Изобретение относится к турбостроению и может быть найти применение в газовых турбинах газотурбинных установок.
Из патента РФ 1478739 известно устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащее наддуваемую охлаждающим воздухом полость в сопловом аппарате над рабочими лопатками ступени с отверстиями в надроторном кольце, направленными в сторону рабочей лопатки параллельно средней линии лопаток соплового аппарата в зоне их выходных кромок. Такое устройство хорошо охлаждает периферийную часть рабочей лопатки, но при этом существенно хуже охлаждаются надроторные поверхности соплового аппарата в силу того, что струи охлаждающего воздуха направлены на рабочие лопатки. К недостаткам устройства следует отнести и то, что струи охлаждающего воздуха вытекают в проточную часть турбины под углом к продольной оси корпуса, а следовательно, и к направлению газового потока, что в свою очередь ведет к дополнительным гидравлическим потерям.
Из патента США 3742705 также известно устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащее наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца, причем полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины. В этом решении надроторное кольцо омывается с одной стороны газом, а с другой стороны - охлаждающим воздухом. Однако часто такого охлаждения надроторного кольца бывает недостаточно.
В основу изобретения была положена задача улучшить охлаждение надроторного кольца как для увеличения его работоспособности, так и для увеличения возможностей по управлению радиальным зазором между концами рабочих лопаток и надроторным кольцом.
Указанная задача решается благодаря тому, что в устройстве для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащем наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца, причем полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины, выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток.
Отличие предлагаемого устройства от известных из уровня техники устройств состоит в том, что выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток.
Преимущество выполнения выходов отверстий из наддуваемой полости в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках и их сообщение с проточной частью турбины состоит в том, что для надроторного кольца обеспечивается исключительно эффективное заградительное охлаждение с использованием для этой цели уже имеющихся, выступающих в проточную часть турбины участков сопловых лопаток. Благодаря тому, что оси выходных участков отверстий направлены вдоль внутренней поверхности надроторного кольца, достигается повышение эффективности заградительного охлаждения этого кольца и не вносятся сколь-либо заметные гидравлические потери.
Еще одно преимущество заключается в том, что оси выходных участков отверстий ориентированы по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток, благодаря чему достигается снижение гидравлических потерь, связанных с подачей заградительного охлаждения.
Таким образом, из уровня техники неизвестны устройства для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, у которых выходы отверстий из наддуваемой полости выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси направлены вдоль внутренней поверхности надроторного кольца.
Ниже изобретение более подробно поясняется на примере его выполнения со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:
на фиг.1 - продольный разрез устройства,
на фиг.2 - сечение отверстий плоскостью А-А по фиг.1.
Показанное на фиг.1 устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины содержит наддуваемую охлаждающим воздухом полость 1 над сопловыми лопатками ступени 2 с отверстиями 3, направленными в сторону надроторного кольца 4, причем полки 5 сопловых лопаток 2 выполнены выступающими в проточную часть турбины 6. Отверстия 3 сообщают наддуваемую полость 1 с проточной частью турбины 6.
Как показано на фиг.2, выходы 7 отверстий 3 из наддуваемой полости 1 выполнены в полках 5 сопловых лопаток 2 в их выступающих в проточную часть турбины 6 участках 8, а их оси 9 ориентированы вдоль внутренней поверхности 10 надроторного кольца 4 по направлению средней линии 11 профиля выходных участков 12 сопловых лопаток 2.
При работе устройства охлаждающий воздух подается из полости 1 на заградительное охлаждение надроторного кольца 4 через отверстия 3. При этом охлаждающий воздух выходит на охлаждение надроторного кольца из уже предусмотренного для выполнения другой функции элемента конструкции. Кроме того, это кольцо охлаждается с минимальными гидравлическими потерями в силу того, что направление газового потока и охлаждающего воздуха в месте их соприкосновения совпадают.
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
ОХЛАЖДАЕМАЯ ТУРБИНА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 2013 |
|
RU2519678C1 |
Сопловый аппарат турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (варианты), сопловый венец соплового аппарата ТВД и лопатка соплового аппарата ТВД | 2018 |
|
RU2683053C1 |
СОПЛОВОЙ АППАРАТ ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ | 1992 |
|
RU2035594C1 |
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя | 2020 |
|
RU2755451C1 |
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА | 2008 |
|
RU2386817C1 |
ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНАЯ ГАЗОВАЯ ТУРБИНА | 2007 |
|
RU2352788C1 |
Способ охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (ГТД) и сопловый аппарат ТВД ГТД (варианты) | 2018 |
|
RU2688052C1 |
Тракт воздушного охлаждения лопатки соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты) | 2018 |
|
RU2686430C1 |
Способ охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и сопловый аппарат ТНД, охлаждаемый этим способом, способ охлаждения лопатки соплового аппарата ТНД и лопатка соплового аппарата ТНД, охлаждаемая этим способом | 2018 |
|
RU2691202C1 |
БЛОК СОПЛОВЫХ ЛОПАТОК С КАНАЛОМ ДЛЯ ТРАНЗИТА ВОЗДУХА ОТ ВОЗДУХО-ВОЗДУШНОГО ТЕПЛООБМЕННИКА | 2023 |
|
RU2819127C1 |
Устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины содержит наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца. Полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины, выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток. Изобретение приводит к повышению эффективности охлаждения. 2 ил.
Устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащее наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца, причем полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины, отличающееся тем, что выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток.
GB 1519449 А, 26.07.1978 | |||
US 3742705 А, 03.07.1973 | |||
Стержень обмотки электрической машины большой мощности | 1973 |
|
SU522834A3 |
US 5533864 А, 09.07.1996 | |||
Автоматическая предохранительная опора,преимущественно для опрокидывающихся кабин автомобилей | 1980 |
|
SU1066872A1 |
ДИАФРАГМА ПАРОВОЙ ТУРБИНЫ | 1994 |
|
RU2068101C1 |
Авторы
Даты
2003-08-20—Публикация
1998-09-10—Подача