ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2017 года по МПК F01D9/04 F01D5/18 F01D5/28 

Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю.

В традиционных газотурбинных двигателях камера сгорания выполнена из множества отдельных горелок, подающих горячий газ в первую ступень с помощью сопловых лопаток, расположенных дальше по ходу от камеры сгорания. Направляющие лопатки направляют горячие газы от отдельных горелок, а также воздух от ступени компрессора в заданном направлении.

В традиционной ступени камеры сгорания газотурбинных двигателей множество отдельных жаровых труб расположено по окружности вокруг центра турбины. Таким образом, имеет место некоторое окружное изменение температуры газа, связанное с потоком горячих газов из отдельных жаровых труб в направлении дальше по ходу. Периодическое окружное изменение температуры газа происходит вследствие того, что между жаровыми трубами на соответствующих направляющих лопатках создается более низкая температура, а в окрестности окружного положения горелки на соответствующих направляющих лопатках создается более высокая температура.

Это окружное изменение температуры приводит к изменению профиля температуры в каждом расположенном дальше по ходу секторе направляющих лопаток, при этом профиль температуры на каждой направляющей лопатке зависит от положения направляющей лопатки относительно отдельной жаровой трубы, т.е. относительно места установки направляющей лопатки внутри турбины.

Температура лопатки - критический фактор для срока службы соответствующей направляющей лопатки. В связи с этим направляющие лопатки проектируются так, чтобы обладать заданной теплостойкостью. Термостойкость можно повысить, используя охлаждающий воздух. Однако использование избыточного количества охлаждающего воздуха снижает мощность, генерируемую газотурбинным двигателем, а также его коэффициент полезного действия. В традиционных охлаждающих системах количество охлаждающего воздуха должно рассчитываться так, чтобы соответствовать профилю температуры газов для сопловой лопатки, подвергаемой наивысшей температуре газа, так чтобы все направляющие лопатки имели одинаковый приемлемый срок службы. Подводя итог вышесказанному, в традиционных ступенях лопаток статора обычно используется стандартная разработка конструкций лопаток турбины, при этом конструктивное решение лопаток в отношении их теплостойкости представляет собой компромисс, удовлетворяющий требованиям учета всех окружных изменений температуры турбины.

В публикации GB 2114234 А раскрыт двигатель внутреннего сгорания, имеющий единственный узел лопаток статора с аэродинамическим профилем. Предложен узел статора, включающий в себя внутренний и внешний экраны с расположенной между ними полой аэродинамически профилированной лопаткой, а также с областями в окрестности пересечений экранов со стенками аэродинамически профилированной лопатки, имеющими уменьшенную толщину относительно остальной части экранов для улучшения свойств материала в этих областях, чтобы лучше соответствовать термическим напряжениям, которым подвергается узел.

В заявке США №2007/0128020 А1 раскрыт лопастной статор для турбодвигателя. Лопастной статор содержит внутреннюю платформу и внешнюю платформу, а также, по меньшей мере, одну лопасть, зафиксированную между упомянутыми платформами. По меньшей мере, одна из упомянутых платформ содержит, по меньшей мере, один фланец, первый конец которого крепится к платформе, а второй конец свободен. Фланец содержит, по меньшей мере, один нераскрывающийся свободный вырез, увеличивающий гибкость.

Одной из задач настоящего изобретения является создание направляющих лопаток, имеющих приемлемый срок службы, а также снижение производственных расходов.

Эта задача может быть решена с помощью газотурбинного двигателя согласно независимому пункту формулы изобретения.

Согласно первому аспекту настоящего изобретения представлен узел направляющих лопаток для газотурбинного двигателя. Узел направляющих лопаток содержит первый узел направляющих лопаток, содержащий первое число первых аэродинамических профилей, а также второй узел направляющих лопаток, содержащий второе число вторых аэродинамических профилей. Первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток расположены (например, разъемно соединены между собой) вдоль окружного направления турбины. Первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей. Первый узел направляющих лопаток выполнен так, чтобы обладать более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток.

Согласно дополнительному аспекту настоящего изобретения представлен способ изготовления узла направляющих лопаток турбины. Первый узел направляющих лопаток, содержащий первое число первых аэродинамических профилей, согласован со вторым узлом направляющих лопаток, содержащим второе число вторых аэродинамических профилей, вдоль окружного направления турбины. Первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей. Первый узел направляющих лопаток выполнен так, чтобы обладать более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток.

