ЛОПАТКА ДЛЯ ПРОТОЧНОЙ МАШИНЫ Российский патент 2009 года по МПК F01D5/14 F01D9/02 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к лопаткам, которые в процессе работы подвергаются воздействию высокоскоростного потока газа, проходящего через проточную машину, содержащую указанные лопатки, которые имеют переднюю (входную) кромку, обращенную в сторону набегающего потока, и заднюю (выходную) кромку.

Под проточными машинами, через которые проходит поток текучей среды, прежде всего, подразумеваются газовые турбины, однако изобретение также может быть использовано и в других типах таких машин, например в паровых турбинах или в насосах. Изобретение будет описано ниже применительно к газовой турбине.

Кроме того, изобретение относится к секциям для узлов машин, через которые проходит поток текучей среды, к узлам таких машин, к газовым турбинам и к авиационным двигателям, в которых используется по меньшей мере одна предлагаемая в изобретении лопатка.

Газовая турбина содержит ступень компрессора, ступень турбины и может содержать как, например, в случае авиационного двигателя, канал вентилятора или ступень вентилятора. Предлагаемая в изобретении лопатка для газовой турбины может быть встроена по меньшей мере в одну из указанных ступеней газовой турбины.

Таким образом, лопатка газовой турбины является ее компонентом, который в процессе работы подвергается действию высокоскоростного потока текучей среды, обтекающего лопатку от ее передней кромки к задней кромке. Лопатки газовых турбин обычно имеют аэродинамическую форму и формируют направляющие или несущие элементы конструкции статора, но также могут использоваться в качестве рабочих лопаток ротора.

Уровень техники

Лопатки, формирующие рабочие лопатки ротора, а также направляющие лопатки или несущие элементы статора в газовых турбинах, например, в авиационных двигателях, подвергающиеся действию высокоскоростного потока текучей среды, хорошо известны и описаны в данной области техники.

Лопатки газовых турбин могут изготавливаться из боковых стенок или половин лопаток, которые соединяются спереди и, при необходимости, сзади, для формирования передней кромки и задней кромки или же из одной пластины. Поскольку лопатки турбин обычно изготавливаются из металла, то соединение половин лопаток выполняется с использованием сварки. В альтернативном варианте может использоваться клеевое соединение или соединение, создаваемое в результате химической реакции, по линии соприкосновения боковых стенок, в частности, в случае изготовления лопаток газовой турбины из композитного материала, который содержит пластмассу.

В процессе работы поток текучей среды с высокой скоростью обтекает лопатки газовой турбины в направлении от их передних кромок к задним кромкам. Поэтому если, например, при соединении на поверхности лопатки возникают неровности, то они могут существенно изменять характеристики потока и, соответственно, аэродинамику всей лопатки. Конечно, желательно избегать неблагоприятного воздействия соединения на аэродинамику лопатки и ухудшения и ослабления соединения, вызываемого действием на него потока текучей среды.

В соответствии с известными технологиями эта проблема решается путем высокоточного управления процессом соединения для получения его высокого качества и соответствующего контроля, позволяющего обеспечить необходимое высокое качество деталей на выходе. Безусловно такое производство требует больших затрат труда и является дорогостоящим.

В общем, независимо от того, используется соединение или нет, желательно минимизировать воздействие текучей среды на переднюю кромку лопаток газовой турбины и, соответственно, минимизировать влияние передней кромки на аэродинамику лопаток.

Краткое изложение сущности изобретения

В основу настоящего изобретения была положена задача преодоления вышеупомянутых недостатков существующих технических решений в вышеописанной лопатке, конструкция которой обеспечивает уменьшение напряжений, которым подвергается ее передняя кромка в процессе работы под действием высокоскоростного потока газа, обтекающего лопатку. Еще одной задачей изобретения является создание лопатки, имеющей такую конструкцию, в которой при изготовлении обеспечивается отсутствие неровностей на передней кромке лопатки, оказывающих неблагоприятное действие на газовый поток, обтекающий лопатку в процессе работы.

