Охлаждаемая лопатка газовой турбины
COOLED BLADE OF GAS TURBINE

Изобретение относится к турбостроению, а именно к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.
Известна лопатка газовой турбины (опубл. US №2015016973, опубл. 15.01.2015, МПК F01D 5/18), содержащая полое перо с входной и выходной кромками, переднюю и заднюю полости пера, в которых установлены дефлекторы с отверстиями для подачи охлаждающего воздуха. Дефлекторами сформированы каналы для поперечного относительно пера течения охлаждающего воздуха от входной кромки в сторону выходной кромки. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками.
Известна другая лопатка с каналами охлаждения (патент US №6742991, опубл. 15.01.2004, МПК F01D 5/18), содержащая входную и выходную кромки, радиальную перегородку, формирующую переднюю и заднюю полости, в которые установлены дефлекторы с отверстиями для струйного охлаждения стенок. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками.
Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому изобретению является охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины (патент РФ №2663966, опубл. 13.08.2018, МПК F01D 5/18, F01D 9/02), содержащая полое перо, выполненное в виде передней полости и задней полости, разделенных радиальной перегородкой, передний дефлектор, установленный в передней полости и закрепленный первыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, задний дефлектор, установленный в задней полости и закрепленный вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, щелевой канал выходной кромки с установленными в нем рядами штырьков, при этом в переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости, в заднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, в передней полости в стенках полого пера выполнены отверстия пленочного охлаждения.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками.
Технической задачей предлагаемого изобретения является снижение температуры стенки лопатки путем интенсификации теплоотдачи в щелевом канале выходной кромки.
Технический результат заключается в повышении эффективности охлаждения лопаток, что ведет к повышению их ресурса и, соответственно, ресурса газовой турбины в целом.
шт
p
p
р
p
шт
1
2
шт
p
p
р
шт
Это достигается тем, что в известной охлаждаемой лопатке газовой турбины, содержащей полое перо, выполненное в виде передней полости и задней полости, разделенных радиальной перегородкой, передний дефлектор, установленный в передней полости и закрепленный первыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, задний дефлектор, установленный в задней полости и закрепленный вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, щелевой канал выходной кромки с установленными в нем рядами штырьков, при этом в переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости, в заднем в стенках полого пера выполнены отверстия пленочного охлаждения, ряды штырьков диаметром D размещены по высоте стенок полого пера в шахматном порядке, а за каждым из штырьков, со стороны спинки и корыта, выполнены тыльные ребра, имеющие угловую форму с углом раскрытия 120°, толщиной b, высотой h и шириной l, при этом отношение расстояния S от оси штырька до вершины угла тыльного ребра к диаметру D штырька составляет 0,9-1,2, отношение поперечного S и продольного S шага установки штырьков к их диаметру D составляет 2,5, отношение толщины b, высоты h и ширины l тыльного ребра к диаметру D штырька составляет 0,2-0,3, 0,12-0,33 и 1,1-1,3 соответственно.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка газовой турбины (продольный разрез), на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера охлаждаемой лопатки, на фиг. 3 изображен поперечный разрез экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения со штырьками и тыльными ребрами, на фиг. 4 изображен продольный разрез экспериментальной модели канала, на фиг. 5 представлена численная эпюра плотности теплового потока q на внутренней поверхности экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения по прототипу, на фиг. 6 представлена эпюра плотности теплового потока q на внутренней поверхности экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения по предлагаемому изобретению, на фиг. 7 приведены графики зависимости среднего числа Нуссельта от числа Рейнольдса для экспериментальных моделей каналов по прототипу и согласно предлагаемому изобретению.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1, выполненное в виде передней полости 2 и задней полости 3, разделенных радиальной перегородкой 4. В передней полости 2 установлен передний дефлектор 5, закрепленный первыми поперечными ребрами 6 на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта. В задней полости 3 установлен задний дефлектор 7, закрепленный вторыми поперечными ребрами 8 на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта. В переднем дефлекторе 5 выполнены отверстия струйного охлаждения 9 входной кромки и стенок передней полости. В заднем дефлекторе 7 выполнены отверстия струйного охлаждения 10 стенок задней полости. В передней полости 2 в стенках полого пера 1 выполнены отверстия пленочного охлаждения 11.
