УЛУЧШЕННАЯ СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ЛОПАСТЕЙ ТУРБИНЫ Российский патент 2022 года по МПК F01D5/18 

Настоящее изобретение в целом относится к газотурбинным двигателям. Более конкретно, данная заявка относится к лопасти турбины с улучшенными возможностями охлаждения.

Лопасти турбины с внутренним охлаждением могут содержать проходы и лопатки (воздухоотражатели) внутри лопасти. Эти полые лопасти могут быть литыми. В литых полых лопастях газотурбинного двигателя, имеющих внутренние проходы охлаждения, обожженный керамический стержень расположен в керамической оболочковой форме для точного литья для формирования внутренних проходов охлаждения в литом аэродинамическом профиле. Обожженный керамический стержень, используемый в точном литье полых аэродинамических профилей, обычно имеет область в форме аэродинамического профиля с областью тонкой поперечной передней кромки и областью задней кромки. Между областями передней и задней кромок стержень может содержать удлиненные отверстия и отверстия другой формы, чтобы формировать множество внутренних стенок, опор, турбулизаторов, ребер и аналогичных элементов, разделяющих проходы охлаждения в литом аэродинамическом профиле и/или находящихся в них.

Настоящее изобретение относится к решению одной или более проблем, выявленных авторами изобретения.

Краткое описание фигур

Детали вариантов осуществления настоящего изобретения, как в отношении их конструкции, так и работы, могут быть частично подобраны в результате изучения прилагаемых графических материалов, в которых одинаковые ссылочные позиции относятся к одинаковым частям и на которых:

на фиг. 1 представлена схематическая иллюстрация иллюстративного газотурбинного двигателя;

на фиг. 2 представлена осевая проекция иллюстративного ротора турбины в сборе;

на фиг. 3 представлен изометрический вид одной лопасти турбины, изображенной на фиг. 2;

на фиг. 4 представлен вид сбоку в сечении лопасти турбины, изображенной на фиг. 3;

на фиг. 5 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 5-5, изображенной на фиг. 4;

на фиг. 6 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 6-6, изображенной на фиг. 4;

на фиг. 7 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 7-7, изображенной на фиг. 4;

на фиг. 8 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 8-8, изображенной на фиг. 4;

на фиг. 9 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3;

на фиг. 10 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3;

на фиг. 11 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3;

на фиг. 12 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3; и

на фиг. 13 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3.

Подробное описание

Подробное описание, изложенное ниже в сочетании с прилагаемыми графическими материалами, предназначено в качестве описания различных вариантов осуществления и не предназначено для представления исключительных вариантов осуществления, в которых настоящее изобретение может быть реализовано на практике. Подробное описание включает конкретные детали с целью обеспечения полного понимания вариантов осуществления. Тем не менее, специалистам в данной области техники будет понятно настоящее изобретение без этих конкретных деталей. В некоторых случаях хорошо известные элементы и компоненты показаны в упрощенной форме для краткости описания.

На фиг. 1 представлена схематическая иллюстрация иллюстративного газотурбинного двигателя. Некоторые поверхности были опущены или преувеличены (на этой и на других фигурах) для ясности и простоты объяснения. Также настоящее изобретение может ссылаться на переднее и заднее направление. В целом все ссылки на «передний» и «задний» связаны с направлением потока первичного воздуха (т. е. воздуха, используемого в процессе сгорания), если не указано иное. Например, передний является «расположенным выше по потоку» по отношению к потоку первичного воздуха, и задний является «расположенным ниже по потоку» по отношению к потоку первичного воздуха.

В дополнение, описание может в целом ссылаться на центральную ось 95 вращения газотурбинного двигателя, которая может в целом быть определена продольной осью его вала 120 (удерживаемого несколькими подшипниками 150 в сборе). Центральная ось 95 может быть общей или совместной с различными другими концентричными компонентами двигателя. Все ссылки на радиальное, осевое и окружное направления и измерения относятся к центральной оси 95, если не указано иное, и такие термины, как «внутренний» и «наружный», в целом указывают на меньшую или большую удаленность в радиальном направлении, при этом радиус 96 может проходить в любом направлении, перпендикулярном центральной оси 95 и отходящем наружу от нее.

В отношении конструкции газотурбинный двигатель 100 содержит впускное отверстие 110, турбокомпрессор или «компрессор» 200, отсек 300 сгорания, турбину 400, выпуск 500 для отработавших газов и муфту 600 для передачи выходной мощности. Компрессор 200 содержит один или более роторов компрессора в сборе 220. Отсек 300 сгорания содержит один или более инжекторов 350 и содержит одну или более камер 390 сгорания. Турбина 400 содержит один или более роторов турбины в сборе 420. Выпуск 500 для отработавших газов содержит диффузор 520 отработавших газов и коллектор 550 отработавших газов.

Как проиллюстрировано, как ротор компрессора в сборе 220, так и ротор турбины в сборе 420 представляют собой роторы осевого потока в сборе, при этом каждый ротор в сборе содержит диск ротора, который заполнен по окружности множеством аэродинамических профилей («лопастями ротора»). При установке лопасти ротора, связанные с одним диском ротора, аксиально отделены от лопастей ротора, связанных со смежным диском, посредством неподвижных лопаток («лопаток статора» или «статоров») 250, 450, распределенных по окружности в кольцевом корпусе.

Функционально газ (как правило, воздух 10) поступает во впускное отверстие 110 как «рабочее вещество» и сжимается компрессором 200. В компрессоре 200 рабочее вещество сжимается по кольцевому пути 115 для потока посредством ряда роторов компрессора в сборе 220. В частности, воздух 10 сжимается в пронумерованных «ступенях», при этом ступени связаны с каждым ротором компрессора в сборе 220. Например, «воздух 4-й ступени» может быть связан с 4-м ротором компрессора в сборе 220 в расположенном ниже по потоку или «заднем» направлении, проходящем от впускного отверстия 110 к выпуску 500 для отработавших газов. Подобным образом, каждый ротор турбины в сборе 420 может быть связан с пронумерованной ступенью. Например, ротор турбины в сборе 421 первой ступени является самым передним из роторов турбины в сборе 420. Однако также могут быть использованы другие обозначения в виде нумерации/наименования.

После сжатия воздух 10 покидает компрессор 200, он поступает в отсек 300 сгорания, где распыляется и добавляется топливо 20. Воздух 10 и 20 топливо впрыскиваются в камеру 390 сгорания через инжектор 350 и сжигаются. После реакции сгорания энергия затем извлекается из сгоревшей топливно-воздушной смеси через турбину 400 посредством каждой ступени ряда роторов турбины в сборе 420. Отработавший газ 90 затем может быть распылен в диффузоре 520 отработавших газов и собран, перенаправлен, а также может выходить из системы через коллектор 550 отработавших газов. Отработавший газ 90 также может быть дополнительно обработан (например, чтобы снизить выбросы вредных веществ и/или чтобы рекуперировать тепло от отработавших газов 90).

Один или более из вышеуказанных компонентов (или их составляющих) может быть выполнен из нержавеющей стали и/или долговечных высокотемпературных материалов, известных как «суперсплавы». Суперсплав или сплав с высокими прочностными характеристиками представляет собой сплав, который характеризуется очень высокой механической прочностью и сопротивлением ползучести при высоких температурах, надлежащей стабильностью поверхности и стойкостью к коррозии и окислению. Суперсплавы могут включать такие материалы, как HASTELLOY, INCONEL, WASPALOY, сплавы RENE, сплавы HAYNES, INCOLOY, MP98T, сплавы TMS и монокристаллические сплавы CMSX.

На фиг. 2 представлена осевая проекция иллюстративного ротора турбины в сборе. В частности, ротор турбины в сборе 421 первой ступени, схематически проиллюстрированный на фиг. 1, представлен в данном случае более подробно, но изолированно от остальной части газотурбинного двигателя 100. Ротор турбины в сборе 421 первой ступени содержит диск 430 ротора турбины, который заполнен по окружности множеством лопастей турбины, выполненных с возможностью приема охлаждающего воздуха («охлаждаемые лопасти 440 турбины»), и множеством амортизаторов 426. В данном случае, в целях иллюстрации, показан диск 430 ротора турбины, лишенный всех, кроме трех охлаждаемых лопастей 440 турбины и трех амортизаторов 426.

Каждая охлаждаемая лопасть 440 турбины может содержать основание 442, содержащее платформу 443 и хвост 480 лопасти. Например, хвост 480 лопасти может включать «елочный», «сферический» хвосты или хвост в виде «хвоста ласточки», помимо прочего. Соответственно, диск 430 ротора турбины может содержать множество распределенных по окружности пазов или канавок 432 для прикрепления лопасти, выполненных с возможностью приема и удержания каждой охлаждаемой лопасти 440 турбины. В частности, канавки 432 для прикрепления лопасти могут быть выполнены с возможностью состыковки с хвостом 480 лопасти, при этом оба вида элементов обладают эквивалентной относительно друг друга формой. В дополнение, канавки 432 для прикрепления лопасти могут зацепляться с возможностью скольжения с канавками 432 для прикрепления лопасти, например, в направлении вперед-назад.

