ОХЛАЖДАЕМАЯ КОНСТРУКЦИЯ ЛОПАТКИ ИЛИ ЛОПАСТИ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ И СПОСОБ ЕЕ СБОРКИ
COOLED DESIGN OF A BLADE OR BLADES OF A GAS TURBINE AND METHOD OF ITS ASSEMBLY

Область техники
Настоящее изобретение относится к охлаждаемой конструкции газовой турбины с аэродинамическим профилем, такой как лопасти ротора газовой турбины и лопатки статора, и к охлаждению таких компонентов. Настоящее изобретение дополнительно относится к соответствующему способу для ее сборки.
Уровень техники
Современные газовые турбины часто работают при очень высоких температурах, чтобы предоставлять возможность эффективной работы. Влияние температуры на лопасти турбины и/или лопатки статора может быть вредным для эффективной работы турбины, поскольку высокие температуры могут приводить в результате к повреждению компонента турбины, поскольку лопасти ротора находятся под действием больших центробежных сил, и материалы лопастей ротора или лопаток статора являются ослабленными при высокой температуре. В экстремальных обстоятельствах это может даже вести к разрушению и возможной поломке лопасти или лопатки. Для того, чтобы преодолевать этот риск, высокотемпературные полые лопасти или лопатки могут быть использованы с объединенными охлаждающими каналами, вставками и опорами в целях охлаждения. Упомянутые детали используются для инжекционного охлаждения и/или конвекционного охлаждения. Также пленочное охлаждение может быть использовано для защиты поверхностей лопасти или лопатки.
Внутреннее охлаждение предназначается, чтобы обеспечивать эффективный перенос тепла от аэродинамических профилей и протекание охлаждающего воздуха в них. Если эффективность переноса тепла улучшается, меньше охлаждающего воздуха необходимо, чтобы адекватно охлаждать аэродинамические профили. Внутреннее охлаждение типично включает в себя структуры для улучшения эффективности переноса, включающие в себя, например, инжекционные трубы или опоры (также известные как игольчатые ребра). Следовательно, внутреннее охлаждение в аэродинамических профилях турбины использует сочетание инжекционного охлаждения, за которым следует область охлаждения с опорой/игольчатым ребром. Инжекционное охлаждение может быть использовано для передней кромки и может простираться вдоль значительного участка аэродинамического профиля. Игольчатое ребро/ опоры обычно используются по направлению к задней кромке. Опоры связывают противоположные стороны таких аэродинамических профилей (сторону давления и сторону всасывания), чтобы улучшать перенос тепла посредством увеличения площади для переноса тепла и турбулентности потока охлаждающего воздуха. Улучшенная эффективность переноса тепла приводит в результате к улучшенной общей эффективности турбинного двигателя. Кроме того, пропорционирование и конфигурирование каждой зоны охлаждения часто является балансом множества факторов, таких как температуры материалов, перепады давления охлаждающего потока, расход охлаждения, а также производственные и стоимостные ограничения.
Требования охлаждения различных областей охлаждения могут отличаться друг от друга. Такие ситуации могут означать, что при удовлетворении требований охлаждения в одной области, используется чрезмерное охлаждение в других областях, что ведет к общей более низкой эффективности.
Дополнительная проблема может возникать, когда существует необходимость обновлять конструкцию посредством введения пленочного охлаждения в существующую конструкцию с непленочным охлаждением без изменения отливки. Конструкция с пленочным охлаждением может быть ограничена вследствие единственной подающей полости, затрудняющей управление охлаждающими потоками в достаточной степени. В таком случае потребуется подход с множеством подающих охлаждающих полостей. Единственная подающая полость означает в этом отношении, что существует единственная полость в полом аэродинамическом профиле, снабжаемая посредством одного подающего канала. Множество подающих охлаждающих полостей вместо этого определяют конструкцию, в которой несколько отдельных охлаждающих каналов объединяются в полый аэродинамический профиль.
Одной проблемой для всех деталей охлаждающей конструкции является то, что ограничения в производстве или сборке должны учитываться уже в фазе проектирования аэродинамического профиля.
Первой целью изобретения является предоставление полезной охлаждаемой конструкции в форме аэродинамического профиля, такой как лопасть ротора турбины и лопатка статора, с помощью которой вышеупомянутые недостатки могут быть смягчены, и особенно, может быть реализована высокая эффективность охлаждения.
Второй целью настоящего изобретения является предоставление способов для сборки таких охлаждаемых конструкций в форме аэродинамического профиля, посредством которых обеспечивается более аэродинамически эффективный аэродинамический профиль и компонент газовой турбины.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение пытается смягчать эти ограничения и недостатки.
