ПЕРО ЛОПАТКИ ТУРБИНЫ И СПОСОБ НАНЕСЕНИЯ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ
TURBINE BLADE ROOT AND APPLICATION METHOD OF THERMAL-PROTECTIVE COATING

Настоящее изобретение относится к перу лопатки турбины, которое может быть использовано в лопатке или лопасти газовой турбины. Кроме того, оно относится к способу нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины.
Перья лопаток газовых турбин, как правило, изготовлены из сверхпрочных сплавов на основе никеля или кобальта, которые демонстрируют высокую стойкость к воздействию горячих и коррозионных газообразных продуктов сгорания, имеющихся в газовой турбине. Тем не менее, несмотря на то, что подобные сверхпрочные сплавы обладают очень высокой коррозионной стойкостью и стойкостью к окислению, высокие температуры газообразных продуктов сгорания в газовых турбинах требуют мер для дополнительного повышения коррозионной стойкости и/или стойкости к окислению. Следовательно, перья лопаток и лопастей газовых турбин, как правило, по меньшей мере частично покрывают системой теплозащитного покрытия для поддержания стойкости к воздействию горячей и коррозионной окружающей среды в течение более длительного периода. Кроме того, тела перьев лопаток, как правило, являются полыми для обеспечения возможности прохода охлаждающей текучей среды, как правило, воздуха, отбираемого из компрессора, через перо лопатки. Охладительные отверстия, имеющиеся в стенках тел перьев лопаток, обеспечивают возможность выхода определенного количества охлаждающего воздуха из внутренних каналов для образования охлаждающей пленки на поверхности пера лопатки, которая дополнительно защищает материал, представляющий собой сверхпрочный сплав, и покрытие, нанесенное на него, от горячей и коррозионной окружающей среды. В частности, охладительные отверстия имеются в выходных кромках перьев лопаток, как показано, например, в патенте США 6077036, в патенте США 6126400, в документах US 2009/0194356 А1 и WO 98/10174.
Потери в зоне выходной кромки представляют собой существенную часть всех потерь, обусловленных комплектом лопаток турбомашин. В частности, толстые выходные кромки приводят к большим потерям. По этой причине были разработаны охлаждаемые перья лопаток, которые имеют конструкцию со срезанной частью в зоне выходной кромки. Данную конструкцию получают посредством снятия/удаления материала на стороне корыта пера лопатки от выходной кромки до нескольких миллиметров по направлению к входной кромке. Данная мера обеспечивает получение очень тонких выходных кромок, которые могут обеспечить значительное повышение эффективности комплекта лопаток. Перо лопатки со срезанной частью и с теплозащитным покрытием раскрыто, например, в документе WO 98/10174 А1. Однако положительное влияние на эффективность может быть обеспечено только в том случае, если толщина выходной кромки довольно мала. С другой стороны, у лопатки с теплозащитным покрытием суммарная толщина стенки литого тела пера лопатки и системы нанесенного теплозащитного покрытия превышает оптимальную толщину конструкции. Кроме того, поскольку скорость потока газа является наибольшей в зоне выходной кромки пера лопатки, теплозащитное покрытие, нанесенное на выходную кромку, подвержено эрозии в высокой степени.
Известно избирательное нанесение системы теплозащитного покрытия на перо лопатки, в частности, таким образом, что выходная кромка пера лопатки и соседние зоны пера лопатки будут оставаться без покрытия. Зоны избирательного нанесения покрытий описаны, например, в патенте США 6126400, в патенте США 6077036, и избирательное нанесение покрытий в связи со способом нанесения покрытия описано, например, в документе US 2009/0104356 А1.
Однако в конструкции по патенту США 6077036 сторона корыта пера лопатки совершенно не покрыта, что означает, что зоны, которые не создают проблем, связанных с большей суммарной толщиной литого тела пера лопатки и покрытия, нанесенного на него, остаются незащищенными от воздействия температуры горячих газообразных продуктов сгорания.