Находясь вблизи отсека 300 сгорания (фиг. 1), ротор турбины в сборе 421 первой ступени может предусматривать активное охлаждение. В частности, сжатый охлаждающий воздух может подаваться изнутри в каждую охлаждаемую лопасть 440 турбины, а также в предварительно определенные части диска 430 ротора турбины. Например, в данном случае диск 430 ротора турбины входит в зацепление с охлаждаемой лопастью 440 турбины таким образом, что образуется полость 433 для охлаждающего воздуха между канавками 432 для прикрепления лопасти и хвостом 480 лопасти. В других вариантах осуществления другие ступени турбины также могут предусматривать активное охлаждение.

Когда пара охлаждаемых лопастей 440 турбины установлена в смежных канавках 432 для прикрепления лопасти диска 430 ротора турбины, полость под платформой может быть образована над окружной наружной кромкой диска 430 ротора турбины между комелями смежных хвостов 480 лопасти и ниже их смежных платформ 443 соответственно. Таким образом, каждый амортизатор 426 может быть выполнен так, чтобы соответствовать этой полости под платформой. Альтернативно, когда платформы находятся заподлицо с окружной наружной кромкой диска 430 ротора турбины, и/или полость под платформой достаточно мала, амортизатор 426 может быть полностью исключен.

В данном случае, как проиллюстрировано, каждый амортизатор 426 может быть выполнен с возможностью ограничения принимаемого охлаждающего воздуха таким образом, чтобы внутри полости под платформой могло создаваться положительное давление для исключения попадания горячих газов из турбины. Дополнительно амортизатор 426 может быть дополнительно выполнен с возможностью регулирования потока охлаждающего воздуха, проходящего к компонентам, расположенным ниже по потоку относительно ротора турбины в сборе 421 первой ступени. Например, амортизатор 426 может содержать одно или более отверстий задней пластины на своей задней поверхности. Определенные признаки иллюстрации могут быть упрощены и/или отличаются от заводской части для ясности.

Каждый амортизатор 426 может быть выполнен с возможностью сборки с диском 430 ротора турбины во время сборки ротора турбины в сборе 421 первой ступени, например, посредством прессовой посадки. В дополнение, амортизатор 426 может образовывать по меньшей мере частичное уплотнение со смежными охлаждаемыми лопастями 440 турбины. Кроме того, одна или более осевых поверхностей амортизатора 426 могут иметь размеры, обеспечивающие достаточный зазор, позволяющий каждой охлаждаемой лопасти 440 турбины проскальзывать в канавки 432 для прикрепления лопасти мимо амортизатора 426 без помех после установки амортизатора 426.

На фиг. 3 представлен вид в перспективе лопасти турбины, изображенной на фиг. 2. Как описано выше, охлаждаемая лопасть 440 турбины может содержать основание 442, имеющее платформу 443 и хвост 480 лопасти. Каждая охлаждаемая лопасть 440 турбины может дополнительно содержать аэродинамический профиль 441, проходящий в радиальном направлении наружу от платформы 443. Аэродинамический профиль 441 может иметь сложную геометрическую форму, которая изменяется в радиальном направлении. Например, поперечное сечение аэродинамического профиля 441 может удлиняться, утолщаться, скручиваться и/или изменять форму, когда оно приближается в радиальном направлении к платформе 443 внутрь от краевого конца 445. Общая форма аэродинамического профиля 441 может также варьироваться от применения к применению.

Охлаждаемая лопасть 440 турбины в целом описана в данном документе со ссылкой на ее установку и эксплуатацию. В частности, охлаждаемая лопасть 440 турбины описана со ссылкой как на радиальную линию 96 центральной оси 95 (фиг. 1), так и на аэродинамические элементы аэродинамического профиля 441. Аэродинамические элементы аэродинамического профиля 441 включают переднюю кромку 446, заднюю кромку 447, сторону 448 нагнетания, сторону 449 подъема и их среднюю линию 474 профиля. Средняя линия 474 профиля в целом определяется как линия, проходящая вдоль центра аэродинамического профиля от передней кромки 446 к задней кромке 447. Ее можно рассматривать как среднюю стороны 448 нагнетания и стороны 449 подъема формы аэродинамического профиля. Как описано выше, аэродинамический профиль 441 также проходит в радиальном направлении между платформой 443 и краевым концом 445. Соответственно, средняя линия 474 профиля в данном случае включает всю полосу профиля, продолжающуюся от платформы 443 до краевого конца 445.

Таким образом, при описании охлаждаемой лопасти 440 турбины как единого целого направление внутрь в целом направлено в радиальном направлении внутрь к центральной оси 95 (фиг. 1), при этом связанный с ней конец называется «концом хвоста» 444. Подобным образом, направление наружу в целом направлено в радиальном направлении наружу от центральной оси 95 (фиг. 1), при этом связанный с ней конец называется «краевым концом» 445. При описании платформы 443 передняя кромка 484 и задняя кромка 485 платформы 443 связаны с передним и задним осевыми направлениями центральной оси 95 (фиг. 1), как описано выше.

В дополнение, при описании аэродинамического профиля 441 направления вперед и назад в целом измеряют между его передней кромкой 446 (вперед) и его задней кромкой 447 (назад) вдоль средней линии 474 профиля (условно рассматривая среднюю линию 474 профиля как линейную). При описании признаков потока аэродинамического профиля 441 направления внутрь и наружу в целом измеряют в радиальном направлении относительно центральной оси 95 (фиг. 1). Однако при описании термодинамических признаков аэродинамического профиля 441 (в частности тех, которые связаны с внутренним лонжероном 462 (фиг. 4)) направления внутрь и наружу в целом измеряют в плоскости, перпендикулярной радиальной линии 96 центральной оси 95 (фиг. 1), при этом направление внутрь проходит к средней линии 474 профиля, а направление наружу проходит к «обшивке» 460 аэродинамического профиля 441.

Наконец, для наглядности в данном документе могут время от времени использоваться определенные традиционные термины аэродинамики, но без ограничения. Например, хотя будет обсуждаться, что аэродинамический профиль 441 (вместе со всей охлаждаемой лопастью 440 турбины) может быть выполнен в виде единой отлитой части, наружная поверхность аэродинамического профиля 441 (вместе с его толщиной) описывается в данном документе как «обшивка» 460 аэродинамического профиля 441.

На фиг. 4 представлен вид сбоку в сечении лопасти турбины, изображенной на фиг. 3. В частности, охлаждаемая лопасть 440 турбины, изображенная на фиг. 3, показана в данном случае с обшивкой 460, удаленной со стороны 448 нагнетания аэродинамического профиля 441, что открывает его внутреннюю конструкцию и пути охлаждения. Аэродинамический профиль 441 может содержать составной путь для потока, состоящий из нескольких разветвлений и охлаждающих элементов. Подобным образом, секция основания 442 была удалена для открытия частей прохода 482 для охлаждающего воздуха, внутреннего по отношению к основанию 442. Проход 482 для охлаждающего воздуха может иметь один или более каналов 483, проходящих от хвоста 480 лопасти к краевому концу 445, как описано ниже.

Охлаждаемая лопасть 440 турбины может содержать аэродинамический профиль 441 и основание 442. Основание 442 может содержать платформу 443, хвост 480 лопасти и одно или более впускных отверстий 481 для охлаждающего воздуха. Аэродинамический профиль 441 состыковывается с основанием 442 и может содержать обшивку 460, краевую стенку 461 и выпускное отверстие 471 для охлаждающего воздуха.

Сжатый вторичный воздух может быть направлен в одно или более впускных отверстий 481 для охлаждающего воздуха в основании 442 охлаждаемой лопасти 440 турбины в качестве охлаждающего воздуха 15. Один или более впускных отверстий 481 для охлаждающего воздуха могут находиться в любом удобном месте. Например, в данном случае впускное отверстие 481 для охлаждающего воздуха расположено в хвосте 480 лопасти. Альтернативно охлаждающий воздух 15 может быть принят в области ковеля в радиальном направлении наружу от хвоста 480 лопасти, но в радиальном направлении внутрь от платформы 443.

Внутри основания 442 охлаждаемая лопасть 440 турбины содержит проход 482 для охлаждающего воздуха, который выполнен с возможностью направления охлаждающего воздуха 15 из одного или более впускных отверстий 481 для охлаждающего воздуха через основание и в аэродинамический профиль 441 посредством каналов 483. Проход 482 для охлаждающего воздуха может быть выполнен с возможностью перемещения охлаждающего воздуха 15 в трех измерениях (например, не только в плоскости фигуры) по мере его радиального перемещения вверх (например, в целом вдоль радиальной линии 96 центральной оси 95 (фиг. 1)) в направлении аэродинамического профиля 441 и вдоль многоизгибного пути 470 теплообмена. Например, охлаждающий воздух 15 может перемещаться в радиальном направлении и внутри аэродинамического профиля 441. Кроме того, внутренний лонжерон 462 эффективно разделяет охлаждающий воздух 15 между стороной 448 нагнетания и стороной 449 подъема. Многоизгибный путь 470 теплообмена изображен сплошной линией, проведенной в виде волнистого пути через аэродинамический профиль 441, выходящего через краевую систему 650 охлаждения флагообразной формы (фиг. 13) и оканчивающегося стрелкой. Более того, проход 482 для охлаждающего воздуха может быть предназначен для приема охлаждающего воздуха 15 от в целом прямолинейного впускного отверстия 481 для охлаждающего воздуха и для плавной «придачи ему формы», соответствующей кривизне и форме аэродинамического профиля 441. В дополнение, проход 482 для охлаждающего воздуха может быть подразделен на несколько подпроходов или каналов 483, которые направляют охлаждающий воздух в один или более путей через аэродинамический профиль 441.