Эта цель достигается посредством независимых пунктов формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения описывают полезные усовершенствования и модификации изобретения.
В соответствии с изобретением создана охлаждаемая конструкция, содержащая, в основном, полый аэродинамический профиль, инжекционную трубу и втулку инжекционной трубы. Втулка инжекционной трубы содержит, по меньшей мере, один сегмент втулки инжекционной трубы. Полый аэродинамический профиль имеет на своей внутренней поверхности продольные ребра, проходящие от передней кромки по направлению к задней кромке полого аэродинамического профиля. Первый сегмент втулки инжекционной трубы, по меньшей мере, один сегмент втулки инжекционной трубы предусматривает снабженный щелями блокиратор потока охлаждающего воздуха на поверхности первого сегмента втулки инжекционной трубы, первый сегмент втулки инжекционной трубы вставляется в полый аэродинамический профиль так, что ребра полого аэродинамического профиля зацепляются с соответствующими пазами снабженного щелями блокиратора потока охлаждающего воздуха, и так, что поверхность первого сегмента втулки инжекционной трубы опирается на ребра. Инжекционная труба вставляется в полый аэродинамический профиль так, что, по меньшей мере, один сегмент втулки инжекционной трубы размещается между внутренней поверхностью полого аэродинамического профиля и внешней поверхностью инжекционной трубы.
Эта конструкция является особенно полезной для единственных подающих полостей, чтобы предоставлять возможность разделения всей охлаждающей полости на подполости. Снабженный щелями блокиратор потока охлаждающего воздуха действует в качестве барьера для потока охлаждающей текучей среды.
Эта конструкция предоставляет возможность предоставлять такие барьеры простым способом.
Термин "снабженный щелями блокиратор потока охлаждающего воздуха" рассматривается как определяющий блокирующий элемент для потока текучей среды, при этом блокирующий элемент имеет зазоры или пазы. Он является блокиратором течи в разрыве трубопровода. Обычно пазы будут предоставлять возможность текучей среде проходить, но поскольку снабженный щелями блокиратор потока зацепляется с соответствующими ребрами, поток текучей среды по существу блокируется.
Поскольку первый сегмент втулки инжекционной трубы опирается на ребра, поверхность первого сегмента втулки инжекционной трубы является отдаленной от внутренней поверхности полого аэродинамического профиля. Следовательно, формируются отдельные охлаждающие полости, ограниченные поверхностью первого сегмента втулки инжекционной трубы, внутренней поверхностью полого аэродинамического профиля, двумя соседними ребрами и одним или двумя блокираторами потока. Такая отдельная охлаждающая полость затем может быть подпитана отдельно через инжекционные отверстия, присутствующие в инжекционной трубе. Воздух из этой полости может затем быть выпущен через отверстия пленочного охлаждения, присутствующие в стенке аэродинамического профиля или может быть направлен в заднюю область аэродинамического профиля, чтобы обеспечивать дополнительное охлаждение в этой области.
Изобретение является особенно полезным, поскольку сборка такой охлаждаемой конструкции является довольно простой. В соответствии с изобретением следующие этапы сборки могут быть выполнены в следующем порядке:
(1) предоставление, в основном, полого аэродинамического профиля;
(2) вставка первого сегмента втулки инжекционной трубы в центральную область полого аэродинамического профиля;
(3) осуществление маневрирования вставленного первого сегмента втулки инжекционной трубы на место в направлении соответствующего участка стенки полого аэродинамического профиля так, что ребра полого аэродинамического профиля зацепляются с соответствующими пазами снабженного щелями блокиратора потока первого сегмента втулки инжекционной трубы, и так, что поверхность первого сегмента втулки инжекционной трубы опирается на ребра полого аэродинамического профиля;
(4) необязательно – если больше одного сегмента втулки инжекционной трубы должно быть использовано – вставка и осуществление маневрирования, по меньшей мере, одного дополнительного сегмента, по меньшей мере, из одного сегмента втулки инжекционной трубы, так что дополнительная поверхность, по меньшей мере, одного дополнительного сегмента, по меньшей мере, из одного сегмента втулки инжекционной трубы опирается на ребра полого аэродинамического профиля;
(5) вставка инжекционной трубы в полый аэродинамический профиль так, что, по меньшей мере, один сегмент втулки инжекционной трубы размещается между внутренней поверхностью полого аэродинамического профиля и внешней поверхностью инжекционной трубы.
В результате этапа (3) и необязательного этапа (4) внутренняя поверхность стенки аэродинамического профиля покрывается сегментами втулки инжекционной трубы.