Узел направляющих лопаток содержит платформу, на которой установлено соответствующее число аэродинамических профилей. Каждый узел направляющих лопаток может содержать внутренний экран с внутренней платформой и/или внешний экран с внешней платформой, при этом между внутренней платформой и внешней платформой установлено соответствующее число аэродинамических профилей вдоль окружного направления. В частности, каждый узел направляющих лопаток содержит одну внутреннюю платформу и/или одну внешнюю платформу, к которым крепятся один или множество аэродинамических профилей. Соответствующие внутренняя платформа (а также внутренний экран) и внешняя платформа (а также внешний экран) соответствующего узла направляющих лопаток выполнены монолитно в виде единого целого. Таким образом, первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток конструктивно разделены соответствующими экранами и платформами. Другими словами, первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток представляют собой конструктивно отделенные части ступени направляющих лопаток.

Иными словами, согласно данному примеру осуществления настоящего изобретения первый узел направляющих лопаток содержит первую платформу и первое число аэродинамических профилей, при этом к первой платформе крепится первое число аэродинамических профилей, при этом первые аэродинамические профили крепятся один за другим вдоль окружного направления. Соответственно, второй узел направляющих лопаток содержит вторую платформу и второе число аэродинамических профилей, при этом ко второй платформе крепится второе число аэродинамических профилей, при этом второе число аэродинамических профилей крепятся один за другим вдоль окружного направления.

Первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток расположены вдоль окружного направления турбины. В частности, первая платформа и вторая расположены смежно друг с другом, когда первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток расположены последовательно вдоль окружного направления. Первое число первых аэродинамических профилей, прикрепленных к первой платформе, отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей, прикрепленных ко второй платформе.

Турбина содержит вал турбины, вращающийся вокруг поворотной оси турбины. Направление вокруг поворотной оси именуется окружным направлением. Направление, проходящее через поворотную ось и являющееся перпендикулярным поворотной оси, именуется радиальным направлением.

Таким образом, (радиально) внутренняя платформа соответствующего узла направляющих лопаток расположена ближе к поворотной оси вдоль радиального направления относительно (радиально) внешней платформы соответствующего узла направляющих лопаток.

Аэродинамические профили (направляющие лопатки) содержат обтекаемый профиль. Горячий рабочий газ турбины набегает на переднюю кромку аэродинамического профиля и покидает аэродинамический профиль на задней кромке аэродинамического профиля. Горячий рабочий газ может представлять собой, например, газообразный продукт сгорания, выходящий из камер сгорания, в частности жаровых труб газотурбинного двигателя, расположенных последовательно вдоль окружного направления. Аэродинамические профили узла направляющих лопаток направляют рабочий газ в требуемом направлении потока.

Первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток расположены последовательно вдоль окружного направления. В одном примере осуществления первый узел направляющих лопаток разъемно соединен со вторым узлом направляющих лопаток. В дополнительном примере осуществления соответствующая платформа первого узла направляющих лопаток стыкуется с соответствующей платформой второго узла направляющих лопаток вдоль окружного направления.

Первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток могут разъемно устанавливаться на радиально внутреннем носителе лопаток или радиально внешнем носителе лопаток. В частности, первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток могут крепиться с помощью винтового соединения к соответствующим носителям лопаток. Таким образом, термин "разъемное соединение" может означать прямое или опосредованное соединение соответствующих узлов направляющих лопаток в отношении друг друга. Например, вдоль окружного направления первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток могут разъемно крепиться к соответствующему носителю лопаток, так что первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток могут устанавливаться на носителе лопаток весьма гибко и с возможностью взаимозамены.

Таким образом, в «горячих» областях вдоль окружного направления турбины на ступени направляющих лопаток турбины установлен первый узел направляющих лопаток, поскольку первый узел направляющих лопаток обладает более высокой теплостойкостью по сравнению со вторым узлом направляющих лопаток. Таким образом, более не требуется устанавливать вдоль всего окружного направления узла направляющих лопаток, обладающие наибольшей теплостойкостью. В областях с более низкой температурой вдоль окружного направления ступени лопаток турбины могут устанавливаться вторые узлы направляющих лопаток, обладающие меньшей теплостойкостью по сравнению с первым узлом направляющих лопаток.