В обшивке 460 аэродинамического профиля 441 видны несколько внутренних элементов. В частности, аэродинамический профиль 441 может содержать краевую стенку 461, внутренний лонжерон 462, камеру 463 передней кромки, одну или более лопаток 465 для поворота, один или более воздухоотражателей 466 и множество охлаждающих пластин 467 внутреннего лонжерона. В дополнение, аэродинамический профиль 441 может содержать перфорированное ребро 468 задней кромки, позволяющее потоку охлаждающего воздуха 15 выходить из задней кромки 447. Вместе с обшивкой 460 эти элементы могут образовывать многоизгибный путь 470 теплообмена внутри аэродинамического профиля 441.

Внутренние элементы, образующие многоизгибный путь 470 теплообмена, могут образовывать несколько отдельных подпроходов или «секций». Например, хотя многоизгибный путь 470 теплообмена показан посредством репрезентативного пути для охлаждающего воздуха 15, являются возможными несколько путей, как описано более подробно в следующих разделах.

Что касается элементов аэродинамических профилей, краевая стенка 461 проходит поперек аэродинамического профиля 441 и может быть выполнена с возможностью перенаправления охлаждающего воздуха 15, исключая выход через краевой конец 445. В варианте осуществления краевой конец 445 может быть образован в виде общего элемента, такого как стык стороны 448 нагнетания и стороны 449 подъема аэродинамического профиля 441. Краевая стенка 461 может быть углублена внутрь таким образом, что она не находится на одном уровне с краем аэродинамического профиля 441. Краевая стенка 461 может содержать одну или более перфораций (не показаны) так, чтобы небольшое количество охлаждающего воздуха 15 могло отводиться для пленочного охлаждения краевого конца 445.

Внутренний лонжерон 462 может проходить от основания 442 в радиальном направлении наружу к краевой стенке 461 между стороной 448 нагнетания (фиг. 3) и стороной 449 подъема (фиг. 3) обшивки 460. В дополнение, внутренний лонжерон 462 может проходить между передней кромкой 446 и задней кромкой 447, параллельно и в целом следуя средней линии 474 профиля (фиг. 3) аэродинамического профиля 441, а также заканчиваясь задней 476 кромкой внутреннего лонжерона. Соответственно, внутренний лонжерон 462 может быть выполнен с возможностью раздвоения части или всего аэродинамического профиля 441 в целом вдоль его средней линии 474 профиля (фиг. 3) и между стороной 448 нагнетания и стороной 449 подъема. Также внутренний лонжерон 462 может быть сплошным (неперфорированным) или по существу сплошным (с некоторыми перфорациями), так что охлаждающий воздух 15 не может пройти.

Согласно варианту осуществления внутренний лонжерон 462 может проходить меньше, чем на всю длину средней линии 474 профиля. В частности, внутренний лонжерон 462 может проходить менее девяноста процентов от средней линии 474 профиля и может полностью исключать камеру 463 передней кромки. Например, внутренний лонжерон 462 может проходить от кромки камеры 463 передней кромки вблизи задней кромки 447, ниже по потоку относительно множества охлаждающих пластин 469 задней кромки. В дополнение, внутренний лонжерон 462 может иметь длину в диапазоне от семидесяти до восьмидесяти процентов или приблизительно три четверти от длины средней линии 474 профиля и вдоль нее. В некоторых вариантах осуществления внутренний лонжерон 462 может иметь длину в диапазоне от пятидесяти до шестидесяти процентов или приблизительно три четверти от длины средней линии 474 профиля и вдоль нее.

Согласно варианту осуществления аэродинамический профиль 441 может содержать ребро 472 передней кромки. Ребро 472 передней кромки может проходить в радиальном направлении от области, расположенной вблизи основания 442, к краевому концу 445, заканчиваясь до достижения краевой стенки 461. В дополнение, ребро 472 передней кромки может проходить непосредственно со стороны 448 нагнетания (фиг. 3) обшивки 460 к стороне 449 подъема (фиг. 3) обшивки 460. При выполнении этого ребро 472 передней кромки может образовывать камеру 463 передней кромки в сочетании с обшивкой 460 на передней кромке 446 аэродинамического профиля 441. Дополнительно по меньшей мере часть охлаждающего воздуха 15, покидающего камеру 463 передней кромки, может быть перенаправлена к задней кромке 447 посредством краевой стенки 461 и другого охлаждающего воздуха 15 внутри аэродинамического профиля 441. Соответственно, камера 463 передней кромки может образовывать часть многоизгибного пути 470 теплообмена.

Внутри аэродинамического профиля 441 множество охлаждающих пластин 467 внутреннего лонжерона могут проходить наружу от внутреннего лонжерона 462 к обшивке 460 на любой из стороны 448 нагнетания (фиг. 3) или стороны 449 подъема (фиг. 3). И наоборот, множество охлаждающих пластин 469 задней кромки могут проходить от стороны 448 нагнетания (фиг. 3) обшивки 460 непосредственно к стороне 449 подъема (фиг. 3) обшивки 460. Соответственно, множество охлаждающих пластин 467 внутреннего лонжерона расположены спереди от множества охлаждающих пластин 469 задней кромки, как измерено вдоль средней линии 474 профиля (фиг. 3) аэродинамического профиля 441.

Как охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона, так и охлаждающие пластины 469 задней кромки могут быть распределены в большом количестве по одноизгибному пути 470 теплообмена. В частности, охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона и охлаждающие пластины 469 задней кромки могут быть распределены по аэродинамическому профилю 441 так, чтобы термически взаимодействовать с охлаждающим воздухом 15 для увеличенного охлаждения. В дополнение, распределение может проходить в радиальном направлении и в направлении вдоль средней линии 474 профиля (фиг. 3). Распределение может быть равномерным, неравномерным, в шахматном порядке и/или локализованным.

Согласно варианту осуществления охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона могут быть длинными и тонкими. В частности, охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона, пересекающие менее половины толщины аэродинамического профиля 441, могут использовать круглую «игольчатую» пластину. Более того, могут быть использованы игольчатые пластины, имеющие отношение высоты к диаметру 2-7. Например, охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона могут представлять собой игольчатые пластины, имеющие диаметр 0,017-0,040 дюйма и длину внутреннего лонжерона 462 0,034-0,240 дюйма.

Дополнительно, согласно одному варианту осуществления, охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона также могут быть плотно скомпонованы. В частности, охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона могут находиться в пределах двух диаметров друг от друга. Таким образом, для увеличенного охлаждения может быть использовано большее количество охлаждающих пластин 467 внутреннего лонжерона. Например, плотность размещения пластин поперек внутреннего лонжерона 462 может находиться в диапазоне от 80 до 300 пластин на квадратный дюйм на сторону внутреннего лонжерона 462. Плотность размещения пластин также может быть выше, от 40 до 200 пластин на квадратный дюйм на сторону внутреннего лонжерона 462.

В пределах аэродинамического профиля 441 ребро 468 задней кромки может проходить в радиальном направлении от основания 442 к краевому концу 445. Ребро 468 задней кромки может быть расположено вдоль задней кромки 476 внутреннего лонжерона и между охлаждающими пластинами 467 внутреннего лонжерона и охлаждающими пластинами 469 задней кромки.

Ребро 468 задней кромки может быть перфорировано так, что оно содержит одно или более отверстий. Это позволит охлаждающему воздуху 15 проходить через ребро 468 задней кромки к выпускному отверстию 471 для охлаждающего воздуха в задней кромке 447 и, таким образом, осуществлять одноизгибный путь 470 теплообмена.

В целом проход 482 для охлаждающего воздуха и многоизгибный путь 470 теплообмена могут быть координированы. В частности, и возвращаясь к основанию 442 охлаждаемой лопасти 440 турбины, проход 482 для охлаждающего воздуха может быть подразделен на множество путей для потока. Эти пути для потока могут быть расположены в последовательной компоновке, когда воздух 15 поступает в хвост 480 лопасти в области впускного отверстия 482 для охлаждающего воздуха, как показано на фиг. 5. Впускные отверстия 481 для охлаждающего воздуха могут направлять охлаждающий воздух 15 в множество подпроходов или каналов 483, обозначенных по отдельности 483a, 483b, 483c, 483d по хорде вдоль хвоста 480 лопасти. Последовательная компоновка может быть преимущественной, учитывая ограниченное количество доступной площади поверхности на хвосте 480 лопасти. Другие (например, параллельные) компоновки могут ограничивать протекание потока охлаждающего воздуха 15 во впускные отверстия 481 для охлаждающего воздуха.