Конструкция лопатки должна обеспечивать экономичное промышленное изготовлением с высоким процентом выхода годных деталей.

Упомянутые цели изобретения достигаются за счет использования конструкции лопатки, отличающейся тем, что ее переднюю кромку снабжают вогнутым участком, который устроен таким образом, что в процессе работы формируется зона торможения набегающего газового потока на некотором расстоянии перед внешней поверхностью лопатки, в которой формируется вогнутый участок, и в результате внешняя поверхность лопатки по меньшей мере существенно защищена от набегающего газового потока. Форма и размеры вогнутого участка выбираются такими, чтобы зона торможения газового потока формировалась перед вогнутым участком.

Под зоной торможения потока понимается зона, в которой текучая среда имеет малую скорость или даже неподвижна между точкой торможения и лопаткой. Эта скорость по меньшей мере ниже или существенно ниже скорости потока текучей среды, обтекающего боковые стенки лопатки. Иначе говоря, текучая среда в зоне передней кромки и более конкретно внутри вогнутого участка будет неподвижна или будет иметь малую скорость в отличие от высокой скорости, которая имеет место в отсутствие вогнутого участка. В результате становится возможным разместить стык в вогнутом участке и использовать материал на передней кромке с меньшей прочностью или с меньшей износоустойчивостью, чем в случае лопатки без вогнутого участка, и, кроме того, толщина в зоне вогнутого участка может быть меньше или же достигается возможность менее жестких требований к обработке поверхности.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения вогнутый участок проходит от корневой части лопатки до ее верхней части. В этом случае требуемый результат достигается по всей длине лопатки.

В соответствии с изобретением может быть выполнен стык, например сварной шов, двух боковых стенок в области передней кромки, который проходит внутри вогнутого участка. Если вогнутый участок проходит по передней кромке и скорость потока текучей среды изменяется по ширине вогнутого участка, то предпочтительно стык располагают там, где предполагается наименьшая скорость потока. Однако обычно стык размещают по центральной линии вогнутого участка, причем эта центральная линия проходит в направлении от корневой части лопатки к ее верхней части. Также стык предпочтительно размещают там, где вогнутый участок имеет наибольшую глубину.

Таким образом, в соответствии с изобретением соединение, которое выполняют на передней кромке лопатки газовой турбины, оказывает минимально возможное негативное действие на аэродинамику лопатки, высокоскоростной поток текучей среды, обтекающей лопатку, оказывает минимальное воздействие на соединение, и его воздействие на области, ослабленные соединением, минимально.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения по меньшей мере в одной из стенок, которые формируют переднюю кромку, выполнен по меньшей мере один канал, который начинается внутри вогнутого участка и выходит на одной из боковых стенок на некотором расстоянии от передней кромки. В этом случае становится возможным более точно управлять потоком текучей среды в непосредственной близости от соединения, а также воздействовать на характеристики потока вдоль боковых стенок с использованием подходящей конструкции рассматриваемых каналов.

По меньшей мере один канал предпочтительно выходит назад под острым углом по отношению к окружающей его внешней поверхности боковой стенки, в которой он устроен. Это способствует образованию так называемого потока в пограничном слое вдоль боковых стенок, что означает, что обтекающий воздушный поток тесно прижимается к внешним поверхностям боковых стенок.

В изобретении также предлагается секция узла проточной машины, которая содержит первую и вторую половины лопатки, размещенные на некотором расстоянии друг от друга и предназначенные для формирования частей двух соседних лопаток в узле, причем между этими половинами формируется проход (канал) для газового потока, и каждая из половин лопатки имеет переднюю кромку, обращенную в сторону газового потока, набегающего в процессе работы содержащей узел проточной машины, и заднюю кромку. Переднюю кромку каждой половины лопатки снабжают вогнутым участком, который выполнен таким образом, что лопатка в узле, сформированная из двух половин лопаток прилегающих секций, образует зону торможения набегающего газового потока на некотором расстоянии от внешней поверхности лопатки, в которой формируется вогнутый участок, так что внешняя поверхность лопатки по меньшей мере существенно защищена от набегающего газового потока. Путем размещения таких секций рядом друг с другом и их соединения можно достаточно эффективно сформировать узел проточной машины, через которую проходит поток текучей среды. Предпочтительно отливать секции по отдельности и затем соединять с помощью сварки. Сварной шов размещают внутри вогнутого участка.

