Результат интеллектуальной деятельности: ОХЛАЖДАЕМЫЙ ЭЛЕМЕНТ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ

Изобретение относится к области газовых турбин. Оно относится к охлаждаемому элементу газовой турбины в соответствии с ограничительной частью п.1 формулы. Изобретение относится также к способу эксплуатации такого элемента.

Для повышения коэффициента полезного действия (КПД) газовые турбины рассчитываются на все более высокие рабочие температуры. При этом особым термическим нагрузкам подвержены, прежде всего, детали или элементы в зоне камеры сгорания, а также рабочие и направляющие лопатки последующей турбины, включая остальные, ограничивающие канал для горячего газа элементы. Чтобы эффективно противодействовать возникающим термическим нагрузкам, с одной стороны, могут применяться особенно стойкие материалы, например сплавы на никелевой основе. С другой стороны, необходимо принимать дополнительные меры по охлаждению элементов, причем находят применение различные способы охлаждения, например пленочное или ударное охлаждение.

Из US B2-6779597 известно использование в элементах газовых турбин многоступенчатых ударно-охлаждающих структур, в которых стенка, чья передняя сторона обращена к каналу для горячих газов, на обратной стороне подвергается ударному охлаждению вертикальными струями охлаждающего воздуха, которые создаются соответствующими ударно-охлаждающими отверстиями. При этом охлаждающее действие усиливается распределенными по обратной стороне отстоящими стерженьками или шипами, которые увеличивают отдающую тепло поверхность и усиливают завихрения в потоке охлаждающего воздуха. Распределение ударно-охлаждающих отверстий и шипов по поверхности постоянное. Диаметр ударно-охлаждающих отверстий соответствует диаметру шипов у основания. Плотность отверстий существенно меньше плотности шипов.

Далее из US A-4719748 известно, что у переходной трубы между отдельными горелками и входом последующей турбины предусмотрено ударное охлаждение, при котором создаваемые ударно-охлаждающими отверстиями струи охлаждающего воздуха направлены на обратную сторону стенок трубы. За счет варьирования отверстий и/или расстояний между ними и/или расстояний от отверстий до стенки трубы интенсивность охлаждения изменяется и приспосабливается к соответствующей термической нагрузке. Шипы для улучшения теплоперехода не предусмотрены.

Особое значение придается охлаждению направляющих лопаток на первых ступенях турбины, поскольку в этой зоне возникают самые высокие температуры. В US В2-7097418 уже было описано, как внешнюю платформу направляющей лопатки можно особенно простым образом охладить посредством двухэтапного ударного охлаждения, причем на первом этапе охлаждается зона на задней кромке лопатки, а затем стекающий оттуда охлаждающий воздух на втором этапе охлаждает платформу на передней кромке. На обоих этапах используются по-разному расположенные и имеющие разное расстояние между собой ударно-охлаждающие отверстия (30, 38 на фиг.3). Шипы на обратной стороне основания платформы не используются.

Следствием варьирования ударно-охлаждающих отверстий для приспосабливания к изменяющимся термическим нагрузкам является то, что изменяется, как правило, также необходимое количество охлаждающего воздуха. Если при одинаковом диаметре отверстий используется их большее количество на единицу площади, то увеличивается и расходуемое количество охлаждающего воздуха, что приводит к снижению КПД машины.

Эти проблемы могут быть устранены посредством настоящего изобретения. Задачей изобретения является создание охлаждаемого элемента газовой турбины, в частности снабженной платформой направляющей лопатки, охлаждение которой оптимально согласовано с локально изменяющейся термической нагрузкой, не вызывая ненужного дополнительного расхода охлаждающего воздуха, т.е. при равной интенсивности охлаждения достигается минимизация используемого охлаждающего воздуха.

Эта задача решается посредством совокупности признаков п.1 формулы. Существенным компонентом изобретения является то, что термически нагружаемая и охлаждаемая стенка имеет на своей обратной стороне большое число распределенных по поверхности, выступающих из стенки шипов, причем распределение шипов в пределах термических критических зон элемента имеет более высокую плотность, чем в остальных зонах. За счет этого теплопереход между стенкой и охлаждающим воздухом может локально изменяться и приспосабливаться к термической нагрузке без необходимости использования неизбежно большего количества охлаждающего воздуха.

Один вариант выполнения изобретения характеризуется тем, что средства для создания направленных на обратную сторону стенки струй содержат снабженную распределенными ударно-охлаждающими отверстиями ударно-охлаждающую пластину.

Охлаждение особенно эффективно, если в соответствии с другим вариантом выполнения изобретения ударно-охлаждающая пластина расположена на расстоянии, в основном, параллельно обратной стороне стенки, а распределение ударно-охлаждающих отверстий согласовано с распределением шипов таким образом, что в направлении перпендикулярно ударно-охлаждающей пластине ударно-охлаждающие отверстия лежат между шипами.