Путь для потока прохода 482 для охлаждающего воздуха может изменяться от последовательной компоновки к параллельной или последовательно-параллельной компоновке, когда воздух 15 проходит через каналы 483 и многоизгибный путь 470 теплообмена. Данные компоновки более подробно описаны в сочетании с фиг. 5-9. Каждое ответвление внутри основания 442 может быть выровнено с формой поперечного сечения (см. фиг. 5), соответствующей областям, ограниченным обшивкой 460, и содержать ее. В дополнение, проход 482 для охлаждающего воздуха может иметь ту же общую площадь поперечного сечения (то есть постоянную скорость потока и давление) в каждом ответвлении (например, каналах 483), как и между впускным отверстием 481 для охлаждающего воздуха и аэродинамическим профилем 441. Альтернативно проход 482 для охлаждающего воздуха может варьировать площадь поперечного сечения отдельных каналов 483, в которых для каждой секции в конкретном применении желательными являются разные рабочие характеристики.

Согласно одному варианту осуществления каждый из прохода 482 для охлаждающего воздуха и многоизгибного пути 470 теплообмена может содержать асимметричные деления для отражения требований к локализованным термодинамическим характеристикам потока. В частности, как проиллюстрировано, охлаждаемая лопасть 440 турбины может иметь две или более секций, разделенных одним или более последовательными или параллельными каналами 483.

Согласно варианту осуществления отдельные охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона и охлаждающие пластины 469 задней кромки также могут предусматривать локализованные термодинамические конструктивные вариации. В частности, охлаждающие пластины 467 внутреннего лонжерона и/или охлаждающие пластины 469 задней кромки могут иметь разные поперечные сечения/площадь поверхности и/или интервал между пластинами в разных местах внутреннего лонжерона 462. Например, охлаждаемая лопасть 440 турбины может иметь локализованные «горячие точки», которые способствуют большей теплопроводности, или низкие области для внутреннего потока, которые способствуют уменьшенному сопротивлению потока воздуха. В этом случае отдельные охлаждающие пластины могут быть модифицированы по форме, размеру, расположению, интервалу и группе.

Согласно одному варианту осуществления одна или более из охлаждающих пластин 467 внутреннего лонжерона и охлаждающих пластин 469 задней кромки могут представлять собой игольчатые пластины или опоры. Игольчатые пластины или опоры могут предусматривать много разных площадей поперечного сечения, например: круглое, овальное, кольцевое, квадратное, прямоугольное, ромбовидное поперечные сечения, и это лишь некоторые из них. Как обсуждалось выше, игольчатые пластины или опоры могут быть расположены в шахматном порядке, линейном порядке или нерегулярном порядке.

В некоторых вариантах осуществления охлаждающий воздух 15 может протекать в хвост 480 лопасти через впускное отверстие 481 для охлаждающего воздуха в проход 482 для охлаждающего воздуха (например, каналы 483). Проход 482 для охлаждающего воздуха может быть расположен в нескольких секциях с разными геометрическими параметрами, предусмотренными по хорде вдоль охлаждаемой лопасти 440 турбины. Варьирующиеся геометрические параметры показаны на фиг. 5, фиг. 6, фиг. 7 и фиг. 8.

Многоизгибный путь 470 теплообмена может продолжаться следующим образом. Охлаждающий воздух 15 может поступать в хвост 480 лопасти в области впускного отверстия 481 для охлаждающего воздуха, протекая через каналы 483. Каналы 483 могут начинаться в последовательной компоновке (фиг. 5) в области хвоста 480 лопасти. В некоторых вариантах осуществления по меньшей мере каналы 483b, 483c могут переходить в переходный участок 490 от последовательной к параллельной компоновке (обозначенный пунктирными линиями), который скручивает и перенаправляет каналы 483b, 483c из последовательной компоновки в области хвоста 480 лопасти в параллельную компоновку. Каналы 483b, 483c могут быть направлены в радиальном направлении наружу к краевому концу 445 и первому блоку 500 лопаток для поворота, показанному пунктирными линиями (фиг. 10). Первый блок 500 лопаток для поворота может перенаправлять охлаждающий воздух 15 обратно к основанию 442 и второму блоку 550 лопаток для поворота, показанному пунктирными линиями (фиг. 11). Второй блок 550 лопаток для поворота может перенаправлять охлаждающий воздух 15 к краевому концу 445 и переводить параллельный поток каналов 483b, 483c в один последовательный канал камеры 463 передней кромки. Камера 463 передней кромки может направлять по меньшей мере часть охлаждающего воздуха 15 обратно к краевому концу 445 и краевому диффузору 600, показанному пунктирными линиями (фиг. 12). Краевой диффузор 600 может рассеивать охлаждающий воздух 15 из одного (например, последовательного) канала 463 передней кромки в два параллельных краевых канала 652 флагообразной формы (фиг. 8) внутри краевой системы 650 охлаждения флагообразной формы, показанной пунктирными линиями (фиг. 13).

На фиг. 5 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 5-5, изображенной на фиг. 4. Каналы 483 могут иметь последовательную компоновку 512 в области впускного отверстия 481 для охлаждающего воздуха вблизи хвоста 480 лопасти. По мере того, как проход 482 для охлаждающего воздуха приближается к уровню платформы 443, каналы 483 могут перенаправлять охлаждающий воздух 15 внутри многоизгибного пути 470 теплообмена через переходную компоновку 514 к параллельной компоновке. Переходная компоновка 514 представляет собой часть переходного участка 540 от последовательной к параллельной компоновке, описанную в сочетании с фиг. 9.

На фиг. 6 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 6-6, изображенной на фиг. 4. По мере того, как охлаждающий воздух протекает через проход 482 для охлаждающего воздуха в переходную компоновку 514, каналы 483b, 483c перенаправляют охлаждающий воздух 15 в параллельную компоновку 516, в которой впускные отверстия 481a, 481b для охлаждающего воздуха расположены бок о бок между стороной 448 нагнетания и стороной 449 подъема.

На фиг. 7 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 7-7, изображенной на фиг. 4. Параллельная компоновка 516 обеспечивает, например, расположенные бок о бок каналы 483b, 483c, отделенные внутренним лонжероном 462, для направления охлаждающего воздуха 15 в радиальном направлении наружу в секции 522 задней кромки к краевому концу 445. Охлаждающий воздух 15 может быть перенаправлен внутри прохода 482 для охлаждающего воздуха в первый блок 500 лопаток для поворота (фиг. 10) вблизи краевого конца 445. Охлаждающий воздух 15 может затем протекать в радиальном направлении внутрь в секции 524 передней кромки в аэродинамическом профиле 441 от краевого конца 445 ко второму блоку 550 лопаток для поворота (фиг. 11). Второй блок 550 лопаток для поворота может перенаправлять охлаждающий воздух 15 в радиальном направлении наружу к краевому концу 445 в камеру 463 передней кромки. Как более подробно описано ниже, второй блок 550 лопаток для поворота может содержать переходный участок от параллельной к последовательной компоновке, перенаправляющий каналы 483b, 483c из двух параллельный каналов в один канал внутри камеры 463 передней кромки.

На фиг. 8 представлено поперечное сечение охлаждаемой лопасти турбины, взятое вдоль линии 8-8, изображенной на фиг. 4. По мере того, как охлаждающий воздух 15 приближается к краевому концу 445 внутри камеры 463 передней кромки, по меньшей мере часть охлаждающего воздуха 15 поступает в краевой диффузор 600. Краевой диффузор 600 предусматривает переходный участок от последовательной к параллельной компоновке, который перенаправляет охлаждающий воздух 15 от одного пути для потока внутри камеры 463 передней кромки к двум параллельным краевым каналам 652 флагообразной формы (помеченным как краевой канал 652a флагообразной формы и краевой канал 652b флагообразной формы) внутри краевой системы 650 охлаждения флагообразной формы (фиг. 13).

На фиг. 9 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3. Как показано на фиг. 4 и фиг. 5, охлаждающий воздух 15 может поступать в хвост 480 лопасти через впускное отверстие 481 для охлаждающего воздуха в каналы 483. Каналы 483 могут иметь последовательную компоновку 512 (фиг. 5) в начале прохода 482 для охлаждающего воздуха. «Последовательное» расположение может быть предусмотрено, как правило, вдоль хвоста 480 лопасти. Это также может по существу совпадать с передним и задним направлением центральной оси 95, когда охлаждаемую лопасть турбины устанавливают в турбинном двигателе, например. Последовательная компоновка 512 может постепенно перенаправлять охлаждающий воздух 15 через переходную компоновку 514 (фиг. 6) в параллельную компоновку 516 (фиг. 7), где каналы 483b, 483c расположены бок о бок, если смотреть от передней кромки 446 до задней кромки 447. Линии 6-6 и 7-7 поперечного сечения повторяются на этой фигуре, показывая приблизительные места переходной компоновки 514 (фиг. 6) и параллельной компоновки 516 (фиг. 7) для каналов 483.