В документах WO 2008/043340 А1 и US 2010/0014962 А1 описано перо лопатки турбины, имеющее теплозащитное покрытие, толщина которого изменяется на поверхности пера лопатки. Начиная от края входного отверстия для потока, толщина слоя теплозащитного покрытия на стороне корыта пера непрерывно уменьшается в направлении края выходного отверстия для потока, при этом никакое теплозащитное покрытие предпочтительно не нанесено на сторону корыта пера непосредственно рядом с краем выходного отверстия для потока, так что на участке стороны корыта пера, который, как правило, выполнен с отверстиями для выхода охлаждающего воздуха, толщина слоя теплозащитного покрытия равна приблизительно нулю. Часть стороны корыта пера, близкая к срезу или воздушному зазору между стороной корыта пера и стороной спинки пера, остается непокрытой.
В конструкции по патенту США 61264 00 теплозащитное покрытие покрывает только приблизительно половину пера лопатки, если смотреть от входной кромки в направлении выходной кромки.
В документе WO 99/48837 предложен керамический состав для изготовленных из композиционных материалов с керамической матрицей изоляционных компаундов газовых турбин.
В документе ЕР 1544414 А1 раскрыта комбинация из двух встроенных охлаждаемых сопел, при этом комбинация из двух полых лопаток присоединена как одно целое между двумя бандажами соплового аппарата турбины. Лопатки имеют ряды выпускных отверстий в выходной кромке.
В патенте США 4121894 раскрыта восстановленная лопатка или лопасть турбины. Восстановленная лопатка или лопасть турбины содержит металлический верхний слой, который был добавлен к поверхностям лопаток посредством процесса плазменного напыления и после этого был подвергнут повторной чистовой обработке для обеспечения его соответствия по форме исходным контурам, заданным для новых лопаток. Металлический верхний слой может быть нанесен для наращивания толщины до 30-40 тысяч дюймов и может быть сведен на нет по мере приближения верхнего слоя к выходной кромке лопатки. Это означает, что зона вокруг выходной кромки не будет покрыта металлическим верхним слоем.
Требуется, чтобы выходная кромка пера лопатки была как можно более тонкой вследствие значительных аэродинамических потерь, связанных с нею. На охлаждаемой лопатке заданная толщина выходной кромки должна включать в себя толщину двух литых стенок, величину воздушного зазора и две толщины теплозащитного покрытия. Вследствие минимальной толщины литой детали сумма всех толщин превышает суммарное целевое значение. Ранее аналогичную часть оставляли без покрытия, вследствие чего она подвергалась более сильному окислению.
С учетом упомянутого предшествующего уровня техники первая задача настоящего изобретения состоит в разработке предпочтительного пера лопатки. Вторая задача состоит в разработке предпочтительной лопасти или лопатки турбины. Третья задача настоящего изобретения состоит в разработке предпочтительного способа нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины.
Первая задача решается посредством пера лопатки турбины по пункту 1 формулы изобретения. Вторая задача решается посредством лопатки или лопасти турбины по пункту 5 формулы изобретения. Вторая задача решается посредством способа нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины по пункту 6 формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат дополнительные усовершенствования по изобретению.
Перо лопатки турбины по изобретению содержит тело пера лопатки. Тело пера лопатки имеет входную кромку, выходную кромку, срезанную часть и наружную поверхность. Наружная поверхность включает в себя сторону спинки лопатки, которая простирается от входной кромки до выходной кромки. Наружная поверхность дополнительно включает в себя сторону корыта пера лопатки. Сторона корыта пера лопатки простирается от входной кромки до выходной кромки или до заднего конца. Задний конец идентичен выходной кромке, если отсутствует срезанная часть или воздушный зазор между стороной корыта пера лопатки и стороной спинки пера лопатки рядом с выходной кромкой. Если имеется срезанная часть или воздушный зазор между стороной корыта пера лопатки и стороной спинки пера лопатки, то сторона корыта пера лопатки не простирается полностью до выходной кромки пера лопатки турбины. Следовательно, в контексте настоящего изобретения конец стороны корыта пера лопатки, расположенный ближе к выходной кромке, назван задним концом. Другими словами, конец стороны корыта пера лопатки у срезанной части или воздушного зазора в направлении хорды, которое проходит от входной кромки к выходной кромке, назван задним концом.