В изобретении также предлагается узел проточной машины, содержащий лопатки, отходящие в радиальном направлении от элемента, к которому они прикреплены, причем лопатки разнесены по окружности узла, отличающегося тем, что по меньшей мере одна из таких лопаток является описанной выше лопаткой, предлагаемой в изобретении.

Кроме того, изобретение относится к узлу проточной машины, содержащему секции, соединенные друг с другом по окружности и формирующие кольцевую конструкцию узла, отличающегося тем, что по меньшей мере две секции являются описанными выше секциями, предлагаемыми в изобретении.

Кроме того, изобретение относится к газовой турбине, которая отличается тем, что она содержит по меньшей мере одну лопатку, имеющую вышеописанную конструкцию, и к газовой турбине, которая отличается тем, что она содержит по меньшей мере один вышеописанный узел газовой турбины.

Изобретение также относится к авиационному двигателю, который отличается тем, что он содержит по меньшей мере одну лопатку, имеющую вышеописанную конструкцию, и к авиационному двигателю, который отличается тем, что он содержит по меньшей мере один вышеописанный узел проточной машины.

Другие достоинства и характеристики изобретения станут очевидными из следующего подробного описания и из дополнительных зависимых пунктов формулы.

Краткое описание чертежей

Ниже описаны варианты осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, которые являются неотъемлемой частью описания и на которых показано:

на фиг.1 - вид сверху поперечного сечения первого варианта предлагаемой в изобретении лопатки для проточной машины, через которую проходит поток текучей среды;

на фиг.2 - вид сверху поперечного сечения второго варианта предлагаемой в изобретении лопатки для проточной машины, через которую проходит поток текучей среды;

на фиг.3 - вид сверху поперечного сечения третьего варианта предлагаемой в изобретении лопатки для проточной машины, через которую проходит поток текучей среды;

на фиг.4 - вид в перспективе с частичным сечением лопатки, показанной на фиг.3;

на фиг.5 - схематический вид поперечного сечения газовой турбины, в которой лопатки используются в качестве направляющих элементов, рабочих лопаток ротора, сопловых лопаток статора и несущих элементов конструкции;

на фиг.6 - вид в перспективе отлитых секций в соответствии с изобретением;

на фиг.7 - вид узла статора, составленного по окружности из нескольких отлитых секций, показанных на фиг.6.

Варианты осуществления изобретения

На фиг.1 представлен первый вариант конструкции предлагаемой в изобретении лопатки газовой турбины. Лопатка газовой турбины предпочтительно является компонентом авиационного двигателя, например рабочей лопаткой, несущим элементом конструкции или направляющим элементов в газовой турбине. На фиг.1 представлен только вид сечения лопатки, снабженной вогнутым участком 7. Вогнутый участок 7 и его действие будут описаны более подробно со ссылками также и на другие варианты осуществления изобретения. Однако уже из чертежа, приведенного на фиг.1, ясно, как обеспечивается воздействие на газовый поток с образованием зоны торможения потока, в которой газовый поток замедляется непосредственно перед вогнутым участком или внутри него, и направление потока по боковым поверхностям профиля лопатки.