Варьирование охлаждения можно сделать более интенсивным за счет того, что плотность ударно-охлаждающих отверстий коррелировала с плотностью шипов. В частности, плотность ударно-охлаждающих отверстий и плотность шипов могут быть локально одинаковы.

Предпочтительно, элемент выполнен в виде направляющей лопатки газовой турбины, которая содержит проходящее в продольном направлении перо и примыкающую к нему, проходящую поперек продольного направления платформу, основание которой является термически нагружаемой, охлаждаемой посредством ударного охлаждения стенкой, а на переходе к перу образована галтель, причем распределение шипов в направлении галтели имеет большую плотность, чем на остальных, удаленных от нее участках.

Изобретение более подробно поясняется ниже на примерах его осуществления со ссылкой на чертежи. Все не требующиеся для непосредственного понимания изобретения элементы не показаны. Одинаковые элементы обозначены на разных фигурах одинаковыми ссылочными позициями. На чертежах представлено следующее:

фиг.1 - продольный разрез верхней части направляющей лопатки газовой турбины с платформой и локально варьирующимся ударным охлаждением в соответствии с вариантом выполнения изобретения;

фиг.2 - вид сверху ударно-охлаждающей пластины в направляющей лопатке по фиг.1;

фиг.3 - распределение шипов на виде сверху (шипы показаны в перспективе) в направляющей лопатке по фиг.1;

фиг.4 - вид сверху коррелированного распределения ударно-охлаждающих отверстий и шипов по фиг.1-3.

На фиг.1 показан продольный разрез верхней части направляющей лопатки газовой турбины с платформой и локально варьирующимся ударным охлаждением в соответствии с вариантом выполнения изобретения. Лопатка 10 имеет, в целом, конфигурацию, аналогичную той, что описана в US B2-7097418. Она содержит проходящее в ее продольном направлении перо 11, на верхнем конце которого отформована платформа 12, проходящая, в основном, поперек продольного направления лопатки. Платформа 12 имеет основание или стенку 12а, нижняя сторона которой подвержена воздействию протекающих через турбину горячего газа, а верхняя сторона охлаждается посредством ударного охлаждения.

Для этого на верхней стороне платформы 12 выполнена полость 13, закрываемая расположенной параллельно стенке 12а ударно-охлаждающей пластиной 14. В ней с заданным распределением выполнены ударно-охлаждающие отверстия 16, через которые в полость 13 в виде отдельных струй (стрелки на фиг.1) поступает сжатый охлаждающий воздух, ударяющий по противоположной обратной стороне стенки 12а. При ударе и последующем турбулентном контакте с обратной стороной стенки 12а охлаждающий воздух поглощает тепло стенки 12а, а затем удаляется из полости 13 путями, не показанными на фиг.1. Поверхностное распределение ударно-охлаждающих отверстий 16 показано на фиг.2.

Для улучшения теплоперехода между стенкой 12а и охлаждающим воздухом на ее обратной стороне расположены вертикально отстоящие конусо- или пирамидообразные шипы 15 (см. также фиг.3, на которой шипы 15 показаны в перспективе), которые увеличивают площадь контакта между стенкой и потоком охлаждающего воздуха и интенсивируют завихрения. Как показано на фиг.4, плотность ударно-охлаждающих отверстий 16 и плотность шипов 15 локально отличаются, однако в то же время коррелируют между собой, т.е. на участках, где плотность шипов 15 выше (участок сжатия 18), выше и плотность ударно-охлаждающих отверстий 16, и наоборот. В частности, локально плотность обоих одинаковая. Ударно-охлаждающие отверстия 16 расположены преимущественно в шахматном порядке с шипами 15. Между двумя параллельными рядами шипов 15 со смещением расположен один ряд ударно-охлаждающих отверстий 16 с той же периодичностью.

Согласно изобретению, на платформе 12 направляющей лопатки показанного на фиг.1 типа имеются критические зоны А_с, где меры против термической нагрузки особенно важны. Такой критической зоной является галтель между стенкой 12а платформы 12 и пером лопатки. Чтобы локально усилить охлаждающее действие в этом месте платформы 12, т.е. на переходе к перу лопатки, на непосредственно примыкающем к галтели участке сжатия 18 (на фиг.4 обозначен серым цветом) плотность шипов 15 значительно выше, чем на остальном участке. На этом участке 18 дополнительно повышена также плотность ударно-охлаждающих отверстий 16, а именно, аналогично плотности шипов 15. Переход между участками разной плотности отверстий и шипов может быть выполнен при этом непрерывным.

За счет этого заметно улучшается теплоотвод в зоне галтели, благодаря чему можно ограничить воздействие термической нагрузки.

В рамках изобретения и за счет предложенных мер можно путем охлаждения «притупить» не только критические зоны направляющих лопаток, но и других, термически нагруженных элементов газовой турбины.