Срезанная часть может быть образована посредством снятия материала на стороне корыта пера лопатки со стороны выходной кромки, например, до нескольких миллиметров, по направлению к входной кромке. Это обеспечивает получение очень тонких выходных кромок, которые могут обеспечить значительное повышение эффективности комплекта лопаток.
Сторона корыта пера лопатки расположена напротив стороны спинки пера лопатки на теле пера лопатки. В пере лопатки турбины по изобретению вся сторона корыта наружной поверхности покрыта теплозащитным покрытием. Теплозащитное покрытие имеет толщину, которая уменьшается по направлению к заднему концу. Например, теплозащитное покрытие может сужаться клиновидно по направлению к заднему концу. Использование клиновидно сужающегося теплозащитного покрытия может привести к сохранению минимальной толщины отливки. В то же время может быть обеспечена общая заданная толщина. Это имеет преимущество, заключающееся в том, что аэродинамическая эффективность пера лопатки сохраняется, и покрытие будет более надежным.
Предпочтительно, если толщина теплозащитного покрытия может непрерывно, например линейно, уменьшаться по направлению к заднему концу.
Перо лопатки турбины по изобретению имеет срезанную часть или воздушный зазор между стороной корыта пера лопатки и стороной спинки пера лопатки. Срезанная часть или воздушный зазор может быть расположена/расположен между выходной кромкой и задним концом. Кроме того, вся сторона спинки наружной поверхности пера лопатки может быть покрыта теплозащитным покрытием.
Лопатка турбины, как правило, содержит перо лопатки или часть с аэродинамическим профилем, которое/которая расположено/расположена между двумя платформами. Лопасть турбины, как правило, содержит перо лопасти или часть с аэродинамическим профилем, которое/которая присоединено/присоединена, по меньшей мере, к одной платформе. Лопасть или лопатка может, кроме того, содержать хвостовую часть. Хвостовая часть, как правило, присоединена к платформе.
Лопасть турбины или лопатка турбины по изобретению содержит перо лопатки/лопасти турбины, подобное описанному ранее. Лопасть турбины или лопатка турбины по изобретению имеет такие же преимущества, как перо лопатки турбины по изобретению.
Способ нанесения теплозащитного покрытия на перо лопатки турбины по изобретению относится к перу лопатки турбины, которое содержит тело пера лопатки. Тело пера лопатки имеет входную кромку, выходную кромку, срезанную часть и наружную поверхность. Наружная поверхность включает в себя сторону спинки пера лопатки, простирающуюся от входной кромки до выходной кромки. Наружная поверхность дополнительно включает в себя сторону корыта пера лопатки, простирающуюся от входной кромки до заднего конца. Задний конец определен, как упомянуто ранее в связи с пером лопатки турбины по изобретению. Сторона корыта пера лопатки расположена напротив стороны спинки на теле пера лопатки. В способе по изобретению всю сторону корыта наружной поверхности пера лопатки, простирающуюся от входной кромки до заднего конца, покрывают теплозащитным покрытием так, что толщина покрытия уменьшается по направлению к заднему концу. Например, толщина покрытия может уменьшаться по направлению к выходной кромке или заднему концу. Толщина покрытия предпочтительно может уменьшаться клиновидно по направлению к выходной кромке или заднему концу.
Предпочтительно, если толщина теплозащитного покрытия может непрерывно, например линейно, уменьшаться по направлению к заднему концу.
Как правило, перо лопатки турбины по изобретению может быть изготовлено посредством использования способа по изобретению. Способ по изобретению имеет такие же преимущества, как и перо лопатки турбины по изобретению.
Дополнительные признаки, свойства и преимущества настоящего изобретения станут ясными из нижеприведенного описания одного варианта осуществления в сочетании с сопровождающими чертежами. Все упомянутые признаки являются предпочтительными каждый сам по себе или в любой комбинации друг с другом.
Фиг. 1 схематически показывает газовую турбину.