На фиг.1-3 представлены три варианта осуществления предлагаемой в изобретении лопатки газовой турбины. Лопатка газовой турбины имеет переднюю кромку 1, заднюю кромку 2, первую боковую стенку 3 и вторую боковую стенку 4. Кроме того, лопатка, сечение которой приведено на фиг.3, имеет корневую часть 5 (см. фиг.4), которой она прикрепляется к корпусу, например к ротору или к статору, и верхнюю часть (конец) 6, сечение которой показано на фиг.3. На фиг.4 показано взаимное положение передней кромки 1, задней кромки 2, корневой части 5 и верхней части 6. Для прикрепления корневой части 5 могут быть использованы специальные крепежные средства, которые, однако, здесь не показаны. Верхняя часть 6 также может быть снабжена крепежными средствами для ее прикрепления к таким частям конструкции, как ротор или статор.

В соответствии со вторым и третьим вариантами осуществления изобретения (см. фиг.2-4) лопатка газовой турбины имеет внутреннюю полость и сформирована из двух половин, формирующих боковые стенки 3, 4 и соединенных в передней части для формирования передней кромки 1 и в задней части для формирования задней кромки 2. Обе половины предпочтительно изготавливаются из металла отливкой или штамповкой из листового металла и соединяются снаружи сваркой. В качестве альтернативного варианта они могут быть изготовлены из другого материала, например из композитного материала. Лопатка также может быть снабжена внутренними поперечными несущими конструктивными элементами или другими усиливающими элементами. Лопатка имеет аэродинамический профиль крыла и предпочтительно является полой.

На передней кромке 1 выполнен вогнутый участок 7, причем передняя кромка 1 шире задней кромки 2 и в процессе работы подвергается действию набегающей текучей среды. Вогнутый участок 7 проходит по части длины лопатки, которая подвергается действию набегающего потока текучей среды, и предпочтительно по всей длине от корневой части 5 до верхней части 6. В качестве альтернативного варианта вогнутый участок может иметь разрывы. Также, учитывая распределение напряжений, предпочтительно, чтобы вогнутый участок был более выражен в зонах прикрепления лопатки, то есть у корневой части 5 и/или в верхней части 6, по сравнению со средней зоной лопатки. Более выраженный вогнутый участок можно получить за счет увеличения его глубины или же за счет удлинения прилегающих к этой зоне частей. Вогнутый участок (7) расположен в основном по центру передней кромки по отношению к первой и второй внешним (103, 104) поверхностям стенок, которые определяют форму лопатки в поперечном направлении. По меньшей мере сквозь одну из частей стенки, формирующих переднюю кромку (1) внутри вогнутого участка (7), проходит по меньшей мере один канал (9, 10) на некотором расстоянии от наиболее выступающей части передней кромки (1).

Вогнутый участок 7 лопатки газовой турбины предпочтительно формируется перед соединением боковых стенок 3, 4, либо в уже готовых стенках, либо при их изготовлении.

Вогнутый участок 7 лопатки имеет такую ширину в направлении, поперечном длине лопатки, и такую глубину, которые обеспечивают формирование перед лопаткой зоны торможения набегающего газового потока 11. При таком устройстве в процессе работы между зоной торможения потока и вогнутым участком текучая среда неподвижна или ее скорость мала. Кроме того, форма вогнутого участка 7 должна быть конечно такой, чтобы обеспечивалось надежное формирование перед ней зоны торможения потока. Ширина вогнутого участка 7 предпочтительно составляет по меньшей мере 10% максимальной ширины передней кромки 1, более предпочтительно - по меньшей мере 25% максимальной ширины передней кромки и наиболее предпочтительно - примерно 50% максимальной ширины передней кромки. Аналогично глубина вогнутого участка 7 предпочтительно составляет по меньшей мере 10% максимальной ширины передней кромки 1, более предпочтительно - по меньшей мере 25% максимальной ширины передней кромки и наиболее предпочтительно - примерно 50% максимальной ширины передней кромки. Под максимальной шириной понимается полное расстояние между внешними поверхностями лопатки. В описываемом варианте осуществления изобретения глубина вогнутого участка имеет примерно такую же величину, что и ширина. Полная ширина передней кромки лопатки соответствует в этом случае ее наибольшей толщине.

