Результат интеллектуальной деятельности: Охлаждаемая лопатка газовой турбины

Изобретение относится к турбостроению, а именно к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.

Известна лопатка газовой турбины (публ. US №2015016973, публ. 15.01.2015, МПК F01D 5/18), содержащая полое перо с входной и выходной кромками, переднюю и заднюю полости пера, в которых установлены дефлекторы с отверстиями для подачи охлаждающего воздуха. Дефлекторами сформированы каналы для поперечного относительно пера течения охлаждающего воздуха от входной кромки в сторону выходной кромки. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.

Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками и значительная толщина пограничного слоя со стороны спинки и корыта при их воздушном обтекании.

Известна другая лопатка с каналами охлаждения (патент US №6742991, публ. 15.01.2004, МПК F01D 5/18), содержащая входную и выходную кромки, радиальную перегородку, формирующую переднюю и заднюю полости, в которые установлены дефлекторы с отверстиями для струйного охлаждения стенок. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.

Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками и значительная толщина пограничного слоя со стороны спинки и корыта при их воздушном обтекании.

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому изобретению является охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины (патент РФ №2663966, публ. 13.08.2018, МПК F01D 5/18, F01D 9/02), содержащая полое перо, выполненное в виде передней полости и задней полости, разделенных радиальной перегородкой, передний дефлектор, установленный в передней полости и закрепленный первыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, задний дефлектор, установленный в задней полости и закрепленный вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, щелевой канал выходной кромки с установленными в нем штырьками, при этом в переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости, в заднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, в передней полости в стенках полого пера выполнены отверстия пленочного охлаждения.

Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками и значительной толщины пограничного слоя со стороны спинки и корыта при их воздушном обтекании.

Технической задачей предлагаемого изобретения является снижение температуры стенки лопатки путем интенсификации теплоотдачи в щелевом канале выходной кромки.

Технический результат заключается в повышении эффективности охлаждения лопаток, что ведет к повышению их ресурса и, соответственно, ресурса газовой турбины в целом.

Это достигается тем, что в известной охлаждаемой лопатке газовой турбины, содержащей полое перо, выполненное в виде передней полости и задней полости, разделенных радиальной перегородкой, передний дефлектор, установленный в передней полости и закрепленный первыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, задний дефлектор, установленный в задней полости и закрепленный вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, щелевой канал выходной кромки, при этом в переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости, в заднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, в передней полости в стенках полого пера выполнены отверстия пленочного охлаждения, в щелевом канале выходной кромки по высоте стенок полого пера со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Н_к и шириной В_к, при этом в противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки установлены ряды штырьков диаметром D_шт, причем штырьки размещены в шахматном порядке, отношение поперечного S₁ и продольного S₂ шага их установки к диаметру D_шт штырьков составляет 2,5, отношение глубины Н_к продольных канавок к диаметру D_шт штырьков находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины В_к продольной канавки к диаметру D_шт штырьков находится в диапазоне от 1,5 до 2, при этом поперечные сечения продольных канавок, выполненных со стороны спинки, образованы окружностями, центры O₁ которых лежат на осях штырьков, поперечные сечения продольных канавок, выполненных со стороны корыта, образованы окружностями, центры O₂ которых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка газовой турбины (продольный разрез), на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера охлаждаемой лопатки, на фиг. 3 показан щелевой канал лопатки газовой турбины, на фиг. 4 изображены продольный и поперечный разрезы экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения со штырьками в канавках, на фиг. 5 представлена численная эпюра плотности теплового потока q на внутренней поверхности экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения по прототипу, на фиг. 6 представлена эпюра плотности теплового потока q на внутренней поверхности экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения по предлагаемому изобретению, на фиг. 7 приведены графики зависимости среднего числа Нуссельта от числа Рейнольдса для экспериментальных моделей каналов по прототипу и согласно предлагаемому изобретению.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1, выполненное в виде передней полости 2 и задней полости 3, разделенных радиальной перегородкой 4. В передней полости 2 установлен передний дефлектор 5, закрепленный первыми поперечными ребрами 6 на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта. В задней полости 3 установлен задний дефлектор 7, закрепленный вторыми поперечными ребрами 8 на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта. В переднем дефлекторе 5 выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости 9. В заднем дефлекторе 7 выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10. В передней полости 2 в стенках полого пера 1 выполнены отверстия пленочного охлаждения 11.

