лопасть турбины с изогнутыми задними стенками хвостовика для снижения напряжений (варианты)

Формула изобретения

1. Лопасть турбины (210), содержащая участок (18) аэродинамической поверхности и участок (12) хвостовика, с по существу горизонтальным основанием (16), расположенным радиально между ними, причем указанный участок хвостовика имеет переднюю стенку (224) хвостовика и заднюю стенку (226) хвостовика; при этом, по меньшей мере, задняя стенка (226) хвостовика выпукло искривлена от одной стороны лопасти до противоположной стороны лопасти.

2. Лопасть турбины по п.1, в которой участок (12) хвостовика выполнен с одним или несколькими уплотнительными фланцами (22), выступающими из задней стенки (226) хвостовика, причем задняя стенка (226) хвостовика выпукло искривлена в области ниже основания (16), но выше одного или нескольких уплотнительных фланцев (22).

3. Лопасть турбины по п.1, в которой лопасть (210) выполнена с внутренними полостями охлаждения (238).

4. Лопасть турбины по п.1, в которой участок (18) аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку (30) и заднюю кромку (32), причем задняя стенка (226) хвостовика расположена рядом с задней кромкой.

5. Лопасть турбины по п.3, в которой внутренние полости охлаждения представляют собой множество полостей в указанном участке (12) хвостовика и в указанном участке (18) аэродинамической поверхности, причем одна из указанных полостей (238) расположена рядом с задней стенкой (226) хвостовика.

6. Лопасть турбины по п.1, в которой участок (18) аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку (30) и заднюю кромку (32), причем задняя кромка (32) нависает над задней стенкой (226) хвостовика.

7. Лопасть турбины по п.3, в которой участок (18) аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку (30) и заднюю кромку (32), причем задняя кромка (32) нависает над задней стенкой (226) хвостовика.

8. Лопасть турбины (210), содержащая участок (18) аэродинамической поверхности и участок (12) хвостовика, с по существу горизонтальным основанием (16), расположенным радиально между ними, причем указанный участок хвостовика имеет переднюю стенку (224) хвостовика и заднюю стенку (226) хвостовика; при этом задняя стенка (226) хвостовика выпукло искривлена от одной стороны лопасти до противоположной стороны лопасти; причем внутренний контур охлаждения содержит множество полостей (36), расположенных в указанном участке хвостовика и в указанном участке аэродинамической поверхности, при этом одна из полостей (238) расположена рядом с задней стенкой (226) хвостовика; причем участок (18) аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку (30) и заднюю кромку (32), при этом задняя кромка (32) нависает над задней стенкой (226) хвостовика.

9. Лопасть турбины по п.8, в которой участок (12) хвостовика выполнен с одним или несколькими уплотнительными фланцами (20), выступающими из задней стенки (226) хвостовика, причем задняя стенка хвостовика выпукло изогнута в области под основанием, но над одним или несколькими уплотнительными фланцами (22).

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение в общем относится к лопастям турбин, а более конкретно, к модификации конструкции задней стенки хвостовика лопасти турбины для снижения механических напряжений.

Когда в турбине энергосистемы или авиационного двигателя используют лопасть с полым корпусом для воздушного охлаждения, возникают проблемы из-за близкого расположения полостей охлаждения корпуса к передней и задней стенкам хвостовика (к дефлекторам турбины). Например, ближайшая к задней стенке хвостовика полость охлаждения может создавать незначительный, но достаточный тонкий металлический участок соединения между задней стенкой и полостью охлаждения, что приводит к концентрации напряжений и потенциально к снижению срока службы детали. Кроме того, это может помешать подрезанию стенкой хвостовика задней кромки аэродинамической поверхности, что является желательным условием для снятия напряжений с задней кромки хвостовика аэродинамической поверхности. Другими словами, желание иметь заднюю кромку, нависающую над задней стенкой хвостовика, часто противоречит требованию поддержания надлежащей толщины стенки между полостью корпуса и задней стенкой хвостовика.

Снижение напряжений, в особенности в задней кромке аэродинамической поверхности хвостовика, требует как проведения термической обработки детали для снятия термического напряжения, так и выбора геометрии, позволяющей снижать нагрузку на задней кромке аэродинамической поверхности.

В связанном с рассматриваемым вопросом уплотнение лопасти или лопатки турбины является критическим, так как паразитная утечка снижает эксплуатационные качества двигателя. Обычно используют уплотнительные штыри для снижения утечки между смежными лопастями. Поэтому важно также, чтобы концы смежных хвостовиков соединяли относительно плотно вогнутые стороны лопастей с выпуклыми сторонами лопастей.