Стык (шов), указанный ссылочным обозначением 8 и соединяющий боковые стенки 3, 4 на передней кромке 1, проходит по центру вогнутого участка 7 в ее наиболее глубокой точке по всей длине от корневой части 5 до верхней части 6. В результате такого расположения стыка 8 по отношению к вогнутому участку 7 действие на стык 8 набегающего потока текучей среды в процессе работы снижается, и, соответственно, уменьшается влияние стыка 8 на аэродинамику рабочих или направляющих лопаток. Таким образом, стык 8 может несколько выступать из прилегающих поверхностей лопатки газовой турбины, и это не будет существенно сказываться на аэродинамике лопатки.

На фиг.3 и 4 показана конструкция третьего варианта предлагаемой в изобретении лопатки газовой турбины. Единственная разница по сравнению со вторым вариантом заключается в том, что лопатка содержит каналы 9, 10, выполненные в вогнутом участке 7 передней кромки 1 по сторонам от стыка 8. Таким образом, лопатка газовой турбины должна быть снабжена одним или двумя параллельными рядами таких каналов, причем эти ряды проходят в продольном направлении рабочей или направляющей лопатки. Каналы 9, 10 проходят наискосок в однородном материале стенки и открываются на внешних поверхностях боковых стенок 3, 4. Каналы 9, 10 обеспечивают прохождение текучей среды через лопатки газовой турбины. Изменяя конструкцию каналов 9, 10 можно влиять на положение зоны торможения потока перед вогнутым участком 7, а также обеспечивать поток в так называемом пограничном слое на внешних поверхностях боковых стенок 3, 4 в тех зонах, в которых выходят каналы 9, 10. Таким образом, могут быть улучшены условия обтекания потоком указанных внешних поверхностей. Каналы 9, 10 направлены соответственно наискосок наружу и назад от сварного стыка (шва) 8, если смотреть от центральной линии, проходящей через лопатку газовой турбины, что способствует прохождению потока текучей среды через каналы. Каналы проходят только через однородную среду материала и не сообщаются с внутренней полостью, если таковая имеется. Необходимо подчеркнуть, что каналы 9, 10 необязательно должны использоваться в сочетании с вогнутым участком и положением сварного шва в соответствии с изобретением, однако они могут использоваться в лопатках известных конструкций, то есть и сами по себе каналы являются объектом изобретения.

На фиг.5 схематично показан вид сечения газовой турбины 13 со статором 14 и ротором 15, который удерживается в статоре с помощью известных несущих конструктивных элементов 16 таким образом, что он может вращаться. Однако подшипники здесь не показаны. Статор прикреплен к крылу (не показано) летательного аппарата с использованием известных способов. Ступень первого компрессора размещена впереди несущих конструктивных элементов 16, то есть на фигуре 5 слева от них, причем ряды лопаток 17 ротора и ряды лопаток 18 статора чередуются в направлении воздушного потока. Кроме того, имеется ступень второго компрессора после несущих конструктивных элементов 16, причем ряды лопаток 17 ротора и ряды лопаток 18 статора также чередуются. За ступенью второго компрессора (ниже по потоку) размещается камера 19 сгорания, в которой через топливные форсунки (не показаны) в сжатый воздух подается топливо, и происходит его сгорание. За камерой 19 сгорания размещается основная ступень газовой турбины, в которой, как и в ступенях компрессоров, ряды рабочих лопаток 20 ротора чередуются с рядами направляющих лопаток 21 статора по направлению движения газового потока.

Статор 14 окружен каналом 22 вентилятора. На входе двигателя и ступени первого компрессора ротор 15 снабжен первым рядом лопаток 23 ротора. За ними в канале 22 вентилятора имеется по меньшей мере один ряд аэродинамических направляющих элементов 24. Каждый из несущих конструктивных элементов 16 также проходит в радиальном направлении через канал 22 вентилятора за направляющими элементами 24.