Поскольку второй узел направляющих лопаток обладает меньшей теплостойкостью, чем первый узел направляющих лопаток, второй узел направляющих лопаток требует меньшей тепловой защиты, что приводит к более дешевой конструкции и менее затратной производственной технологии по сравнению с первыми узлами направляющих лопаток. Кроме того, потребление охлаждающей текучей среды второго узла направляющих лопаток также ниже, чем первого узла направляющих лопаток, так что путем создания определенного числа вторых узлов направляющих лопаток общее потребление охлаждающей текучей среды можно уменьшить.

Кроме того, имея иное количество первых аэродинамических профилей по отношению ко вторым аэродинамическим профилям, узел направляющих лопаток может быть более точно приспособлен к определенному распределению тепла ступени направляющих лопаток газотурбинного двигателя.

Теплостойкость соответствующих направляющих лопаток можно контролировать с помощью множества средств, описанных более подробно ниже. В частности, теплостойкость соответствующего узла направляющих лопаток может контролироваться, например, путем использования определенного материала, такого как керамический материал, композитный материал или металлический материал. Кроме того, соответствующую теплостойкость соответствующей направляющей лопатки можно регулировать путем нанесения, например, термостойкого покрытия и/или термобарьерного покрытия. Помимо этого, теплостойкость соответствующего узла направляющих лопаток можно контролировать путем применения системы каналов охлаждения для охлаждения соответствующего узла направляющих лопаток с помощью охлаждающей текучей среды.

Согласно дополнительному примеру осуществления настоящего изобретения первое число первых аэродинамических профилей меньше, чем второе число вторых аэродинамических профилей. В частности, согласно дополнительному примеру осуществления первое число первых аэродинамических профилей равно единице, а второе число вторых аэродинамических профилей равно двум или более.

Таким образом, первый узел направляющих лопаток, который имеет более высокую теплостойкость, чем второй узел направляющих лопаток, может быть выполнен меньшим по размеру и в виде меньших блоков. Меньшая деталь, а значит, соответственно, и меньший узел направляющих лопаток, обладает большей устойчивостью к напряжениям, обусловленным высокими температурами. Кроме того, благодаря меньшему размеру первого узла направляющих лопаток первый узел направляющих лопаток легче устанавливать в областях высоких температур.

Первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток можно также назвать лопаточным соплом, при этом в одном примере осуществления первый узел направляющих лопаток представляет собой однолопаточное сопло, содержащее один аэродинамический профиль, а второй узел направляющих лопаток представляет собой двухлопаточное сопло, содержащее два аэродинамических профиля.

Согласно дополнительному примеру осуществления на первый узел направляющих лопаток нанесено первое термостойкое покрытие. В дополнительном примере осуществления только на первый узел направляющих лопаток нанесено термостойкое покрытие. Таким образом, второй узел направляющих лопаток может не иметь никаких термостойких покрытий. Таким образом, в горячих областях турбины на ступени лопаток турбины могут применяться более дорогостоящие первые узлы направляющих лопаток, содержащие первые термостойкие покрытия, при этом в более холодных местах могут устанавливаться менее дорогостоящие вторые узлы направляющих лопаток, не содержащие термостойких покрытий либо содержащие только тонкое или менее дорогостоящее термостойкое покрытие второго узла направляющих лопаток.

В дополнительном примере осуществления на второй узел направляющих лопаток нанесено второе термостойкое покрытие. В частности, первое теплостойкое покрытие представляет собой покрытие, обладающее более высокой теплостойкостью, чем второе теплостойкое покрытие. Этот вопрос может быть отрегулирован путем выбора различных композиций и материалов для соответствующего теплостойкого покрытия или толщиной соответствующего первого теплостойкого покрытия относительно второго теплостойкого покрытия.

Таким образом, первая толщина первого термостойкого покрытия превышает вторую толщину второго термостойкого покрытия. Соответствующая первая толщина может измеряться в месте наибольшей толщины первого термостойкого покрытия на первом узле направляющих лопаток, а вторая толщина второго термостойкого покрытия может измеряться в месте наибольшей толщины второго термостойкого покрытия.

Таким образом, с помощью вышеописанных термостойких покрытий соответствующие теплостойкости соответствующих первого и второго узлов направляющих лопаток могут быть отрегулированы.