Задачей настоящего изобретения является создание лопасти турбины, позволяющей снизить напряжения у задней кромки хвостовика аэродинамической поверхности вращающейся турбины при поддержании надлежащей толщины стенки между полостями корпуса и задней стенкой хвостовика. Настоящее изобретение позволяет также поддерживать сопряжение боковых поверхностей для обеспечения уплотнения и снижения утечки. Более конкретно, в соответствии с настоящим изобретением используют выпукло изогнутую заднюю стенку хвостовика, которая создает дополнительный материал между задней стенкой хвостовика и ближайшей полостью охлаждения, что также позволяет увеличить нависание задней кромки аэродинамической поверхности. Задняя стенка является изогнутой от одной стороны лопасти до другой, что позволяет совмещать смежные кромки и за счет этого облегчать уплотнение между смежными лопастями.

Следует иметь в виду, что в некоторых применениях лопастей может быть желательным создавать выпукло изогнутую поверхность также и на передней стенке хвостовика.

Таким образом, в соответствии с первым аспектом настоящее изобретение относится к созданию лопасти турбины, которая содержит участок аэродинамической поверхности и участок хвостовика с по существу горизонтальным основанием, расположенным радиально между ними, причем участок хвостовика имеет переднюю стенку хвостовика и заднюю стенку хвостовика; при этом, по меньшей мере, задняя стенка хвостовика выпукло искривлена от одной стороны лопасти до противоположной стороны лопасти.

Предпочтительно участок хвостовика выполнен с одним или несколькими уплотнительными фланцами, выступающими из задней стенки хвостовика, причем задняя стенка хвостовика выпукло искривлена в области ниже основания, но выше одного или нескольких уплотнительных фланцев.

Кроме того, лопасть турбины может быть выполнена с внутренними полостями охлаждения.

Предпочтительно также участок аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку и заднюю кромку, причем задняя стенка хвостовика расположена рядом с задней кромкой.

Более предпочтительно внутренние полости охлаждения представляют собой множество полостей в указанном участке хвостовика и в указанном участке аэродинамической поверхности, причем одна из указанных полостей расположена рядом с задней стенкой хвостовика.

Дополнительно участок аэродинамической поверхности может иметь переднюю кромку и заднюю кромку, причем задняя кромка нависает над задней стенкой хвостовика.

Кроме того, участок аэродинамической поверхности может иметь переднюю кромку и заднюю кромку, причем задняя кромка нависает над задней стенкой хвостовика.

В соответствии со вторым аспектом настоящее изобретение относится к созданию лопасти турбины, которая содержит участок аэродинамической поверхности и участок хвостовика с по существу горизонтальным основанием, расположенным радиально между ними, причем участок хвостовика имеет переднюю стенку хвостовика и заднюю стенку хвостовика; при этом задняя стенка хвостовика выпукло искривлена от одной стороны лопасти до противоположной стороны лопасти; причем внутренний контур охлаждения содержит множество полостей, расположенных в участке хвостовика и в участке аэродинамической поверхности, при этом одна из полостей расположена рядом с задней стенкой хвостовика; причем участок аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку и заднюю кромку, при этом задняя кромка нависает над задней стенкой хвостовика.

Предпочтительно участок хвостовика выполнен с одним или несколькими уплотнительными фланцами, выступающими из задней стенки хвостовика, причем задняя стенка хвостовика выпукло изогнута в области под основанием, но над одним или несколькими уплотнительными фланцами.

Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на приложенные чертежи, где

на фиг.1 показан вид в перспективе обычной лопасти турбины.

На фиг.2 показан вид в перспективе с увеличением лопасти, показанной на фиг.1, с разрезом в местоположении минимальной толщины стенки между полостью заднего корпуса и задней стенкой хвостовика лопасти.

На фиг.3 показан упрощенный вид в плане с разрезом двух обычных лопастей, установленных рядом друг с другом на рабочем колесе турбины.

На фиг.4 показан вид, аналогичный фиг.3, но с разрезом через участки аэродинамических поверхностей лопастей.

На фиг.5 показан вид в плане с вырывом двух смежных лопастей с изогнутыми задними стенками хвостовика в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.6 показан вид, аналогичный фиг.5, но с разрезом через участки аэродинамических поверхностей лопастей.