По меньшей мере один из направляющих элементов 24 в канале 22 вентилятора, из несущих конструктивных элементов 16 в канале воздушного компрессора и/или в канале 22 вентилятора, а также из рабочих лопаток 20 ротора и сопловых лопаток 21 статора в ступени газовой турбины предпочтительно имеет профиль предлагаемой в изобретении лопатки, которая была описана выше. Иначе говоря, в качестве любых из направляющих лопаток, рабочих лопаток ротора и сопловых лопаток статора могут использоваться предлагаемые в изобретении лопатки газовой турбины. Рабочие лопатки 17 ротора и сопловые лопатки 18 статора ступеней компрессоров также могут быть выполнены в соответствии с изобретением.

На фиг.6 и 7 соответственно показаны конструкции секции 25 и узла газовой турбины, составленного из таких частей. Узел газовой турбины предпочтительно представляет собой часть газовой турбины, которая в свою очередь является частью авиационного двигателя.

Секция 25, которая представляет собой один из секторов кольцевого узла газовой турбины, имеет канал 26 для газового потока, проходящий примерно в осевом направлении. Может также использоваться один или несколько осевых каналов для прохождения газового потока компрессора (не показан) и в некоторых случаях для потока вентилятора.

Секция 25 содержит две половины 27, 28 лопатки, которые соответствуют боковым стенкам или двум частям 3, 4 вышеописанной лопатки газовой турбины и которые формируют канал 26 газового потока в направлении окружности узла статора.

Когда две секции 25 соединяют вместе, одна половина 26 лопатки вместе с соответствующей половиной лопатки на прилегающей части формирует несущий конструктивный элемент 29 в соответствии с изобретением, например несущий конструктивный элемент, показанный на фиг.4.

Кроме того, секция 25 содержит стенку 30, которая проходит тангенциально между половинами 27, 28 лопатки и ограничивает канал 26 газового потока в радиальном направлении наружу, и стенку 31, которая проходит тангенциально между частями 27, 28 лопатки и ограничивает канал 26 газового потока в радиальном направлении внутрь.

Секция 25, содержащая две половины 27, 28 лопатки, имеет концевые части, которые содержат удлиненную непрерывную поверхность 32, ограничивающую секция 25 по окружности и предназначенную для соединения сваркой. Таким образом, поверхность сварного соединения представляет собой одну непрерывную кривую.

Могут использоваться различные технологии сварки, однако предпочтительными являются лазерная сварка и сварка электронным лучом.

Таким образом, первая и вторая половины 27, 28 лопатки проходят в основном в радиальном направлении секции 25. Кроме того, они проходят также в осевом направлении секции.

Секция 25 имеет также криволинейную пластину 33, ограничивающую секцию 25 в радиальном направлении внутрь, и криволинейную пластину 34, ограничивающую секцию 25 в радиальном направлении наружу.

После установки секций (секторов) рядом друг с другом по окружности (см. фиг.7) они соединяются сваркой прилегающих краев в радиальном направлении. В результате формируются несущие конструктивные элементы 29.

Ряд вышеописанных секций 25, 35, которые могут быть одинаковыми или различными, но имеющими одинаковое поперечное сечение, размещаются рядом друг с другом (см. фиг.7).

Узел статора может, например, составлять входную часть, промежуточный кожух или выхлопной коллектор турбины, который является оконечной частью газовой турбины. Он предназначен для установки подшипников, для передачи нагрузок и обеспечения канала для газового потока.

Необходимо понимать, что ряд альтернативных вариантов лопатки газовой турбины и способа ее изготовления будут очевидны для специалиста в данной области без выхода за рамки объема изобретения, который определяется прилагаемой формулой изобретения, основанной на описании и прилагаемых чертежах.