Переходный участок 490 от последовательной к параллельной компоновке поворачивает или перенаправляет последовательный поток охлаждающего воздуха 15 на впускном отверстии для охлаждающего воздуха 481 в параллельную компоновку (например, параллельную компоновку 516). Учитывая ограничения пространства на хвосте 480 лопасти, каналы 483 размещены последовательно рядом с впускным отверстием 481 для воздуха. Однако переходный участок 490 от последовательной к параллельной компоновке поворачивает каналы для параллельного охлаждающего потока в основном стержне аэродинамического профиля 441 и обеспечивает более быструю или эффективную передачу тепла, чем в случае одного (последовательного) пути охлаждения. Следовательно, охлаждающий воздух протекает последовательно в области впускного отверстия 481, поворачивает и перенаправляет охлаждающий воздух 15 с образованием параллельного потока, который проходит к краевому концу 445. Преимущество вариантов осуществления, использующих параллельный поток охлаждающего воздуха внутри аэродинамического профиля 441, заключается в уменьшенной потери давления и увеличенной усталостной выносливости лопасти 440.

На фиг. 10 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3. Первый блок 500 лопаток для поворота показан пунктирными линиями на фиг. 4. Показанный первый блок 500 лопаток для поворота относится к каналу 483b. На этом виде показан только первый блок 500 лопаток для поворота для канала 483b, поскольку первый блок лопаток для поворота для канала 483c (например, на стороне 449 подъема) загорожен.

Первый блок 500 лопаток для поворота может иметь первую лопатку 502 для поворота, вторую лопатку 504 для поворота, третью лопатку 506 для поворота, первую угловую лопатку 508 и вторую угловую лопатку 510. Первая лопатка 502 для поворота, вторая лопатка 504 для поворота и третья лопатка 506 для поворота могут быть одинаковыми или подобными относительно по меньшей мере одной лопатки 465 для поворота, описанной выше в сочетании с фиг. 4. Дополнительно первая угловая лопатка 508 и вторая угловая лопатка 510 могут быть одинаковыми или подобными относительно одного или более воздухоотражателей 466, описанных выше в сочетании с фиг. 4.

Первая лопатка 502 для поворота и вторая лопатка 504 для поворота могут иметь полукруглую форму, которая охватывает приблизительно 180 градусов. Третья лопатка 506 для поворота может охватывать угол 513. Угол 513 может составлять приблизительно 120 градусов. Каждая из первой лопатки 502 для поворота, второй лопатки 504 для поворота и третьей лопатки 506 для поворота может иметь равномерную или симметричную кривизну. В некоторых других вариантах осуществления одна или более из первой лопатки 502 для поворота, второй лопатки 504 для поворота и третьей лопатки 506 для поворота могут иметь асимметричную кривизну.

Каждая из первой лопатки 502 для поворота, второй лопатки 504 для поворота и третьей лопатки 506 для поворота может иметь ширину 515 лопатки. В показанном варианте осуществления ширина 515 лопатки представляет собой равномерную ширину по всей кривизне первой лопатки 502 для поворота, второй лопатки 504 для поворота и третьей лопатки 506 для поворота. В некоторых других вариантах осуществления первая лопатка 502 для поворота, вторая лопатка 504 для поворота и третья лопатка 506 для поворота имеют неравномерную ширину 515 лопатки. Первая лопатка 502 для поворота может быть отделена или смещена от второй лопатки 504 для поворота посредством первого интервала 517 лопатки. Вторая лопатка 504 для поворота может быть отделена от третьей лопатки 506 для поворота посредством второго интервала 519 лопатки. В некоторых вариантах осуществления первый интервал 517 лопатки и второй интервал 519 лопатки могут быть приблизительно в два раза больше ширины 515 лопатки (например, с соотношением 2:1). В некоторых вариантах осуществления первый интервал 517 лопатки может отличаться от второго интервала 519 лопатки. Например, первый интервал 517 лопатки может быть в два раза больше ширины 515 лопатки, и второй интервал 519 лопатки может быть в два-три раза больше ширины 515 лопатки. В некоторых вариантах осуществления, например, соотношение интервала к ширине также может быть выше, например, представлять собой соотношение интервала к ширине 2:1, 3:1 или 4:1. Первый интервал 517 лопатки и второй интервал 519 лопатки необязательно должны быть эквивалентными. Первый интервал 517 лопатки и второй интервал 519 также могут быть одинаковыми или эквивалентными.

Первая угловая лопатка 508 и вторая угловая лопатка 510 могут быть расположены с интервалом приблизительно 90 градусов относительно лопаток для поворота. Первая угловая лопатка 508 и вторая угловая лопатка 510 также могут иметь аэродинамическую форму, имеющую соотношение длины хорды к ширине приблизительно от 2:1 до 3:1. Первая угловая лопатка 508 и вторая угловая лопатка 510 имеют размеры и положения, выбранные для максимального охлаждения в переднем углу 526 и заднем углу 528.

Первый блок 500 лопаток для поворота также может иметь один или более турбулизаторов 430. Турбулизаторы 430 могут быть образованы в виде выступов на внутреннем лонжероне 462. Турбулизаторы 430 могут быть расположены между лопатками 502, 504, 506 для поворота в различных местах. Турбулизаторы 430 могут прерывать поток вдоль внутреннего лонжерона 462 и предотвращать образование граничного слоя, который может снижать охлаждающее воздействие охлаждающего воздуха 15. Первый блок 500 лопаток для поворота может содержать один или более турбулизаторов 430 ниже первой лопатки 502 для поворота. Один из турбулизаторов 430 показан под первой лопаткой 502 для поворота на фиг. 10. Три турбулизатора показаны между первой лопаткой 502 для поворота и второй лопаткой 504 для поворота. В некоторых вариантах осуществления между первой лопаткой 502 для поворота и второй лопаткой 504 для поворота может присутствовать больше турбулизаторов 430. Два турбулизатора показаны между второй лопаткой 504 для поворота и третьей лопаткой 506 для поворота. Однако в некоторых вариантах осуществления между второй лопаткой 504 для поворота и третьей лопаткой 506 для поворота может присутствовать больше или меньше турбулизаторов 430.

Размер, компоновка, форма лопаток 502, 504, 506 для поворота и их соответствующее разделение или расстояние между лопатками выбирают для оптимизации эффективности охлаждения охлаждающего воздуха 15 и увеличения усталостной выносливости охлаждаемой лопасти 440 турбины. Охлаждающий воздух 15 может перемещаться через первый блок 500 лопаток для поворота с минимальными потерями давления и плавно.

На фиг. 11 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3. Охлаждающий воздух 15 протекает в радиальном направлении внутрь (например, в секцию 524 передней кромки, показанную на фиг. 7) от первого блока 500 лопаток для поворота как в канале 483b, так и в канале 483c, разделенных внутренним лонжероном 462. Охлаждающий воздух 15 в обоих каналах 483b, 483c затем направляется в радиальном направлении внутрь ко второму блоку 550 лопаток для поворота.

Два канала 483b, 483c в секции 524 передней кромки находятся в параллельной компоновке, проходя в радиальном направлении внутрь к хвосту 480 лопасти. Второй блок 550 лопаток для поворота может иметь по меньшей мере одну лопатку 552 для поворота, которая перенаправляет охлаждающий воздух 15 в камеру 463 передней кромки. Соответственно, параллельная компоновка каналов 483b, 483c сходится к камере 463 передней кромки в виде одного последовательного канала, проходящего в радиальном направлении наружу к краевому концу 445.

Лопатка 552 для поворота может иметь симметричную кривую, охватывающую приблизительно 180 градусов. В некоторых вариантах осуществления лопатка 552 для поворота может альтернативно иметь асимметричную кривую. Второй блок 550 лопаток для поворота может также иметь стенку 554 второго блока для поворота, которая имеет кривизну, аналогичную лопатке 552 для поворота. Однако кривизна стенки 554 второго блока для поворота и лопатки для поворота 552 не обязательно должна быть одинаковой. Интервал между лопаткой 552 для поворота и стенкой 554 второго блока для поворота обеспечивает плавный путь для охлаждающего воздуха 15. Это может предотвратить появление горячих точек на стенке 554 второго блока для поворота и других смежных компонентах.

Лопатка 552 для поворота может быть отделена или иным образом отсоединена от внутреннего лонжерона 462 и ребра 472 передней кромки, например. Внутренний лонжерон 462 может дополнительно иметь вырез 558, который обеспечивает отделение от лопатки 552 для поворота. Вырез 558 и отделение между лопаткой 552 для поворота и ребром 472 передней кромки, например, могут предотвращать появление горячих точек и увеличивать усталостную выносливость охлаждаемой лопасти 440 турбины. Размер, количество, интервал, форма и компоновка лопаток 552 для поворота во втором блоке 550 лопаток для поворота могут варьироваться и не ограничены показанными вариантами. Может быть реализовано множество лопаток 552 для поворота.

