УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНВЕКТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ ТУРБИНЫ Российский патент 1994 года по МПК F01D5/18 

Изобретение относится к газовым турбинам, в частности к охлаждению лопаток и корпусов высокотемпературных газовых турбин.

В настоящее время широкое применение получили конвективный и конвективно-пленочный способы охлаждения. Однако, при конвективно-пленочном охлаждении выдув охладителя в проточную часть турбины приводили к существенным потерям КПД как ступени, так и всей турбины в целом.

Существующие варианты конвективного охлаждения отличаются низким уровнем эффективности и, следовательно, не всегда минимальными расходами охладителя.

Известна конструкция конвективного охлаждения лопатки соплового аппарата, выбранная в качестве прототипа (патент США N 3628880).

Охлаждающий воздух через ряд отверстий в перфорированном элементе натекает на внутреннюю поверхность лопатки соплового аппарата с расположенными на ней ребрами. При этом, между ребрами и элементом существует контакт и постоянная высота ребра определяет площадь для прохода охлаждающей среды в реберном канале.

В рассматриваемом прототипе такая конструкция имеет место как со стороны спинки лопатки, так и со стороны корытца.

Воздушный поток, пройдя перфорированный элемент и минуя реберный канал, поступает в штыревой сужающийся канал, образованный внутренними стенками корытной и спиночной части лопатки. Необходимо отметить, что он является общим, как для потока охладителя со стороны спинки, так и со стороны корытца, т. е. в нем происходит слияние потоков спинки и корытца. Далее поток движется в направлении выпуска.

Однако, площадь для прохода охлаждающей среды особенно на начальных участках штыревого канала достаточно велика и обеспечить необходимый уровень эффективности охлаждения на этом участке не представляется возможным.

Целью изобретения является повышение надежности и экономичности охлаждения.

Указанная цель достигается тем, что устройство для конвективного охлаждения деталей турбины содержит перфорированный элемент в виде тонкой пластины, контактирующей с ребрами, расположенными на охлаждаемой поверхности, и совместно образующими тракт системы охлаждения.

По ходу течения охладителя за ребрами расположен штыревой канал, в котором штыри концами контактируют с пластиной, образуя продолжение тракта системы охлаждения.

При этом с целью повышения эффективности охлаждения весь тракт прохода охладителя в реберном и штыревом каналах выполнен с уменьшающейся по ходу движения высотой.

На фиг. 1 изображено устройство для охлаждения верхней полки соплового аппарата, общий вид; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение В-В на фиг. 1.

Устройство представляет собой суживающийся практически по всему ходу течения охладителя тракт, который состоит из каналов 1, образованных внутренней поверхностью полки с выступающими на ней ребрами 2 и контактирующей с ними тонкой пластины 3 с выполненными отверстиями 4. За реберными каналами расположена следующая часть тракта - штыревой канал 5, образованный внутренней поверхностью полки с находящимися на ней штырями и пластиной, имеющей контакт с ними.

Воздух, поступающий на охлаждение полки, душируется на часть ее поверхности. Отдельные струйки, выходящие из отверстий 4, расположенных на наклонной по отношению к полке пластине 3, постепенно собираются в поток. Его сужающийся тракт представляет собой сначала каналы 1, образованные охлаждаемой поверхностью с выступающими над ней ребрами 2, контактирующими с пластиной 3, а затем зоны с расположенными в них штырями-турбулизаторами 5. Воздушный поток, минуя реберный канал, поступает в тракт, образованный охлаждаемой поверхностью и той же пластиной 3, соединенных между собой штырями, и движется в направлении выпуска.

Благодаря применению этого устройства увеличивается плотность воздушного потока на единицу поверхности в зоне душирования, появляется направленное, постоянно возрастающее по скорости движение потока, текущего как в штыревой канал, так и в самом канале. Использование турбулизирующих штырей существенно повышает уровень коэфициентов теплоотдачи со стороны охладителя в этой зоне.

Использование сужающегося штыревого канала в зонах с высокими коэффициентами теплоотдачи со стороны газа в сочетании с дозированной струйной системой охлаждения в реберном канале постоянно уменьшающейся площади позволяет не только понизить температуру охлаждаемой детали и градиент температур по ней, но и уменьшить расход хладоагента. Все это, в конечном итоге, приводит к повышению экономичности и надежности как турбины, так и всей установки в целом. (56) Копелев С. З. , Гуров С. В. Тепловое состояние элементов конструкции авиационных двигателей. М. , Машиностроение, 1978 г. , с. 208.

Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М. , Машиностроение, 1981, с. 550.

Патент Франции N 2071665, кл. F 01 D 5/00, опубл. 1969.

Использование: для охлаждаемых лопаток и корпусов высокотемпературных газовых турбин. Сущность изобретения: перфорированный элемент выполнен в виде пластины, ребра и штырей, кромками контактирующих с пластиной, при этом охлаждающий тракт выполнен высотой, уменьшающейся по ходу движения охлаждающей среды. 3 ил.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНВЕКТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ ТУРБИНЫ, содержащее перфорированный элемент, образующий с внутренней поверхностью охлаждаемой детали тракт, сообщенный посредством отверстий перфорации с источником охлаждающей среды, в тракте на внутренней поверхности охлаждаемой детали выполнены последовательно расположенные ребра, образующие с примыкающим к их кромкам перфорированным элементом каналы, и штыри, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности и экономичности охлаждения, перфорированный элемент выполнен в виде пластины, штыри торцами прикреплены к пластине, а тракт выполнен высотой, уменьшающейся по ходу движения охлаждающей среды.