Термостойкое покрытие может представлять собой MCrAlY-композицию для нанесения покрытия, при этом "М" обозначает, в частности, никель (Ni), кобальт (Со) или их смесь. Покрытие MCrAlY может наноситься на поверхность соответствующих узлов направляющих лопаток с применением таких способов нанесения покрытия, как гальваническое осаждение, технологии термического напыления или электронно-лучевое осаждение паров (EBPVD). Кроме того, термостойкое покрытие может дополнительно содержать PtAl-покрытие, алюминидное антикоррозионное и антиокислительное покрытие, такое как пакетная цементация или алюминидное покрытие из паровой фазы (VPA), а также другие слои тепловых барьеров.

Согласно дополнительному примеру осуществления настоящего изобретения первый узел направляющих лопаток содержит первый канал охлаждения, через который может поступать охлаждающая текучая среда. В одном примере осуществления только первый канал охлаждения может содержать канал охлаждения, а второй узел направляющих лопаток не содержит каких-либо каналов охлаждения. В частности, первый канал охлаждения расположен внутри первых аэродинамических профилей первого узла направляющих лопаток и/или проходит вдоль соответствующей внутренней и/или внешней платформы первого узла направляющих лопаток. Охлаждающая текучая среда может представлять собой охлаждающий газ, например воздух, или охлаждающую жидкость, например воду или масло.

Соответствующий узел направляющих лопаток, содержащий сложный отрезок прохождения соответствующего канала охлаждения, является более сложным в изготовлении, чем соответствующий узел направляющих лопаток, который не содержит каких-либо каналов охлаждения или содержит более простую конструкцию каналов охлаждения по сравнению с первым каналом охлаждения. Таким образом, в горячих областях ступени направляющих лопаток могут устанавливаться более дорогостоящие первые узлы направляющих лопаток, содержащие первые каналы охлаждения, а в более холодных областях ступени направляющих лопаток могут устанавливаться менее дорогостоящие вторые узлы направляющих лопаток, которые могут не иметь никакого канала охлаждения.

В качестве альтернативы второй узел направляющих лопаток также содержит второй канал охлаждения, через который может поступать дополнительная охлаждающая текучая среда. В частности, второй канал охлаждения расположен внутри вторых аэродинамических профилей второго узла направляющих лопаток и/или проходит вдоль соответствующей внутренней и/или внешней платформы второго узла направляющих лопаток.

Дополнительная охлаждающая текучая среда может быть такой же охлаждающей текучей средой, как и охлаждающая текучая среда, поступающая через первый канал охлаждения. В качестве альтернативы дополнительная охлаждающая текучая среда отличается от охлаждающей текучей среды, поступающей через первый канал охлаждения. Таким образом, соответственно с первым каналом охлаждения и вторым каналом охлаждения могут использоваться и соединяться отдельные источники охлаждающей текучей среды.

Согласно дополнительному примеру осуществления первый канал охлаждения имеет больший диаметр потока (который также называют гидравлическим диаметром), чем второй канал охлаждения. Соответствующий диаметр потока первого канала охлаждения может измеряться в самой труднопроходимой и узкой секции первого канала охлаждения. Соответственно диаметр потока второго канала охлаждения может измеряться в самой труднопроходимой и узкой секции второго канала охлаждения.

Согласно дополнительному примеру осуществления первый канал охлаждения содержит первое отверстие для впрыска охлаждающей текучей среды в первый канал охлаждения и слива из него, а второй канал охлаждения содержит второе отверстие для впрыска охлаждающей текучей среды в первый канал охлаждения и слива из него. Первое отверстие больше, чем второе отверстие, так что массовый поток охлаждающей текучей среды, поступающий в первый канал охлаждения и вытекающий из него, больше поступающего во второй канал охлаждения и вытекающего из него. Первое отверстие и дополнительное отверстие могут соединяться с системой охлаждения текучей средой турбины. Следовательно, для первого узла направляющих лопаток может обеспечиваться более высокая теплостойкость, чем для второго узла направляющих лопаток.

Таким образом, массовый расход первой охлаждающей текучей среды через первый канал охлаждения превышает массовый расход дополнительной охлаждающей текучей среды через второй канал охлаждения. Следовательно, потребление охлаждающей текучей среды, поступающей через первый канал охлаждения, превышает потребление охлаждающей текучей среды, поступающей через второй канал охлаждения. Кроме того, эффективность охлаждения охлаждающей текучей среды, поступающей через первый канал охлаждения, выше эффективности охлаждения дополнительной охлаждающей текучей среды, поступающей через второй канал охлаждения. Таким образом, общее потребление охлаждающей текучей среды может быть отрегулировано и снижено, поскольку в самых горячих областях ступени направляющих лопаток, где установлен первый узел направляющих лопаток, обеспечивается более высокое потребление охлаждающей текучей среды и более высокая охлаждающая способность, а в более холодных областях ступени направляющих лопаток, где установлен второй узел направляющих лопаток, обеспечивается меньшее потребление охлаждающей текучей среды и более низкая эффективность охлаждения.