Например, изобретение также охватывает способы изготовления, при которых лопатка газовой турбины состоит из нескольких секций от ее передней кромки до задней кромки. Иначе говоря, сборка в этом случае осуществляется соединением более чем двух частей, однако при этом для формирования передней кромки соединяются две части. Изобретение предусматривает осуществление соединения на передней кромке в зоне, в которой перед осуществлением соединения или после него выполняется вогнутый участок в зоне соединения.

Однако в соответствии с изобретением боковые стенки поднимаются вверх и формируют переднюю кромку 1 и заднюю кромку 2.

Толщина стенок предлагаемой в изобретении лопатки газовой турбины может варьироваться и без выхода за рамки объема изобретения может существенно отличаться от толщины стенок лопатки, рассмотренной в описании в качестве примера. Аналогично материал, из которого изготавливается рассматриваемая лопатка газовой турбины, может также варьироваться в зависимости от места использования лопатки и, соответственно, от условий ее работы. Например, вполне возможно изготовление предлагаемой в изобретении лопатки газовой турбины из металла, пластмассы, композитного материала или составного материала или из их сочетаний. Лопатка может прикрепляться либо только в корневой части, как в случае рабочих лопаток 20 ротора или сопловых лопаток 21 статора, или же в корневой части 5 и в верхней части 6, как в случае направляющих лопаток 24 и несущих конструктивных элементов 16.

Необходимо также понимать, что хотя турбина, в которой используются предлагаемые в изобретении лопатки, предпочтительно является авиационным двигателем, она может также использоваться в качестве стационарной турбины, в которой предполагается прохождение высокоскоростного потока текучей среды (например, воздушного или газового потока).

Термин "половина лопатки" не должен восприниматься, что такая часть представляет собой точную половину лопатки. Вполне возможно, что одна половина составляет ³/₄ лопатки, в то время как другая половина составляет остающуюся ¹/₄ лопатки.

Также в рамках объема, определяемого прилагаемой формулой изобретения, лопатка может быть сплошной, то есть без внутренней полости.

В соответствии с приведенным примером способ изготовления предлагаемой в изобретении лопатки содержит следующие стадии: формирование, предпочтительно отливкой, штамповкой или литьем под давлением, по меньшей мере одной заготовки для изготовления первой боковой стенки и второй боковой стенки, соединение боковых стенок для формирования передней кромки и формирования боковых стенок таким образом, чтобы на передней кромке был образован вогнутый участок. Формирование может выполняться в процессе изготовления боковых стенок или же после их изготовления. Боковые стенки свариваются в зоне вогнутого участка.

Лопатка для использования в проточной машине, подверженная при работе машины воздействию высокоскоростного газового потока, имеет переднюю кромку, обращенную в сторону набегающего газового потока, и заднюю кромку. Передняя кромка имеет вогнутый участок, обеспечивающий в процессе работы образование зоны торможения набегающего газового потока на некотором расстоянии перед внешней поверхностью лопатки, в которой сформирован вогнутый участок, защищая эту поверхность от набегающего газового потока. Лопатка имеет первую и вторую боковые стенки, соединенные с образованием стыка, размещенного внутри вогнутого участка. Секция узла проточной машины содержит первую и вторую половины лопатки, разнесенные друг от друга для формирования частей двух соседних лопаток узла с образованием прохода для газового потока. Каждая из половин лопатки имеет переднюю кромку, обращенную в сторону газового потока, набегающего в процессе работы проточной машины, и заднюю кромку. Передняя кромка каждой половины лопатки имеет вогнутый участок, выполненный таким образом, что лопатка, сформированная в узле из двух половин лопаток из прилегающих секций, формирует зону торможения набегающего газового потока на некотором расстоянии перед внешней поверхностью лопатки, в которой сформирован вогнутый участок, защищая ее от набегающего газового потока. Изобретение направлено на минимизацию влияния передней кромки на аэродинамику лопатки, уменьшение напряжений, которым подвергается передняя кромка. 8 н. и 10 з.п ф-лы, 7 ил.

