ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

1. Газовая турбина с ротором (11), в котором установлена лопатка (10, 30), содержащая перо (14) с входной кромкой (17) и выходной кромкой (16), расположенное вдоль продольной оси (X) указанной лопатки (30) от корневой части до концевой части (15) лопатки, при этом в корневой части указанного пера (14) выполнен хвостовик (12), установленный съемно в гнезде (31) указанного ротора (11), в указанном пере (14) выполнена центральная полость (18), расположенная вдоль продольной оси (X) от указанного хвостовика (12) лопатки до указанной концевой части (15) лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в указанную центральную полость (18) лопатки через входное отверстие (20) в указанном хвостовике (12) лопатки и выходит из указанной центральной полости (18) лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в указанной концевой части (15) лопатки; причем поток охлаждающей текучей среды подается по каналу (23) ротора, который проходит через ротор (11) и сообщается с указанным входным отверстием (20) указанной лопатки, при этом, по меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения указанного входного отверстия (20) лопатки больше области поперечного сечения указанного канала (23) ротора,
отличающаяся тем, что
выходное (24) отверстие указанного канала (23) ротора имеет форму диффузора и на границе раздела выходного отверстия канала (23) ротора и входного отверстия (20) лопатки область поперечного сечения выходного отверстия (24) канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия (20) лопатки.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что на границе раздела указанного входного отверстия (20) лопатки и указанного выходного отверстия (24) канала ротора расположена полость (28) повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика (12) лопатки и указанным гнездом (31) ротора, в котором расположен хвостовик лопатки.
3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что указанная полость (28) высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока (29) охлаждающей текучей среды наружу хвостовика (12) лопатки либо к входной кромке пера лопатки, либо к выходной кромке пера лопатки.
4. Газовая турбина по одному из пп.1-3, отличающаяся тем, что указанная центральная полость (18) лопатки разделена на несколько параллельных каналов (27a, 27b, 27c) для охлаждающей текучей среды, причем каждый из указанных каналов (27а, 27b, 27c) сообщается с указанным входным отверстием (20) лопатки, а в указанной концевой части (15) лопатки выполнено несколько выходных отверстий.
5. Газовая турбина по п.4, отличающаяся тем, что каждый из каналов (27а, 27b, 27c) охлаждающей текучей среды имеет, по меньшей мере, одно выходное отверстие в указанной концевой части (15) лопатки.
6. Газовая турбина по п.4, отличающаяся тем, что в указанной центральной полости (18) лопатки выполнено несколько продольно расположенных параллельных перегородок (25, 26), которые разделяют указанную центральную полость (18) лопатки на несколько указанных каналов (27а, 27b, 27c) для охлаждающей текучей среды.
1
2
3
1
2
3
7. Газовая турбина по п.4, отличающаяся тем, что для обеспечения оптимизированного охлаждения указанной лопатки отдельные каналы (27а, 27b, 27c) имеют индивидуальные области поперечного сечения (A, A, A) и индивидуальные массовые расходы (m, m, m) охлаждающей текучей среды.
1
8. Газовая турбина по п.7, отличающаяся тем, что область поперечного сечения потока (A) является областью поперечного сечения канала и перпендикулярна направлению потока.
9. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный канал (23) ротора наклонен относительно указанной продольной оси (X) указанной лопатки (30).
10. Газовая турбина по п.9, отличающаяся тем, что угол β наклона указанного канала (23) ротора относительно указанной продольной оси (X) находится в диапазоне 0°≤|β|≤30° и, предпочтительно β=13°.
1
2
1
2
11. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанное выходное отверстие (24) канала ротора имеет форму диффузора с углами α, α, при этом диффузор является симметричным или асимметричным, и каждый из углов лежит в диапазоне 7°≤α≤13° и 7°≤α≤13°.
12. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что указанный хвостовик (12) в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость (28) высокого давления на границе раздела образована зазором δ, причем отношение δ/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно δ/h=0,03.
13. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный хвостовик (12) в продольном направлении лопатки имеет высоту h, указанное входное отверстие (20) лопатки имеет ширину w, и отношение h/w находится в диапазоне 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно h/w=2,5.
1
2
3
1
2
3
14. Газовая турбина по п.7, отличающаяся тем, что указанные индивидуальные области поперечного сечения (A, A, A) и/или указанные индивидуальные массовые расходы (m, m, m) охлаждающей текучей среды указанных каналов (27а, 27b, 27c) для охлаждающей текучей среды отличаются в пределах ±25%.