Согласно дополнительному примеру осуществления вдоль окружного направления установлено множество дополнительных первых узлов направляющих лопаток и/или множество дополнительных вторых узлов направляющих лопаток на ступени направляющих лопаток.

В частности, согласно дополнительному примеру осуществления способа предоставляются данные по распределению тепла горячего рабочего газа турбины вдоль окружного направления в процессе работы турбины. На основе предоставленных данных распределения тепла определяются первые температурные области и вторые температурные области в распределении тепла, при этом первые температурные области являются более горячими, чем вторые температурные области в процессе работы турбины. На основе найденных первых и вторых температурных областей располагают первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток, так что первый узел направляющих лопаток расположен в первой температурной области, а второй узел направляющих лопаток расположен во второй температурной области. Таким образом, конструкции расположения соответствующих первого и второго узлов направляющих лопаток вдоль окружного направления ступени лопаток турбины могут быть выполнены с возможностью точного соответствия определенному распределению тепла специального вида турбины на соответствующей ступени лопаток турбины. Таким образом, конструкция первого и второго узлов направляющих лопаток оптимизирована в отношении срока службы соответствующего узла направляющих лопаток и производственных расходов, связанных с узлом направляющих лопаток, поскольку более дорогостоящие и более сложные первые узлы направляющих лопаток устанавливаются только в самых горячих областях распределения тепла, при этом в более холодных областях устанавливаются менее дорогостоящие и менее сложные вторые узлы направляющих лопаток.

Подводя итог вышесказанному, с помощью настоящего изобретения решаются проблемы использования избыточного количества охлаждающего воздуха и себестоимости ступени направляющих лопаток путем применения узла узлов направляющих лопаток, содержащего первые узлы направляющих лопаток, например, с одним аэродинамическим профилем, имеющие повышенное охлаждение и более высокую теплостойкость для использования в областях с более высокой температурой, а также вторые узлы направляющих лопаток, содержащие, например, два аэродинамических профиля (двухлопаточные сопла) с пониженным охлаждением и меньшей общей стоимостью, предназначенные для использования в областях с более низкой температурой. Данное решение позволяет эффективно снизить потребление охлаждающего воздуха, а также снизить общие расходы на узел лопаток турбины.

Таким образом, согласно первому объекту настоящего изобретения создан газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания и узел направляющих лопаток, при этом горячий рабочий газ камеры сгорания набегает на переднюю кромку аэродинамического профиля узла направляющих лопаток, причем узел направляющих лопаток содержит:

первый узел направляющих лопаток, содержащий первую платформу и первое число первых аэродинамических профилей, при этом первое число первых аэродинамических профилей прикреплено к первой платформе, а также

второй узел направляющих лопаток, содержащий вторую платформу и второе число вторых аэродинамических профилей, причем второе число вторых аэродинамических профилей прикреплено ко второй платформе,

при этом первый узел направляющих лопаток и второй узел направляющих лопаток расположены вдоль окружного направления турбины,

причем первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей,

при этом первый узел направляющих лопаток выполнен с более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток,

причем на первый узел направляющих лопаток нанесено первое термобарьерное покрытие, а

на второй узел направляющих лопаток нанесено второе термобарьерное покрытие,

при этом первая толщина первого термобарьерного покрытия превышает вторую толщину второго термобарьерного покрытия;

причем узел направляющих лопаток дополнительно содержит:

дополнительный первый узел направляющих лопаток, содержащий дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей,

причем дополнительный первый узел направляющих лопаток расположен между первым узлом направляющих лопаток и вторым узлом направляющих лопаток вдоль окружного направления турбины,

при этом дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей,

причем дополнительный первый узел направляющих лопаток выполнен с первым термобарьерным покрытием.

Предпочтительно, первое число первых аэродинамических профилей меньше второго числа вторых аэродинамических профилей.

Предпочтительно, первое число первых аэродинамических профилей равно единице, а второе число вторых аэродинамических профилей равно двум или более.

Предпочтительно, первый узел направляющих лопаток содержит первый канал охлаждения для охлаждающей текучей среды.

