27.02.2013
216.012.2b93

ЛОПАТКА ТУРБОМАШИНЫ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002476682
Дата охранного документа
27.02.2013
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления. Лопатка турбомашины содержит газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки для охлаждающего воздуха, соединенный входными каналами через раздаточный коллектор с питающим каналом и выходными каналами с выпуклой внешней поверхностью лопатки. Входные и выходные каналы выполнены тангенциально относительно канала для охлаждающего воздуха. Лопатка снабжена трубчатым элементом с подводящим каналом, соединенным с дополнительным питающим каналом и отводящими каналами, выполненными во вкладышах и во входной кромке лопатки. Трубчатый элемент установлен внутри канала для охлаждающего воздуха с зазором относительно его внутренней стенки. Вкладыши установлены между внутренней стенкой канала для охлаждающего воздуха и трубчатым элементом со стороны набегающего потока в секторе с центральным углом (α), 0≤α≤180° от продольной оси профиля лопатки. Изобретение позволяет значительно повысить эффективность охлаждения выпуклой внешней поверхности входной кромки и всей лопатки, снизить температурные градиенты на различных участках лопатки и уменьшить термические напряжения, увеличить рабочий ресурс лопатки. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Настоящее изобретение относится к охлаждению осевой турбомашины и, в частности, к усовершенствованию охлаждения профильной части лопатки турбины высокого давления.

Известна охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, состоящее из полостей, разделенных перегородкой и снабженных дефлекторами с отверстиями, установленных на ребрах, имеющая отверстия выполненные в передней полости пера.

/RU №2238411 МПК F01D 5/18, опубл. 2004 г./ /1/

Недостатком данной конструкции является неравномерность температурного поля в поперечном сечении пера, вследствие значительного градиента температур на поверхности контактирующей с внешним потоком и внутренней поверхностью.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая лопатка, содержащая газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки для охлаждающего воздуха, соединенный входными каналами через раздаточный коллектор с питающим каналом и выходными каналами с выпуклой внешней поверхностью лопатки, при этом входные и выходные каналы выполнены тангенциально относительно канала для охлаждающего воздуха.

/RU №2117768 МПК8 F01D 5/18, опубл. 1998/ /2/

Выполнение входного и выходного каналов тангенциально относительно радиального канала позволяет охлаждающему воздуху двигаться вдоль стенки канала, разгоняться до высоких значений скоростей и образовывать вихревое течение, что вызывает интенсивный отвод тепла от горячей поверхности к охлаждающему воздуху, а направление канала на наружную поверхность способствует созданию вдоль наружной поверхности лопатки пленочного охлаждения. Вместе с тем данная конструкция охлаждаемой лопатки характеризуется высокой неравномерностью температурного поля на участке, находящемся под прямым воздействием набегающих потоков газа. Это вызвано тем, что в ней отсутствуют каналы, дополнительно охлаждающие поверхность на участке входной кромки. Поэтому внутренняя поверхность имеет значительно более низкую температуру по сравнению с наружной поверхностью, контактирующей с газовым потоком. Это приводит к значительным термическим напряжениям и сокращению рабочего ресурса лопатки.

Задачей изобретения является разработка лопатки с эффективным охлаждением поверхности на участке входной кромки.

Ожидаемый технический результат - снижение температурных градиентов, уменьшение термических напряжений и увеличение рабочего ресурса лопатки.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известной конструкции лопатки турбины, содержащей газодинамический профиль, ограниченный внешними выпуклой и вогнутой поверхностями, канал вдоль входной кромки для охлаждающего воздуха, соединенный входными каналами через раздаточный коллектор с питающим каналом и выходными каналами с выпуклой внешней поверхностью лопатки, при этом входные и выходные каналы выполнены тангенциально относительно канала для охлаждающего воздуха, по предложению лопатка снабжена трубчатым элементом с подводящим каналом, соединенным с дополнительным питающим каналом и отводящими каналами, выполненными во вкладышах и во входной кромке лопатки, при этом трубчатый элемент установлен внутри канала для охлаждающего воздуха с зазором относительно его внутренней стенки, а вкладыши установлены между внутренней стенкой канала для охлаждающего воздуха и трубчатым элементом со стороны набегающего потока в секторе с центральным углом (α), 0≤α<180° от продольной оси профиля лопатки. Питающий канал и дополнительный питающий канал могут быть соединены между собой, а вкладыши выполнены зацело с внутренней поверхностью лопатки или с трубчатым элементом или вкладыши выполнены в виде профилированных ребер или цилиндрическими.