шт
1
2
шт
р
p
р
шт
p
шт
В щелевом канале выходной кромки 12 по высоте стенок полого пера расположены ряды штырьков 13 диаметром D. Штырьки 13 размещены в шахматном порядке, при этом отношение поперечного S и продольного S шага их установки к диаметру D штырьков 13 составляет 2,5. На стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта установлены тыльные ребра 14 специальной формы за каждым из штырьков 13. Тыльные ребра 14 имеют угольную форму с углом раскрытия 120°, отношение их толщины b, высоты h и ширины l к диаметру D штырька 13 составляет 0,20-0,30, 0,12-0,33 и 1,1-1,3 соответственно. При этом отношение расстояния от оси штырька 13 до вершины угла тыльного ребра S к диаметру штырька D составляет 0,9-1,2.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.
Воздух поступает в передний 5 и задний 7 дефлекторы. Через отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости 9 воздух струями натекает на внутреннюю поверхность стенок полого пера 1, охлаждает их, движется между стенками переднего дефлектора 5 и полого пера 1, и вытекает в проточную часть турбины через отверстия пленочного охлаждения 11.
В задней полости 3 воздух через отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10 поступает в каналы между задним дефлектором 7 и стенками полого пера 1. После чего воздух попадет в щелевой канал выходной кромки 12, где при натекании на тыльные ребра 14, размещенные за штырьками 13, часть потока из пристеночной области перенаправляется в теневую зону за штырьками, приводя к разрушению парного вихря низкой интенсивности, что значительно повышает теплоотдачу в щелевом канале выходной кромки 12. Геометрические параметры тыльных ребер 14, выбранные экспериментально, обеспечивают гарантированную интенсификацию теплообмена в щелевом канале выходной кромки 12.
Проведенное численное моделирование течения воздуха в щелевых каналах выходной кромки 12 показало, что установка тыльных ребер 14 за штырьками 13 способствует уменьшению размеров застойных зон и разрушению парного вихря (фиг. 6). На данном рисунке видно, что установка тыльных ребер 14 в канал со штырьками 13 привела к ликвидации участков с низкой плотностью теплового потока за штырьками 13 (фиг. 5) и способствовала повышению интенсивности теплообмена в канале. Это обусловило уменьшение температуры стенки полого пера 1 на участке установки тыльных ребер 14 при обтекании потоком горячего газа. Это обеспечивает, без изменения суммарного расхода воздуха через лопатку, увеличение запасов прочности и повышения ресурса работы лопатки.
cp
На фиг. 7 приведен график распределения осредненного числа Нуссельта Nu в канале прямоугольного поперечного сечения с установленными штырьками согласно прототипу и в канале прямоугольного поперечного сечения с установленными штырьками и тыльными ребрами, согласно предлагаемому изобретению.
cp
Как видно, осредненное число Нуссельта Nu в канале со штырьками и тыльными ребрами больше на 35% по сравнению с каналом, в котором установлены только штырьки. Таким образом, достигнуто значительное увеличение интенсивности теплоотдачи и, соответственно, эффективности охлаждения на участке выходной кромки лопатки.
р
шт
р
шт
Уменьшение отношения толщины b тыльного ребра 14 к диаметру D штырька 13 ниже 0,2 приведет к усложнению технологического процесса их изготовления, а увеличение отношения b к D выше 0,3 приведет к значительному росту гидравлических потерь давления в щелевом канале выходной кромки 12.
p
р
шт
p
р
шт
Уменьшение отношения высоты h и ширины l тыльного ребра 14 к диаметру D штырька 13 ниже 0,25 и 1,1 соответственно, приведет к уменьшению эффективности предложенного решения, и как следствие, снижению теплообмена. Увеличение отношения высоты h и ширины l тыльного ребра 14 к диаметру D штырька 13 выше 0,65 и 1,3 соответственно приведет к значительному росту гидравлических потерь давления в щелевом канале выходной кромки 12.
p
Указанный диапазон отношения расстояния S от оси штырька 13 до вершины угла тыльного ребра 14 обеспечивает высокую эффективность предложенной конструкции, уменьшения отношения ниже 0,9 сопровождается снижением прироста теплоотдачи, а увеличение отношения выше 1,2 приводит к возрастанию гидравлических потерь давления в щелевом канале выходной кромки 12.
Использование изобретения позволяет повысить ресурс лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом за счет повышение эффективности охлаждения выходной кромки.