В щелевом канале выходной кромки 12 по высоте стенок полого пера 1 со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки 13 постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Н_к и шириной В_к. В противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки 13 установлены ряды штырьков 14 диаметром D_шт. Штырьки 14 размещены в шахматном порядке, при этом отношение поперечного S₁ и продольного S₂ шага их установки к диаметру D_шт штырьков 14 составляет 2,5. Отношение глубины Н_к продольных канавок 13 к диаметру D_шт штырьков 14 находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины В_к продольной канавки 13 к диаметру D_шт штырьков 14 находится в диапазоне от 1,5 до 2.

При этом поперечные сечения продольных канавок 13, выполненных со стороны спинки, образованы окружностями, центры О₁ которых лежат на осях штырьков 14. Поперечные сечения продольных канавок 13, выполненных со стороны корыта, образованы окружностями, центры O₂ которых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.

Воздух поступает в передний 5 и задний 7 дефлекторы. Через отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости 9 воздух струями натекает на внутреннюю поверхность стенок полого пера 1, охлаждает их, движется между стенками переднего дефлектора 5 и полого пера 1, и вытекает в проточную часть турбины через отверстия пленочного охлаждения 11.

В задней полости 3 воздух через отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10 поступает в каналы между задним дефлектором 7 и стенками полого пера 1. После чего воздух попадет в щелевой канал выходной кромки 12, где при натекании на штырьки 14, размещенные в продольных канавках 13, реализуется сложное трехмерное течение с перемешиванием пристеночных слоев в объеме продольных канавок 13, что значительно повышает теплоотдачу в щелевом канале выходной кромки 12. Геометрические параметры продольных канавок 13, выбранные экспериментально, обеспечивают гарантированную интенсификацию теплообмена в щелевом канале выходной кромки 12.

Проведенное численное моделирование течения воздуха в щелевых каналах выходной кромки 12 показало, что установка продольных канавок 13 предотвращает образование застойных зон за штырьками 14 и способствует интенсивному перемешиванию пристеночных слоев потока (фиг. 6). На данном рисунке видно, что установка продольных канавок 13 в канал со штырьками 14 привела к ликвидации участков с низкой плотностью теплового потока за штырьками 14 (фиг. 5) и способствовала повышению интенсивности теплообмена в канале. Это обусловило уменьшение температуры стенки полого пера 1 на участке установки продольных канавок 13 при обтекании потоком горячего газа и уменьшение разности температуры полого пера 1 в поперечном сечении. Снижение неравномерности температурного ноля полого пера 1 лопатки уменьшает величину термических напряжений и, как следствие, суммарных напряжений в стенках полого пера 1 лопатки. Это обеспечивает, без изменения суммарного расхода воздуха через лопатку, увеличение запасов прочности и повышения ресурса работы лопатки.

Для подтверждения решения поставленной задачи с использованием технологии селективного лазерного плавления были изготовлены две модели M1 и М2 щелевых каналов выходной кромки 12 с установленными в них в шахматном порядке штырьками 14 диаметром 2 мм. При этом поперечный и продольный шаг установки штырьков 14 равнялся 5 мм. Модель М2 отличалась от модели M1 наличием трех продольных канавок глубиной 1 мм, шириной 4 мм, в которых расположены штырьки 14.

Испытания проводились методом калориметрирования в жидкометаллическом термостате, позволяющим определять распределение плотности теплового потока по наружной поверхности пера лопатки (Копелев, С.З. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин [Текст] / С.З. Копелев, М.Н. Галкин, А.А. Харин, И.В. Шевченко. -М.: Машиностроение, 1993. - 176 с.).

На фиг. 7 приведен график распределения осредненного в канале числа Нуссельта Nu_cp модели M1, соответствующей конструкции каналов лопатки - прототипа, и модели М2, соответствующей каналам лопатки, согласно предлагаемому изобретению.

Испытания проводились для рабочего перепада давления Р/P_o=1,8, где Р - давление воздуха на входе в модель, P_o - давление на срезе щелевого канала выходной кромки 12.

Как видно, коэффициент теплоотдачи а на участке установки продольных канавок 13 в модели М2 увеличился на 36% по сравнению с моделью M1. Таким образом, достигнуто значительное увеличение интенсивности теплоотдачи и, соответственно, эффективности охлаждения на участке выходной кромки лопатки.

Использование изобретения позволяет повысить ресурс лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом за счет повышения эффективности охлаждения выходной кромки.