На фиг. 12 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3. Охлаждающий воздух 15 может следовать по многоизгибному пути 470 теплообмена мимо второго блока 550 лопаток для поворота и протекать в радиальном направлении наружу в камере 463 передней кромки. Камера 463 передней кромки может иметь множество перфораций 464, которые обеспечивают путь для потока, предназначенный для охлаждающего воздуха 15. Часть охлаждающего воздуха 15 может протекать через перфорации 464 и выходить из отверстий для охлаждения вдоль передней кромки 446 охлаждаемой лопасти 440 турбины.

Охлаждающий воздух 15 может затем протекать из камеры 463 передней кромки в виде последовательного потока в краевой диффузор 600. Краевой диффузор 600 может относиться к области, изображенной на фиг. 12, вблизи краевого конца 445 и передней кромки 446. Краевой диффузор 600 может принимать охлаждающий воздух 15 из камеры 463 передней кромки. Краевой диффузор 600 может направлять охлаждающий воздух через два выхода 602 диффузора и в два параллельных краевых канала 652 флагообразной формы (помеченных по отдельности краевыми каналами 652a, 652b флагообразной формы). Выходы 602 диффузора могут называться первым выходом 602а диффузора и вторым выходом 602b диффузора. Подобным образом, краевые каналы 652 флагообразной формы могут называться по отдельности как первый краевой канал 652a флагообразной формы и второй краевой канал 652b флагообразной формы, каждый из которых соединен с соответствующим одним из выходов 602 диффузора. Второй краевой канал 652b флагообразной формы не полностью виден вследствие вида фигуры.

В некоторых примерах другие охлаждающие механизмы и путь для охлаждающего воздуха 15 не могут максимально увеличивать охлаждение в области передней кромки 446. В дополнение, выпуск охлаждающего воздуха 15 к параллельным краевым каналам флагообразной формы также может быть низким. Это может привести к потерям давления и уменьшенной усталостной выносливости лопасти 440.

Краевой диффузор 600 может действовать как коллектор, расположенный в камере 463 передней кромки. Краевой диффузор 600 может иметь отсек 660 диффузора, имеющий U-образное поперечное сечение, если смотреть вдоль средней линии 474 профиля, при этом нижняя часть «U» размещена вблизи краевого конца 445. U-образная часть может максимально накапливать охлаждающий воздух 15 из камеры 463 передней кромки. Этот охлаждающий воздух может быть перенаправлен к параллельным краевым каналам 652 флагообразной формы краевой системы 650 охлаждения флагообразной формы. Охлаждающий воздух 15 может включать радиальный поток и осевой поток из двух источников, которые объединяются в области краевого диффузора 600. Например, осевой поток может быть собран из камеры 463 передней кромки, а радиальный поток может быть собран из канала 483a, проходящего непосредственно через переднюю кромку. Кривизна отсека 660 диффузора обеспечивает сбор охлаждающего воздуха 15, перенаправление на параллельный осевой поток к краевым каналам 652 флагообразной формы и инжекционное охлаждение краевого конца 445 на краевой кромке 662 камеры 660 диффузора. В то же время охлаждающий воздух 15 может охлаждать область вокруг краевого диффузора 600 и поток через выходы 602 диффузора.

На фиг. 13 представлен вид в перспективе в сечении части лопасти турбины, изображенной на фиг. 3. Охлаждающий воздух 15 может выходить из краевого диффузора 600 через выходы 602 диффузора в краевую систему 650 охлаждения флагообразной формы. Краевая система 650 охлаждения флагообразной формы может иметь два параллельных краевых канала 652 флагообразной формы. Однако только краевой канал 652a флагообразной формы показан на этом виде вследствие аспекта. Признаки краевого канала 652b флагообразной формы являются такими же, что и у краевого канала 652a флагообразной формы. На фиг. 8 показаны вторые краевые каналы 652b флагообразной формы в поперечном сечении с наклоном вниз схемы параллельного потока краевых каналов 652 флагообразной формы.

Краевые каналы 652 флагообразной формы проходят от краевого диффузора 600 вдоль стороны 448 нагнетания и стороны 449 подъема и соединяются в области задней кромки 656 краевого диффузора. Краевые каналы 652a, 652b флагообразной формы повторно соединяются в области задней кромки 656 краевого диффузора и образуют краевой выходной канал 658 флагообразной формы (см. также фиг. 8). Эта компоновка затем образует поток, переходящий от параллельного к последовательному, как изображено на фиг. 8. Последовательный поток, проходящий через краевой выходной канал 658 флагообразной формы, может выпускать охлаждающий воздух 15 через выпускные отверстия 471 для охлаждающего воздуха к задней кромке 447.

Краевой выходной канал 658 флагообразной формы может уменьшаться в ширине профиля, приближаясь к области вблизи задней кромки 447. В этом смысле ширина профиля представляет собой расстояние от стороны 448 нагнетания к стороне 449 подъема. Краевой выходной канал 658 флагообразной формы также может увеличиваться по высоте от задней кромки 656 краевого диффузора к задней кромке 447. Например, краевой выходной канал 658 флагообразной формы может иметь высоту 664 вблизи задней кромки 656 краевого диффузора. Краевой выходной канал 658 флагообразной формы может иметь высоту 666 вблизи задней кромки 447. Высота 666 может быть больше, чем высота 664. Таким образом, поскольку краевой выходной канал 658 флагообразной формы сужается от стороны 448 нагнетания к стороне 449 подъема и высота увеличивается, массовый поток охлаждающего воздуха 15, проходящий через краевую систему 650 охлаждения флагообразной формы, может оставаться в целом постоянным, за исключением отверстий для пленочного охлаждения (не показаны), которые проникают в сторону 448 нагнетания в области краевой системы 650 охлаждения флагообразной формы. Отверстия для пленочного охлаждения могут обеспечить возможность некоторому количеству охлаждающего воздуха 15 выходить через сторону 448 нагнетания, что может отделить некоторую часть охлаждающего воздуха 15.

Конструктивное исполнение краевой системы охлаждения предусматривает пути охлаждения, переходящие от параллельных к последовательным. Параллельные пути для охлаждающего воздуха соединены для образования расширенного последовательного пути для потока. Таким образом, существует расширенный путь охлаждения задней кромки. Такая схема путей охлаждения обеспечивает эффективное и действенное охлаждение края лопасти турбины.

Промышленная применимость

Настоящее изобретение в целом относится к охлаждаемым лопастям турбины и газотурбинным двигателям, имеющим охлаждаемые лопасти турбины. Описанные варианты осуществления не ограничены использованием в сочетании с конкретным типом газотурбинного двигателя, а скорее могут быть применены к стационарным или подвижным газотурбинным двигателям или любому их варианту. Газотурбинные двигатели и, следовательно, их компоненты могут подходить для любого количества промышленных применений, например, но без ограничения, различных аспектов нефтегазовой промышленности (включающих передачу, сбор, хранение, извлечение и подъем нефти и природного газа), энергетической промышленности, тепловой электроэнергетики, аэрокосмической и транспортной промышленности, в качестве нескольких примеров.

В целом варианты осуществления раскрытых в настоящее время охлаждаемых лопастей турбины применимы для использования, сборки, изготовления, эксплуатации, технического обслуживания, ремонта и усовершенствования газотурбинных двигателей и могут быть использованы для улучшения производительности и эффективности, уменьшения объема технического обслуживания и ремонта и/или снижения затрат. В дополнение, варианты осуществления раскрытых в настоящее время охлаждаемых лопастей турбины могут быть применимы на любой стадии срока службы газотурбинного двигателя, от проектирования до создания прототипа и первого изготовления и далее до конца срока службы. Соответственно, охлаждаемые лопасти турбины могут быть использованы в первом продукте в качестве модификации или усовершенствования существующего газотурбинного двигателя, в качестве профилактической меры или даже в ответ на событие. Это особенно верно, поскольку раскрытые в настоящее время охлаждаемые лопасти турбины могут в целях удобства содержать идентичные средства взаимодействия, которые могут быть взаимозаменяемыми с охлаждаемыми лопастями турбины более раннего типа.

Как рассмотрено выше, вся охлаждаемая лопасть турбины может быть образована литой. Согласно одному варианту осуществления охлаждаемая лопасть 440 турбины может быть изготовлена посредством процесса точного литья. Например, вся охлаждаемая лопасть 440 турбины может быть отлита из нержавеющей стали и/или суперсплава с использованием керамического стержня или недолговечной структуры. Соответственно, включение внутреннего лонжерона способствует процессу изготовления. Примечательно, что хотя конструкции/элементы были описаны выше как отдельные элементы для ясности, будучи выполненными в виде цельной отлитой части, конструкции/элементы могут проходить через внутренний лонжерон и быть интегрированными с ним. Альтернативно определенные конструкции/элементы (например, обшивка 460) могут быть добавлены к литому стержню, образуя составную конструкцию.