Интенсивное вихревое течение воздуха приводит к интенсивному отводу тепла от внутренней охлаждаемой стенки, а учитывая прямое воздействие на внешнюю поверхность входной кромки набегающего потока горячих газов, в этой части лопатки наблюдаются значительные градиенты температуры и температурные напряжения. Для компенсации этих напряжений в вертикальный канал (циклон) устанавливается трубчатый элемент, который через каналы и вкладыши, выполненные со стороны набегания потока, позволяет подать на внешнюю поверхность входной кромки дополнительный охладитель. Воздух, смешиваясь с набегающим газом, образует защитные газовые пленки (подушки) с температурой ниже температуры набегающих газов, что позволяет снизить температурный градиент на этом участке лопатки. Опыт показывает, что для того, чтобы оптимально охладить внешнюю поверхность входной кромки, дополнительный охладитель должен подаваться под углом 0≤α<180° относительно плоскости, перпендикулярной направлению набегающего потока. При превышении угла направления каналов более 180 градусов часть образующихся газовых подушек будет вымываться на поверхность, что ухудшает тепловую защиты поверхности. Количество подаваемых на поверхность струй равно количеству установленных вкладышей. Учитывая, что теплообмен в месте установки вкладышей в циклоне влияет на защитные свойства дополнительного охладителя и в конечном итоге на весь процесс охлаждения поверхности количество каналов для струй и вкладышей в конструкции устанавливается исходя из допускаемого градиента температуры, экспериментальным путем, при этом нужно учитывать и теплообмен на вкладышах различных сечений и конфигураций.

Фиг.1 - лопатка турбомашины.

Фиг.2 - разрез по А-А.

Лопатка турбомашины содержит профиль 1, ограниченный внешней выпуклой 2 и вогнутой 3 поверхностями входной кромки 4, охлаждаемую внутреннюю раздаточную полость 5, канал для охлаждающего воздуха 6, входной канал 7 и, по меньшей мере, один выходной канал 8, соединенный с выпуклой внешней поверхностью входной кромки 4, входной 7 и выходной 8 каналы относительно канала для охлаждающего воздуха 6 соединены тангенциально. Раздаточная емкость 10 соединена с раздаточным коллектором и с питающим каналом (на фиг.1 и 2 не показаны), трубчатый элемент 9 установлен с зазором относительно канала для охлаждающего воздуха 6 и соединен отводящими 11 каналами с внешней кромкой. Вкладыши 12 выполнены длиной, равной толщине зазора между внутренней поверхностью канала 6 и трубчатым элементом 9, и установлены в зазор со стороны набегающего потока, а отводящие каналы 11 выполнены во вкладышах 12 по меньшей мере в одной плоскости, перпендикулярной трубчатому элементу 6, в секторе с центральным углом (α), 0≤α<180° и соединены с трубчатым элементом 9 и выпуклой внешней поверхностью входной кромки, при этом питающий канал (не показан) соединен с трубчатым элементом 9 и с раздаточным коллектором, а подводящий канал трубчатого элемента - с каналом для охлаждающего воздуха 6. Вкладыши 12 могут быть выполнены в виде ребер и/или отдельных столбиков.