Фиг. 2 схематически показывает перо лопатки/лопасти турбины в сечении.
Фиг. 3 схематически показывает часть пера лопатки турбины по изобретению на виде в перспективе с разрезом.
Фиг. 1 схематически показывает газовую турбину 5. Газовая турбина 5 имеет ось вращения с ротором. Ротор содержит вал 107. Вдоль ротора расположены всасывающая часть с корпусом 109, компрессор 101, часть 151, в которой происходит сжигание, турбина 105 и выпускная часть с корпусом 190.
Часть 151, в которой происходит сжигание, сообщается с проточным каналом для горячих газов, который может иметь, например, круглое поперечное сечение. Турбина 105 имеет некоторое число ступеней турбины. Каждая ступень турбины содержит лопаточные венцы из турбинных лопаток. В направлении потока горячего газа в проточном канале для горячих газов за лопаточным венцом из направляющих лопаток 117 турбины следует лопаточный венец из лопаток 115 ротора. Направляющие лопатки 117 турбины соединены с внутренним корпусом статора. Лопатки 115 ротора турбины соединены с ротором. Ротор соединен, например, с генератором.
Во время работы газовой турбины воздух всасывается и сжимается посредством компрессора 101. Сжатый воздух направляется в часть 151, в которой происходит сжигание, и смешивается с топливом. Затем смесь воздуха и топлива подвергается сжиганию. Образующиеся в результате газообразные продукты сгорания проходят по проточному каналу для горячих газов к направляющим лопаткам 117 турбины и к лопаткам 115 ротора турбины и приводят ротор в действие.
Выполненное в направлении хорды сечение тела 10 пера лопатки для пера 117 лопатки схематически показано на фиг. 2. Аэродинамический профиль, показанный на фиг. 2, имеет сторону 13 спинки и сторону 15 корыта. Перо 117 лопатки дополнительно содержит входную кромку 9 и выходную кромку 11. Штрихпунктирная линия, проходящая от входной кромки 9 до выходной кромки 11, показывает хорду 2 профиля. Направление 3 хорды «проходит» от входной кромки 9 к выходной кромке 11.
Фиг. 3 схематически показывает часть пера лопатки турбины по изобретению на виде в перспективе с разрезом. Срезанная часть или воздушный зазор 14 расположена/расположен между стороной 15 корыта и стороной 13 спинки тела 10 пера лопатки. Сторона 13 спинки простирается от входной кромки 9 до выходной кромки 11. Сторона 15 корыта простирается от входной кромки 9 до заднего края 12. Задний край 12 определяет конец стороны 15 корыта в направлении 3 хорды.
Сторона 13 спинки и сторона 15 корыта покрыты теплозащитным покрытием 20. На стороне 15 корыта теплозащитное покрытие 20 имеет участок с постоянной толщиной 21 и участок с уменьшающейся толщиной 22 покрытия. Участок с уменьшающейся толщиной 22 покрытия простирается от участка с постоянной толщиной 21 покрытия до заднего конца 12. Толщина покрытия на участке 22 с уменьшающейся толщиной покрытия уменьшается по направлению к заднему концу 12 до минимальной толщины покрытия.
Толщина пера лопатки турбины у заднего конца 12 обозначена ссылочной позицией 16. Толщина теплозащитного покрытия 20, уменьшающаяся по направлению к задней кромке, имеет преимущество, заключающееся в том, что участок стороны 15 корыта, который расположен рядом с задним краем 12, будет покрыт теплозащитным покрытием, и в то же время может быть обеспечена минимальная толщина 16 в зоне выходной кромки. Это означает, что участок стороны 15 корыта, который расположен рядом с задним концом 12, не должен оставаться непокрытым для обеспечения оптимальных аэродинамических характеристик пера лопатки.
Перо 1 лопатки, которое показано на фиг. 3, может представлять собой перо лопатки 117 турбины или лопатки 115 турбины, например, в газовой турбине 5.
Толщина теплозащитного покрытия на участке 22 с уменьшающейся толщиной покрытия предпочтительно может уменьшаться непрерывно, например линейно, по направлению к заднему концу 12.