Предпочтительно, второй узел направляющих лопаток содержит второй канал охлаждения для дополнительной охлаждающей текучей среды.

Предпочтительно, первый канал охлаждения имеет больший диаметр, чем второй канал охлаждения.

Предпочтительно, первый канал охлаждения содержит первое отверстие для впрыска охлаждающей текучей среды в первый канал охлаждения и слива из него, а второй канал охлаждения содержит второе отверстие для впрыска охлаждающей текучей среды во второй канал охлаждения и слива из него, при этом первое отверстие больше второго отверстия, так что массовый поток охлаждающей текучей среды, поступающий в первый канал охлаждения и вытекающий из него, больше поступающего во второй канал охлаждения и вытекающего из него.

Следует отметить, что варианты осуществления изобретения описаны со ссылкой на различные объекты изобретения. В частности, некоторые варианты осуществления описаны со ссылкой на пункты формулы изобретения, касающиеся устройства, в то время как другие варианты осуществления описаны со ссылкой на пункты формулы изобретения, касающиеся способа. Однако специалист в данной области техники поймет из вышеприведенного и нижеследующего описания, что, если не указано иное, в дополнение к любому сочетанию признаков, принадлежащих к одному типу объекта изобретения, любое сочетание признаков, относящихся к другим объектам изобретения, в частности между признаками пунктов формулы изобретения, касающихся устройства, и признаками пунктов формулы изобретения, касающихся способа, считается раскрытым в данной заявке.

Аспекты, представленные выше, и дополнительные аспекты настоящего изобретения очевидны из примеров вариантов осуществления, которые будут описаны ниже и пояснены со ссылкой на примеры вариантов осуществления. Изобретение будет подробнее описано ниже со ссылкой на примеры вариантов осуществления, которыми, однако, изобретение не ограничивается, а также со ссылкой на чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид узла направляющих лопаток согласно одному примеру осуществления настоящего изобретения; и

Фиг. 2 - вид в перспективе примера осуществления узла направляющих лопаток, представленного на Фиг. 1, согласно одному примеру осуществления настоящего изобретения.

Представленные чертежи схематичны. Следует отметить, что на различных чертежах схожие или идентичные элементы имеют одинаковые ссылочные позиции.

На Фиг. 1 показан узел 100 направляющих лопаток для газотурбинного двигателя. Узел 100 направляющих лопаток содержит первый узел 110 направляющих лопаток, содержащий первое число первых аэродинамических профилей 111, а также второй узел 120 направляющих лопаток, содержащий второе число вторых аэродинамических профилей 121. Первый узел 110 направляющих лопаток и второй узел 120 направляющих лопаток расположены последовательно, например разъемно соединены между собой, вдоль окружного направления 102 турбины. Первое число первых аэродинамических профилей 111 отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей 121. Первый узел 110 направляющих лопаток выполнен так, чтобы обладать более высокой теплостойкостью, чем второй узел 120 направляющих лопаток.

В примере осуществления, показанном на Фиг. 1, первый узел 110 направляющих лопаток содержит один аэродинамический профиль 111 (направляющую лопатку) и представляет собой так называемое однолопаточное сопло. Второй узел 120 направляющих лопаток в примере осуществления, показанном на Фиг. 1, содержит два вторых аэродинамических профиля 121 (направляющие лопатки) и представляет собой так называемое двухлопаточное сопло.

Как показано на Фиг. 1, турбина содержит поворотную ось 101. Направление вокруг поворотной оси 101 именуется окружным направлением 102. Вдоль окружного направления 102 в процессе работы турбины существуют различные температурные области Т1, Т2. Первая температурная область Т1, например, является более горячей, чем вторая температурная область Т2. Неодинаковые температурные области T1, Т2 образуют распределение тепла вдоль окружного направления 102. Это варьируемое распределение тепла вызвано расположением нескольких камер сгорания, т.е. жаровых труб, вдоль окружного направления 102 турбины.

Как можно понять из Фиг. 1, в более жаркой первой температурной области T1 расположен первый узел 110 направляющих лопаток и, в зависимости от окружного размера первой температурной области Т1, множество дополнительных первых узлов 110' направляющих лопаток. Во вторых температурных областях Т2 расположены вторые узлы 120 направляющих лопаток и дополнительные вторые узлы 120' направляющих лопаток.