Лопатка турбомашины охлаждается следующим образом. Охлаждающий воздух из раздаточного коллектора через питающий канал (не показан) поступает в трубчатый элемент 9, откуда по отводящим каналам 11 через вкладыши 12 подается на внешнюю поверхность входной кромки 4. Другой поток из раздаточной емкости 10 по каналам 7 поступает в циклон 6, где за счет образования вихревого движения интенсивно охлаждает внутреннюю поверхность лопатки на участке набегающего потока газа, после чего воздух отводится по каналу 8 вдоль внешней поверхности 2, образуя пленочное охлаждение. При соединении питающего канала и дополнительного питающего канала часть газа поступает в трубчатый элемент 9, и далее, смешиваясь, поступает на внешнюю поверхность входной кромки.

Использование изобретения позволяет значительно повысить эффективность охлаждения выпуклой внешней поверхности входной кромки и всей лопатки, снизить температурные градиенты на различных участках лопатки и уменьшить термические напряжения, увеличить рабочий ресурс лопатки.


ЛОПАТКА ТУРБОМАШИНЫ
ЛОПАТКА ТУРБОМАШИНЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 300.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1994

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит расположенные в расточках корпуса шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые проточки с установленными в них...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472040
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1995

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах теплонапряженных авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит установленные в колодцах корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни. У ножек зубьев шестерен выполнены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472041
Дата охранного документа: 10.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d28

Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиации. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя включает раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472958
Дата охранного документа: 20.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d34

Героторный насос с торцовым входом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Героторный насос с торцовым входом содержит установленную на полом валу 4 по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен, ограниченных с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472970
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc2

Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя

Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя содержит диск с упорным выступом и соединительными элементами диска, лопатки с хвостовиком, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». Соединительные элементы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476729
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013
Показаны записи 1-10 из 318.
10.01.2013
№216.012.196f

Выходное устройство турбины авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые профилированные стойки корпуса, размещенные в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472003
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1994

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит расположенные в расточках корпуса шестерни, у которых у ножек зубьев выполнены кольцевые проточки с установленными в них...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472040
Дата охранного документа: 10.01.2013
10.01.2013
№216.012.1995

Комбинированный центробежно-шестеренный насос

Изобретение относится к области машиностроения и касается насосов, применяемых в маслосистемах теплонапряженных авиационных газотурбинных двигателей для подачи и откачки масла. Насос содержит установленные в колодцах корпуса и находящиеся в зацеплении шестерни. У ножек зубьев шестерен выполнены...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472041
Дата охранного документа: 10.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d28

Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к авиации. Способ запуска авиационного газотурбинного двигателя включает раскрутку ротора двигателя до частоты вращения ротора, необходимой для розжига камеры сгорания, розжиг камеры сгорания и выход на режим малого газа с поддержанием при этом предельного значения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472958
Дата охранного документа: 20.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d34

Героторный насос с торцовым входом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения и, в частности, к маслонасосам системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Героторный насос с торцовым входом содержит установленную на полом валу 4 по меньшей мере одну пару эксцентрично расположенных шестерен, ограниченных с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472970
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.01.2013
№216.012.2078

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473813
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.23ed

Выходное устройство турбины

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474699
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.23f9

Способ регулирования подачи топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя и система для его осуществления

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей. Способ регулирования, реализуемый системой регулирования, заключается в формировании расхода топлива через, по крайней мере, два дозатора в группы форсунок в зависимости от режима работы двигателя при использовании...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474711
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc2

Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя

Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя содержит диск с упорным выступом и соединительными элементами диска, лопатки с хвостовиком, средство для перекрытия зазоров и средство осевой фиксации лопаток в замковом соединении типа «ласточкин хвост». Соединительные элементы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476729
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2bc9

Подшипник скольжения с наноструктурным антифрикционным керамическим покрытием

Изобретение относится к подшипникам скольжения и может быть использовано в авиационной, газонефтедобывающей, автомобильной и других областях промышленности. Подшипник скольжения включает корпус и установленный на корпусе, по меньшей мере, один элемент скольжения, по меньшей мере, поверхности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476736
Дата охранного документа: 27.02.2013

Похожие РИД в системе

+ добавить свой РИД