Варианты осуществления раскрытых в настоящее время охлаждаемых лопастей турбины обеспечивают подачу охлаждающего воздуха более низкого давления, что делает его более пригодным для применений в стационарном газотурбинном двигателе. В частности, один изгиб обеспечивает меньшие потери при повороте по сравнению с извилистыми конфигурациями. В дополнение, внутренний лонжерон и обширная степень заполнения охлаждающими пластинами обеспечивает значительный теплообмен во время одного прохода. В дополнение, помимо конструкционной поддержки охлаждающих пластин, внутренний лонжерон сам по себе может служить в качестве теплообменника. Наконец, путем включения подразделенных секций как одноизгибного пути теплообмена в аэродинамическом профиле, так и прохода для охлаждающего воздуха в основании, охлаждаемые лопасти турбины могут быть настраиваемыми таким образом, чтобы реагировать на локальные горячие точки или потребности в охлаждении при проектировании, или эмпирически обнаружены после производства.

Раскрытый многоизгибный путь 470 теплообмена начинается в области основания 442, где охлаждающий воздух 15 под давлением принимается в аэродинамический профиль 441. Охлаждающий воздух 15 принимается из прохода 482 для охлаждающего воздуха и каналов 483 в целом в радиальном направлении. Каналы 483 расположены последовательно в области хвоста 480 лопасти. По мере того, как охлаждающий воздух поступает в основание 442, каналы 483 перенаправляются от последовательной компоновки в параллельную компоновку рядом с концом аэродинамического профиля 441 вблизи хвоста 480. Параллельная компоновка обеспечивает увеличенное охлаждающее воздействие охлаждающего воздуха 15 по мере его прохождения через многоизгибный путь 470 теплообмена и мимо охлаждающих пластин 467.

Охлаждающий воздух 15 следует по параллельным каналам 483b, 483c к первому блоку 500 лопаток для поворота, который эффективно перенаправляет охлаждающий воздух обратно к основанию 442 и второму блоку 550 лопаток для поворота. Второй блок 550 лопаток для поворота имеет лопатку 552 для поворота, которая перенаправляет охлаждающий воздух 15 обратно в направлении краевого конца 445. Лопатка 552 для поворота также содержит компоновку, переходящую от параллельной к последовательной, которая направляет каналы 483b, 483c в камеру 463 передней кромки. Камера 463 передней кромки несет по меньшей мере часть охлаждающего воздуха к краевому концу 445, позволяя при этом части охлаждающего воздуха выходить через перфорации 464 для охлаждения передней кромки 446 охлаждаемой лопасти турбины.

По мере того, как охлаждающий воздух 15 приближается к краевому концу 445 внутри камеры 463 передней кромки, весь охлаждающий воздух или его часть может поступать в краевой диффузор 600. Краевой диффузор 600 принимает охлаждающий воздух 15 из камеры 463 передней кромки и канала 483a или извилистой конструкции основной части (основной части). Краевой диффузор 600 содержит переходный участок от последовательного к параллельному потоку по мере того, как охлаждающий воздух 15 покидает камеру 463 передней кромки и сталкивается с U-образным отсеком 660 диффузора. Охлаждающий воздух 15 может быть затем перенаправлен к задней кромке 447 краевой стенкой 461 через краевые каналы флагообразной формы.

Краевые каналы 562 флагообразной формы представляют собой параллельные каналы для потока, которые используют увеличенную площадь поверхности для охлаждения внутренних поверхностей аэродинамического профиля 441. Краевая система 650 охлаждения флагообразной формы также реализует переходный участок от параллельной к последовательной компоновке в области задней кромки 656 краевого диффузора. Выход краевой системы охлаждения флагообразной формы сужается вдоль профиля (например, от стороны 448 нагнетания к стороне 449 подъема), увеличиваясь при этом в высоте (измеренной по размаху) вдоль задней кромки 447. Это может поддерживать постоянную скорость массового потока и постоянное давление по мере того, как охлаждающий воздух 15 покидает краевую систему охлаждения флагообразной формы в области выпускного отверстия 471 для охлаждающего воздуха.

Многоизгибный путь 470 теплообмена выполнен таким образом, чтобы охлаждающий воздух 15 проходил между, вдоль и вокруг разных внутренних конструкций, но в целом он протекает в извилистом пути, как видно на виде сбоку от хвоста 480 лопасти назад и вперед по направлению к краевому концу 445 и от него (например, концептуально рассматривая полосу профиля в виде плоскости). Соответственно, многоизгибный путь 470 теплообмена может предусматривать некоторое незначительное боковое перемещение (например, внутрь и наружу от плоскости), связанное с общей кривизной аэродинамического профиля 441. Также, как обсуждалось выше, несмотря на то, что многоизгибный путь 470 теплообмена проиллюстрирован посредством единственной репрезентативной линии потока, проходящей через единственную секцию, для ясности, многоизгибный путь 470 теплообмена включает весь путь для потока, переносящий охлаждающий воздух 15 через аэродинамический профиль 441. При реализации первого блока 500 лопаток для поворота, второго блока 550 лопаток для поворота, краевого диффузора 600 и краевой системы 650 охлаждения флагообразной формы многоизгибный путь 470 теплообмена использует извилистый путь для потока с минимальными потерями потока, связанными в ином случае с множеством изгибов. Это обеспечивает подачу охлаждающего воздуха более низкого давления.

В суровых условиях некоторые суперсплавы могут быть выбраны за их устойчивость к определенному коррозионному воздействию. Однако в зависимости от термических свойств суперсплава может быть преимущественным большее охлаждение. Без увеличения давления подачи охлаждающего воздуха описанный способ изготовления охлаждаемой лопасти турбины обеспечивает все более плотные группы охлаждающих пластин, поскольку пластины могут иметь уменьшенное поперечное сечение. В частности, внутренний лонжерон сокращает расстояние между пластинами в половину, обеспечивая более тонкие краевые точки и, следовательно, более плотную группу охлаждающих пластин. Более того, более короткое расстояние при экструзии между пластинами (например, от внутреннего лонжерона к обшивке, а не от обшивки к обшивке) уменьшает трудности при литье в более длинных узких полостях. Это также дополняет формирование внутреннего стержня лопасти с внутренней структурой лопасти, поскольку используются более короткие экструзии.

Хотя настоящее изобретение было показано и описано в отношении его подробных вариантов осуществления, специалистам в данной области техники будет понятно, что различные изменения в его форме и деталях могут быть сделаны без отклонения от сущности и объема заявленного изобретения. Соответственно, предыдущее подробное описание является лишь иллюстративным по своей природе и не предназначено для ограничения настоящего изобретения или заявки и способов применения настоящего изобретения. В частности, описанные варианты осуществления не ограничены применением в сочетании с конкретным типом газотурбинного двигателя. Например, описанные варианты осуществления могут быть применены к стационарным или подвижным газотурбинным двигателям или любому их варианту. Более того, нет намерения привязываться к какой-либо теории, представленной в любом предыдущем разделе. Также следует понимать, что иллюстрации могут иметь преувеличенные размеры и графическое представление для лучшей иллюстрации показываемых ссылочных элементов и не должны считаться ограничивающими, если явно не будет указано так.

Хотя настоящее изобретение было показано и описано в отношении его подробных вариантов осуществления, специалистам в данной области техники будет понятно, что различные изменения в его форме и деталях могут быть сделаны без отклонения от сущности и объема заявленного изобретения. Соответственно, предыдущее подробное описание является лишь иллюстративным по своей природе и не предназначено для ограничения настоящего изобретения или заявки и способов применения настоящего изобретения. В частности, описанные варианты осуществления не ограничены применением в сочетании с конкретным типом газотурбинного двигателя. Например, описанные варианты осуществления могут быть применены к стационарным или подвижным газотурбинным двигателям или любому их варианту. Более того, нет намерения привязываться к какой-либо теории, представленной в любом предыдущем разделе. Также следует понимать, что иллюстрации могут иметь преувеличенные размеры и графическое представление для лучшей иллюстрации показываемых ссылочных элементов и не должны считаться ограничивающими, если явно не будет указано так.

Следует понимать, что положительные эффекты и преимущества, описанные выше, могут относиться к одному варианту осуществления или могут относиться к нескольким вариантам осуществления. Варианты осуществления не ограничиваются теми, которые решают любую или все заявленные проблемы, или теми, которые имеют какие-либо или все заявленные положительные эффекты и преимущества.

Любая ссылка на элемент в единственном числе относится к одному или более из этих элементов. Термин «содержащий» используется в данном документе для обозначения включения определенных блоков или элементов способа, но такие блоки или элементы не составляют исключительный список, а способ или устройство могут содержать дополнительные блоки или элементы.

Охлаждаемая лопасть (440) турбины имеет основание (442) и аэродинамический профиль (441), при этом основание содержит впускные отверстия (481) для охлаждающего воздуха и каналы (483), при этом аэродинамический профиль содержит многоизгибный путь (470) теплообмена, начинающийся на основании и оканчивающийся в области выпускного отверстия (471) для охлаждающего воздуха на задней кромке (447) аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль также содержит обшивку (460), которая охватывает краевую стенку (461) и внутренний лонжерон (462). Это обеспечивает подачу охлаждающего воздуха более низкого давления. 9 з.п. ф-лы, 13 ил.

