×
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 81-90 из 300.
20.05.2015
№216.013.4c23

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551005
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c25

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551007
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2b

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551013
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2d

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551015
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c31

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551019
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4cac

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. После сборки производят испытания двигателя на влияние...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551142
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d13

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551245
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d14

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551246
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d15

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель испытан по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551247
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d16

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551248
Дата охранного документа: 20.05.2015
Показаны записи 81-90 из 321.
20.05.2015
№216.013.4c23

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Ось вращения поворотного устройства относительно горизонтальной оси повернута на угол не менее 30° по часовой стрелке для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551005
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c25

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551007
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2b

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551013
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2d

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551015
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c31

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551019
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4cac

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. После сборки производят испытания двигателя на влияние...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551142
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d13

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551245
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d14

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551246
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d15

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель испытан по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551247
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d16

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551248
Дата охранного документа: 20.05.2015
+ добавить свой РИД