень сжатия воздуха, имеющую по меньшей мере одно рабочее колесо компрессора, входной воздушный трубопровод, связанный с упомянутой ступенью сжатия, первое уплотнительное устройство, расположенное между передним участком рабочего колеса компрессора и входным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002671668
Дата охранного документа: 06.11.2018
19.04.2019
№219.017.340d

Устройство содействия для переходных фаз разгона и торможения

Газотурбинный двигатель (10) летательного аппарата, в частности вертолета, содержит газогенератор (12) и свободную турбину (14), приводимую во вращение газовым потоком (F), вырабатываемым газогенератором. Газотурбинный двигатель содержит электрический двигатель/генератор (30), электрически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002462607
Дата охранного документа: 27.09.2012
29.06.2019
№219.017.9ffd

Система соединения, содержащая предохранительные средства крепления

Изобретение относится к системе соединения, содержащей соединительный элемент, предназначенный для надевания на конец трубопровода при помощи крепежного соединения. Система соединения имеет в своем составе предохранительные средства крепления, выполненные в форме муфты, охватывающей крепежное...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002451192
Дата охранного документа: 20.05.2012
29.06.2019
№219.017.a0ed

Авиационная система генератора электроэнергии, использующая топливные батареи

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов вспомогательного назначения. Топливная батарея (10) содержит отверстие для сжатого воздуха из компрессора (20) и отверстие для топлива, что позволяет производить электричество постоянного тока. Турбина (30) получает поток газа под...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002431585
Дата охранного документа: 20.10.2011
Showing 91-92 of 92 items.
13.02.2018
№218.016.2614

Устройство и способ для временного увеличения мощности

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а более конкретно к устройству (13) и способу временного увеличения мощности по меньшей мере первого турбинного двигателя (5A). Устройство (13) содержит бак (14) охлаждающей жидкости, первый контур (16A) впрыска, соединенный с упомянутым...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644317
Дата охранного документа: 08.02.2018
04.04.2018
№218.016.36af

Способ и система запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к способу и системе запуска газотурбинного двигателя летательного аппарата. Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, вал компрессора, на котором установлено колесо компрессора для питания сжатым воздухом упомянутой камеры сгорания, по меньшей мере один стартер,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002646521
Дата охранного документа: 05.03.2018
+ добавить свой РИД