1. Лопасть (440) турбины для использования в газотурбинном двигателе (100), при этом лопасть турбины содержит:

основание (442), содержащее:

конец (444) хвоста,

хвост (480) лопасти, который проходит от конца хвоста и находится внутри основания,

переднюю поверхность (486),

заднюю поверхность (487), удаленную от передней поверхности,

впускное отверстие (481b) для охлаждающего воздуха первого внутреннего канала, размещенное вблизи конца хвоста,

впускное отверстие (381c) для охлаждающего воздуха второго внутреннего канала, размещенное вблизи конца хвоста,

секцию (511) перехода первого внутреннего канала, размещенную внутри основания, и

секцию (513) перехода второго внутреннего канала, размещенную внутри основания;

аэродинамический профиль (441), содержащий обшивку (460), проходящую от основания и имеющую переднюю кромку (446), заднюю кромку (447), сторону (448) нагнетания и сторону (449) подъема, имеющий:

краевой конец (445), удаленный от основания;

многоизгибный путь (470) теплообмена, имеющий:

часть (473) стороны нагнетания разветвленного теплообмена, размещенную смежно со стороной нагнетания обшивки, и

часть (475) стороны подъема разветвленного теплообмена, размещенную смежно со стороной подъема обшивки;

завершающий конец (515) первого внутреннего канала, размещенный между секцией перехода первого внутреннего канала и краевым концом;

завершающий конец (517) второго внутреннего канала, размещенный между секцией перехода второго внутреннего канала и краевым концом;

ребро (472) передней кромки, проходящее от стороны нагнетания обшивки к стороне подъема обшивки, при этом ребро передней кромки проходит от основания к краевому концу, размещено вблизи и находится на расстоянии от передней кромки и внутри обшивки, имеющее:

внутренний конец (498) ребра передней кромки, удаленный от краевого конца;

ребро (468) задней кромки, проходящее от стороны нагнетания обшивки к стороне подъема обшивки, при этом ребро задней кромки проходит от основания к краевому концу, размещено вблизи и находится на расстоянии от задней кромки и внутри обшивки;

внутренний лонжерон (462) внутри обшивки, проходящий от ребра передней кромки к ребру задней кромки, при этом внутренний лонжерон проходит от основания к краевому концу;

ребро (491a) внутреннего лонжерона стороны нагнетания, проходящее от стороны нагнетания внутреннего лонжерона к стороне нагнетания обшивки, при этом ребро внутреннего лонжерона стороны нагнетания размещено между ребром передней кромки и ребром задней кромки, и имеющее:

наружный конец (493a) ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания, удаленный от основания;

ребро (491b) внутреннего лонжерона стороны подъема, размещенное между передней кромкой и задней кромкой, при этом ребро внутреннего лонжерона стороны подъема проходит от внутреннего лонжерона к стороне подъема обшивки;

камеру (463) передней кромки, образованную ребром передней кромки, проходящим от стороны нагнетания обшивки к стороне подъема обшивки в сочетании с обшивкой в области передней кромки аэродинамического профиля;

секцию (524a) передней кромки стороны нагнетания, расположенную между ребром внутреннего лонжерона стороны нагнетания, ребром передней кромки, основанием и полкой внутреннего лонжерона;

секцию (524b) передней кромки стороны подъема, расположенную между ребром внутреннего лонжерона стороны подъема, ребром передней кромки, основанием и полкой внутреннего лонжерона;

полку (492) внутреннего лонжерона, проходящую от ребра передней кромки к ребру задней кромки, при этом полка внутреннего лонжерона проходит от стороны нагнетания к стороне подъема и при этом полка внутреннего лонжерона размещена между наружным концом ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания и краевым концом;

краевую стенку (461), проходящую поперек аэродинамического профиля от стороны подъема к стороне нагнетания, при этом краевая стенка размещена между полкой внутреннего лонжерона и краевым концом;

секцию (522a) задней кромки стороны нагнетания, размещенную между ребром внутреннего лонжерона стороны нагнетания, ребром задней кромки, основанием и полкой внутреннего лонжерона; и

секцию (522b) передней кромки стороны подъема, размещенную между ребром внутреннего лонжерона стороны подъема, ребром передней кромки, основанием и полкой внутреннего лонжерона.

2. Лопасть турбины по п. 1, отличающаяся тем, что содержит верхний блок (501a) лопаток для поворота стороны нагнетания, имеющий:

первую лопатку (502a) для поворота стороны нагнетания, при этом первая лопатка для поворота стороны нагнетания проходит от внутреннего лонжерона к обшивке, при этом первая лопатка для поворота стороны нагнетания также проходит от секции передней кромки стороны нагнетания ближе к основанию, чем к наружному концу ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания, к пространству между наружным концом ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания и полкой внутреннего лонжерона и к секции задней кромки стороны нагнетания ближе к основанию, чем к наружному концу ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания.

3. Лопасть турбины по п. 2, отличающаяся тем, что верхний блок для поворота стороны нагнетания содержит вторую лопатку (504a) для поворота стороны нагнетания, проходящую от внутреннего лонжерона к обшивке, при этом вторая лопатка для поворота стороны нагнетания также проходит от секции передней кромки стороны нагнетания ближе к основанию, чем к наружному концу ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания, к пространству между наружным концом ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания и полкой внутреннего лонжерона и к секции задней кромки стороны нагнетания ближе к основанию, чем к наружному концу ребра внутреннего лонжерона стороны нагнетания.

4. Лопасть турбины по п. 1, отличающаяся тем, что содержит нижний блок (501b) лопаток для поворота, содержащий:

лопатку (552) для поворота, при этом лопатка для поворота проходит от стороны подъема к стороне нагнетания, при этом лопатка для поворота также проходит от секции передней кромки стороны нагнетания ближе к краевому концу, чем к внутреннему концу ребра передней кромки, к пространству ниже внутреннего конца ребра передней кромки и к камере передней кромки ближе к краевому концу, чем к внутреннему концу ребра передней кромки.

5. Лопасть турбины по п. 1, отличающаяся тем, что содержит первый внутренний канал (483b), проходящий от впускного отверстия для охлаждающего воздуха первого внутреннего канала к краевому концу, имеющий часть, которая изгибается внутри секции перехода первого внутреннего канала к стороне нагнетания обшивки по мере того, как первый внутренний канал проходит вверх к завершающему концу первого внутреннего канала, и сообщается по потоку с частью стороны нагнетания многоизгибного пути теплообмена.

6. Лопасть турбины по п. 5, отличающаяся тем, что содержит второй внутренний канал (483c), проходящий от впускного отверстия для охлаждающего воздуха второго внутреннего канала к краевому концу, размещенный между первым внутренним каналом и задней поверхностью, смежной с впускным отверстием для охлаждающего воздуха второго внутреннего канала, и имеющий часть, которая изгибается внутри секции перехода второго внутреннего канала к стороне подъема обшивки по мере того, как второй внутренний канал проходит вверх к завершающему концу второго внутреннего канала, при этом второй внутренний канал размещен между первым внутренним каналом и стороной подъема в области завершающего конца второго внутреннего канала, и сообщается по потоку с частью стороны подъема многоизгибного пути теплообмена.

7. Лопасть турбины по п. 1, отличающаяся тем, что содержит стенку (494) диффузора флагообразной формы, проходящую от стороны нагнетания к стороне подъема и проходящую от краевой стенки к полке внутреннего лонжерона, имеющую:

первый выход (602a) диффузора, образованный отверстием в стенке диффузора флагообразной формы, размещенным ближе к стороне нагнетания, чем к стороне подъема, и

второй выход (602b) диффузора, образованный отверстием в стенке диффузора флагообразной формы, размещенным ближе к стороне подъема, чем к стороне нагнетания.

8. Лопасть турбины по п. 7, отличающаяся тем, что содержит краевые каналы (652) флагообразной формы, сообщающиеся по потоку с первым выходом диффузора и вторым выходом диффузора, и при этом краевые каналы флагообразной формы размещены между стенкой диффузора флагообразной формы, обшивкой и полкой внутреннего лонжерона.

9. Лопасть турбины по п. 7, отличающаяся тем, что содержит отсек (660) диффузора, сообщающийся по потоку с камерой передней кромки и первым выходом диффузора и вторым выходом диффузора, при этом отсек диффузора образован полкой внутреннего лонжерона, стороной подъема, стороной нагнетания, краевой стенкой, стенкой диффузора флагообразной формы и стенкой передней кромки.

10. Лопасть турбины по п. 7, отличающаяся тем, что содержит:

лонжерон (495) флагообразной формы, размещенный между первым выходом диффузора и вторым выходом диффузора и проходящий от краевой стенки диффузора к задней кромке, имеющий:

заднюю кромку (656) краевого диффузора, которая удалена от стенки диффузора флагообразной формы,

краевой выходной канал (658) флагообразной формы, образованный задней кромкой краевого диффузора, полкой внутреннего лонжерона, стороной подъема, стороной нагнетания и задней кромкой.