Первый узел 110 направляющих лопаток содержит первый экран с первой платформой 112. Первая платформа 112, показанная на Фиг. 1, представляет собой радиально внутреннюю платформу. На Фиг. 1 показан радиально внутренний носитель 130 лопаток. Первый узел 110 направляющих лопаток установлен с помощью своей первой внутренней платформы 112, например разъемно, на внутреннем носителе 130 лопаток. Аэродинамический профиль 111 установлен на радиально внешней поверхности первой радиально внутренней платформы 112 первого узла 110 направляющих лопаток и продолжается вдоль радиально внешнего направления.

Первый узел 111 направляющих лопаток может дополнительно содержать первый канал 113 охлаждения, который проходит вдоль первой платформы 112 сквозь аэродинамический профиль 111.

Соответственно, второй узел 120 направляющих лопаток содержит второй внутренний экран со второй внутренней платформой 122. В отличие от первой внутренней платформы 112 первого узла 110 направляющих лопаток, на одной общей второй внутренней платформе 122 установлены два или большее число вторых аэродинамических профилей 121. Второй узел 120 направляющих лопаток может содержать второй канал 123 охлаждения, который может проходить вдоль соответствующих вторых аэродинамических профилей 121 и вдоль второй внутренней платформы 122.

Первые узлы 110, 110' направляющих лопаток имеют более высокую теплостойкость, чем вторые узлы 120, 120' направляющих лопаток. Более высокая теплостойкость первых узлов 110, 110' направляющих лопаток может быть отрегулирована путем использования большего количества охлаждающей текучей среды или путем использования соответствующих композиций материалов либо термостойких покрытий.

Конструкция и шаблон расположения первых узлов 110, 110' направляющих лопаток и вторых узлов 120, 120' направляющих лопаток вдоль окружного направления 102 могут определяться на основе окружного положения более горячих первых температурных областей Т1 и более холодных вторых температурных областей Т2. Распределение тепла первых температурных областей Т1 и вторых температурных областей Т2 вдоль окружного направления 102 можно определить на основе данных по распределению тепла соответствующей турбины в процессе работы. Эти данные могут быть получены путем имитационного моделирования, с помощью компьютерной модели и/или экспериментальных испытаний.

На Фиг. 2 показан пример осуществления настоящего изобретения, представленного на Фиг. 1. Кроме того, на Фиг. 2 показан радиально внешний носитель 200 лопаток. Как можно понять из Фиг. 2, первые узлы 110, 110' направляющих лопаток и вторые узлы 120, 120' направляющих лопаток установлены и разъемно соединены своими соответствующими платформами 112, 122 на внутреннем носителе 130 лопаток и внешнем носителе 200 лопаток. Таким образом, вдоль окружного направления 102 расположен ряд первых и вторых узлов 110, 110', 120, 120' направляющих лопаток, зависящий от распределения тепла ступени направляющих лопаток турбины. На Фиг. 1 и на Фиг. 2 показаны окружные секции ступени направляющих лопаток турбины. Однако ступень направляющих лопаток образует в общем замкнутую по окружности кольцеобразную ступень. Соответствующие носители 130, 200 лопаток могут иметь профиль полуокружности или профиль полной окружности.

В особенности предпочтительно, чтобы первый узел 110 направляющих лопаток имел единственный аэродинамический профиль 111 (направляющую лопатку), т.е. был реализован в виде однолопаточного сопла. Это позволяет легко наносить покрытие со всех сторон, в частности путем напыления, что может оказаться не столь простым для двухлопаточного сопла или сопла с еще большим числом лопаток. Помимо этого, однолопаточное сопло может иметь меньшую окружную длину, чем двухлопаточное сопло или сопло с еще большим числом лопаток. Это приводит к меньшим напряжениям по сравнению с соплом, имеющим окружную длину большего размера.

Согласно вышесказанному, ориентация и размер лопаток могут быть идентичными для всех сопел, вне зависимости от того, созданы ли они посредством однолопаточного сопла или сопла с множеством лопаток. В качестве альтернативы, поскольку однолопаточное сопло может быть создано в секциях с более высокой температурой, а также возможно с иным расходом текучей среды и иной ориентацией потока текучей среды, существует также возможность придания ориентации лопатке однолопаточного сопла, отличной от ориентации лопаток других сопел. Кроме того, используя однолопаточное сопло, можно регулировать расстояние между двумя лопатками, в отличие от сопла, имеющего множество лопаток.