На фиг.1 показана обычная лопасть турбины 10, которая в общем содержит участок 12 хвостовика, соединительный участок 14, участок 16 основания и участок 18 аэродинамической поверхности (или просто "аэродинамическую поверхность"). Лопасть установлена на рабочем колесе турбины таким образом, что участок 16 основания находится радиально между участком 12 хвостовика и участком 18 аэродинамической поверхности, при этом участок 18 аэродинамической поверхности соединен с верхней или радиально внешней поверхностью основания. Так называемые "angel wings" или уплотнительные фланцы 20, 22 выступают по оси наружу из соответствующих передних и хвостовых (задних) стенок 24, 26 участка 12 хвостовика. Показан соединительный участок 14 главным образом типа «осевой вход», который содержит "елочку" 28, (следует иметь в виду, что соединительный участок также может иметь форму ласточкина хвоста или другой поверхности, имеющей блокирующую конфигурацию), предназначенную для сопряжения с канавкой дополняющей формы (не показана) на периферии рабочего колеса турбины. Следует иметь в виду, что настоящее изобретение не ограничивается конфигурацией соединительного участка 14. Участок 18 аэродинамической поверхности имеет переднюю кромку 30 и заднюю кромку 32 с вогнутой поверхностью 34 на стороне повышенного давления участка аэродинамической поверхности.

Как это лучше всего показано на фиг.2, лопасть 10 выполнена с внутренним контуром охлаждения, который содержит каналы охлаждения или полости 36 в участке 12 хвостовика, которые сообщаются с более широкими впускным и выпускным коллекторами (не показаны) в соединительном участке 14 хвостовика и которые продолжаются в направлении вверх в участок 18 аэродинамической поверхности. Особое внимание здесь уделено полости 38, которая расположена в непосредственной близости от хвостовой (задней) стенки 26. На фиг.2 и 3 показана полость 38, расположенная очень близко от задней стенки 26 хвостовика с относительно тонким пояском 48 между ними. На фиг.3 показано также, как осуществлено близкое совмещение смежных лопастей 10 и 110 при их установке на рабочем колесе турбины, когда соответствующие угловые кромки 40, 42 лопасти 10 расположены практически вплотную к угловым кромкам 140, 142 лопасти 110. Пространство между боковыми поверхностями 44 и 144 может составлять около 0,040 дюйма, и, как уже было упомянуто выше, уплотняющие штыри (не показаны) обычно вводят в это пространство для предотвращения утечки между смежными лопастями. В частности, используют два уплотняющих штыря, один из которых ориентирован горизонтально, как уже было упомянуто выше, а другой ориентирован радиально, обеспечивая сопряжение между двумя радиальными поверхностями, соседними с кромками 42 и 142 на фиг.3.

На фиг.4 показан вид, аналогичный фиг.3, но с показанными участками 18, 118 аэродинамических поверхностей соответствующих лопастей 10, 110. На фиг.4 следует обратить внимание на степень нависания задней кромки 32 над задней стенкой 26 хвостовика. Следует иметь в виду, что простое удлинение задней стенки для увеличения ширины пояска (участка соединения) 48 между полостью 38 и задней стенкой 26 хвостовика не позволяет обеспечивать приемлемое нависание.

На фиг.5 показана лопасть 210, аналогичная лопастям 10 и 110, но имеющая соответственно переднюю и заднюю стенки 224, 226 хвостовика. В соответствии с настоящим изобретением задняя стенка 226 хвостовика имеет выпуклое искривление от одной стороны до другой, таким образом, что выпуклая поверхность выступает по оси относительно осевой линии 46 рабочего колеса турбины. Это эффективно утолщает поясок 248 между задней стенкой 226 хвостовика и самой ближней к ней полостью охлаждения 238. Кроме того, как это становится понятно из рассмотрения фиг.6, задняя кромка 232 может иметь значительно большее нависание над задней стенкой 226 хвостовика, чем в известных ранее конструкциях (см. фиг.4). В то же самое время, угловые кромки 240, 242 лопасти 210 все еще могут быть правильно совмещены с обращенными к ним угловыми кромками 340, 342 смежной лопасти 310.

Несмотря на то, что был описан предпочтительный и наиболее практичный вариант осуществления изобретения, совершенно ясно, что он не носит ограничительного характера и в него специалистами в данной области могут быть внесены изменения и дополнения, которые не выходят, однако, за рамки приведенной далее формулы изобретения.