1. Лопатка для использования в проточной машине, подверженная при работе машины воздействию высокоскоростного газового потока (11), имеющая переднюю кромку (1), обращенную в сторону набегающего газового потока (11), и заднюю кромку (2), причем передняя кромка (1) имеет вогнутый участок (7), обеспечивающий в процессе работы образование зоны торможения набегающего газового потока (11) на некотором расстоянии перед внешней поверхностью (12) лопатки, в которой сформирован вогнутый участок (7), по меньшей мере существенно защищая эту поверхность (12) от набегающего газового потока, отличающаяся тем, что она имеет первую и вторую боковые стенки (3, 4), соединенные с образованием стыка (8), размещенного внутри вогнутого участка (7).

2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что вогнутый участок (7) проходит от корневой части (5) лопатки к ее верхней части (6).

3. Лопатка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что вогнутый участок (7) расположен в основном по центру передней кромки по отношению к первой и второй внешним (103, 104) поверхностям стенок, которые определяют форму лопатки в поперечном направлении.

4. Лопатка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что ширина вогнутого участка (7) в поперечном направлении лопатки составляет по меньшей мере 10%, в частности, по меньшей мере 25% и предпочтительно примерно 50% ширины передней кромки (1).

5. Лопатка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что глубина вогнутого участка (7) составляет по меньшей мере 10%, в частности, по меньшей мере 25% и предпочтительно примерно 50% ширины передней кромки (1).

6. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что боковые стенки (3, 4) выполнены из металла или композитного материала, а стык (8) представляет собой сварной шов.

7. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере сквозь одну из частей стенки, формирующих переднюю кромку (1) внутри вогнутого участка (7), проходит по меньшей мере один канал (9, 10) на некотором расстоянии от наиболее выступающей части передней кромки (1).

8. Лопатка по п.7, отличающаяся тем, что по меньшей мере один канал (9, 10) выходит в направлении назад под острым углом по отношению к окружающей его внешней поверхности части стенки, в которой он проходит.

9. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что она входит в состав узла двигателя летательного аппарата, в котором используется газовая турбина, и в процессе работы она подвергается действию потока текучей среды, проходящего с высокой скоростью от передней кромки (1) профиля лопатки к ее задней кромке (2).

10. Лопатка по п.9, отличающаяся тем, что она является несущим конструктивным элементом (16).

11. Лопатка по п.10, отличающаяся тем, что она является направляющим элементом (24) статора (14) газовой турбины.

12. Секция узла проточной машины, содержащая первую и вторую половины (27, 28) лопатки, разнесенные друг от друга для формирования частей двух соседних лопаток (29) узла с образованием прохода (26) для газового потока, причем каждая из половин (27, 28) лопатки имеет переднюю кромку, обращенную в сторону газового потока, набегающего в процессе работы проточной машины, и заднюю кромку, отличающаяся тем, что передняя кромка каждой половины лопатки имеет вогнутый участок (7), выполненный таким образом, что лопатка, сформированная в узле из двух половин лопаток из прилегающих секций, формирует зону торможения набегающего газового потока (11) на некотором расстоянии перед внешней поверхностью (12) лопатки, в которой сформирован вогнутый участок (7), при этом по меньшей мере существенно защищая ее от набегающего газового потока.

13. Узел проточной машины, включающий лопатки, отходящие в радиальном направлении от элемента, к которому они прикреплены, и разнесенные по окружности узла, отличающийся тем, что по меньшей мере одна из таких лопаток представляет собой лопатку по любому из пп.1-11.

14. Узел проточной машины, содержащий несколько секций, соединенных друг с другом в направлении окружности с формированием кольцевой конструкции узла, отличающийся тем, что по меньшей мере две секции представляют собой секции по п.12.

15. Газовая турбина, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере одну лопатку по любому из пп.1-11.

16. Газовая турбина, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один узел по п.14.

17. Авиационный двигатель, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одну лопатку по любому из пп.1-11.

18. Авиационный двигатель, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один узел по п.14.