Следует отметить, что термин "содержащий" не исключает наличия других элементов или этапов, а единственное число не исключает множества. Кроме того, элементы, описанные в связи с различными вариантами осуществления, могут быть объединены. Следует также отметить, что ссылочные позиции в формуле изобретения не следует рассматривать как ограничивающие объем притязаний формулы изобретения.

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания и узел направляющих лопаток. Узел направляющих лопаток содержит первый и второй узлы направляющих лопаток, расположенные вдоль окружного направления турбины, а также дополнительный первый узел направляющих лопаток. Первый узел направляющих лопаток, содержащий первую платформу и первое число первых аэродинамических профилей, прикрепленных к первой платформе. Второй узел направляющих лопаток, содержащий вторую платформу и второе число вторых аэродинамических профилей, прикрепленных ко второй платформе. Первое число первых аэродинамических профилей отличается от второго, причем первый узел направляющих лопаток выполнен с более высокой теплостойкостью, чем второй узел направляющих лопаток. На первый узел направляющих лопаток нанесено первое термобарьерное покрытие, а на второй - второе термобарьерное покрытие, причем первая толщина первого термобарьерного покрытия превышает вторую толщину второго. Дополнительный первый узел направляющих лопаток содержит дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей, расположен между первым узлом направляющих лопаток и вторым узлом направляющих лопаток и выполнен с первым термобарьерным покрытием. Дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей. Предложенное изобретение позволяет упростить изготовление узла направляющих лопаток турбины газотурбинного двигателя при сохранении его срока службы. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания и узел (100) направляющих лопаток, при этом горячий рабочий газ камеры сгорания набегает на переднюю кромку аэродинамического профиля узла (100) направляющих лопаток, причем узел (100) направляющих лопаток содержит:

первый узел (110) направляющих лопаток, содержащий первую платформу (112) и первое число первых аэродинамических профилей (111), при этом первое число первых аэродинамических профилей (111) прикреплено к первой платформе (112), а также

второй узел (120) направляющих лопаток, содержащий вторую платформу (122) и второе число вторых аэродинамических профилей (121), причем второе число вторых аэродинамических профилей (121) прикреплено ко второй платформе (122),

при этом первый узел (110) направляющих лопаток и второй узел (120) направляющих лопаток расположены вдоль окружного направления (102) турбины,

причем первое число первых аэродинамических профилей (111) отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей (121),

при этом первый узел (110) направляющих лопаток выполнен с более высокой теплостойкостью, чем второй узел (120) направляющих лопаток,

причем на первый узел (110) направляющих лопаток нанесено первое термобарьерное покрытие, а

на второй узел (120) направляющих лопаток нанесено второе термобарьерное покрытие,

при этом первая толщина первого термобарьерного покрытия превышает вторую толщину второго термобарьерного покрытия;

причем узел (100) направляющих лопаток дополнительно содержит:

дополнительный первый узел (110) направляющих лопаток, содержащий дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей (111'),

причем дополнительный первый узел (110') направляющих лопаток расположен между первым узлом (110') направляющих лопаток и вторым узлом (120) направляющих лопаток вдоль окружного направления (102) турбины,

при этом дополнительное первое число дополнительных первых аэродинамических профилей (111') отличается от второго числа вторых аэродинамических профилей (121),

причем дополнительный первый узел (110') направляющих лопаток выполнен с первым термобарьерным покрытием.

2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором первое число первых аэродинамических профилей (111) меньше второго числа вторых аэродинамических профилей (121).

3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором первое число первых аэродинамических профилей (111) равно единице, а второе число вторых аэродинамических профилей (121) равно двум или более.

4. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 1-3, в котором первый узел (110) направляющих лопаток содержит первый канал (113) охлаждения для охлаждающей текучей среды.

5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором второй узел (120) направляющих лопаток содержит второй канал (123) охлаждения для дополнительной охлаждающей текучей среды.

6. Газотурбинный двигатель по п. 5, в котором первый канал (113) охлаждения имеет больший диаметр, чем второй канал (123) охлаждения.

7. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором первый канал (113) охлаждения содержит первое отверстие для впрыска охлаждающей текучей среды в первый канал (113) охлаждения и слива из него, а второй канал (123) охлаждения содержит второе отверстие для впрыска охлаждающей текучей среды во второй канал (123) охлаждения и слива из него,

при этом первое отверстие больше второго отверстия, так что массовый поток охлаждающей текучей среды, поступающий в первый канал (113) охлаждения и вытекающий из него, больше поступающего во второй канал (123) охлаждения и вытекающего из него.