В результате этапа (5) инжекционная труба может скользить в сегмент(ы) втулки инжекционной трубы, которые уже размещены внутри аэродинамического профиля посредством этапа (3) и необязательного этапа (4).
При маневрировании, по меньшей мере, одного дополнительного сегмента, по меньшей мере, из одного сегмента втулки инжекционной трубы, оно может включать в себя этап толкания, по меньшей мере, одного дополнительного сегмента, по меньшей мере, из одного сегмента втулки инжекционной трубы, пока он не коснется ранее установленного первого сегмента втулки инжекционной трубы. Альтернативно, оба сегмента втулки инжекционной трубы могут оставаться на месте в соприкосновении друг с другом.
Термин "втулка" используется, чтобы указывать, с одной стороны, что втулка инжекционной трубы является отдельным компонентом по сравнению с инжекционной трубой, который будет присоединен позже во время сборки. С другой стороны, "втулка" указывает дополнительно, что втулка инжекционной трубы имеет сопрягающуюся поверхность с поверхностью инжекционной трубы. Это является тем, что также называется соединением "с геометрическим замыканием".
"Втулка" указывает, что расширенная область инжекционной трубы находится в непосредственном соприкосновении с втулкой инжекционной трубы. Предпочтительно большая часть поверхности инжекционной трубы должна быть покрыта втулкой инжекционной трубы. Тем не менее, термин "втулка" не должен интерпретироваться так, что втулка будет полностью замкнутой или окружать полную окружность инжекционной трубы. Втулка инжекционной трубы может быть разомкнутой, так что она может не создавать законченный овал, а только изогнутую стенку с открытыми концами, предпочтительно с открытыми концами на торце задней кромки втулки инжекционной трубы.
В варианте осуществления ребра могут проходить, в основном, параллельно направлению, проходящему от передней кромки до задней кромки. Дополнительно или альтернативно, ребра могут проходить, в основном перпендикулярно направлению размаха полого аэродинамического профиля. Следовательно, эти ребра обеспечивают устойчивое основание для вставленной втулки инжекционной трубы. Кроме того, они предоставляют барьеры, чтобы создавать отдельные охлаждающие полости на различных высотах аэродинамического профиля.
Предпочтительно между 3 и 8 ребрами может присутствовать на каждой стенке аэродинамического профиля, предпочтительно 4–6. Другое число может быть предпочтительным в зависимости от высоты аэродинамического профиля.
Таким образом, с ребрами и расположенными с интервалом поверхностями полого аэродинамического профиля и втулкой инжекционной трубы, предпочтительно множество полостей инжекционного охлаждения может быть сформировано между внутренней поверхностью полого аэродинамического профиля и поверхностями, по меньшей мере, одного сегмента втулки инжекционной трубы, каждая отделена одним из ребер. Результатом является множество охлаждающих полостей и/или охлаждающих проточных каналов.
В варианте осуществления предпочтительно два или более сегментов втулки инжекционной трубы могут содержаться в охлаждаемой конструкции. В частности, второй сегмент втулки инжекционной трубы, по меньшей мере, из одного сегмента втулки инжекционной трубы может предусматривать – аналогично первому сегменту втулки инжекционной трубы – снабженный щелями блокиратор потока на поверхности второго сегмента втулки инжекционной трубы, второй сегмент втулки инжекционной трубы вставляется в полый аэродинамический профиль так, что ребра полого аэродинамического профиля зацепляются с соответствующими пазами снабженного щелями блокиратора потока, и так, что поверхность второго сегмента втулки инжекционной трубы опирается на ребра. Снабженный щелями блокиратор потока первого сегмента втулки инжекционной трубы и снабженный щелями блокиратор потока второго сегмента втулки инжекционной трубы могут определять полости инжекционного охлаждения для переднего края аэродинамического профиля, которые отделяются блокираторами потока от дополнительных оставшихся полостей инжекционного охлаждения. Последние полости могут быть расположены на стороне давления или стороне всасывания аэродинамического профиля.
Термин "зацепляет" может также пониматься как вдавливание первого компонента, который устанавливается на выступ второго компонента, так что они могут быть соединены вместе.
В дополнительном варианте осуществления, по меньшей мере, один сегмент втулки инжекционной трубы и инжекционная труба могут быть соединены через соединение с геометрическим замыканием. Предпочтительно, поверхности сегмента втулки с инжекционной трубой имеют соответствующие поверхности, так что они могут быть соединены непосредственно друг с другом без зазоров между собой. Таким образом, они могут быть в непосредственном соприкосновении друг с другом.
В предпочтительном варианте осуществления охлаждаемая конструкция конфигурируется для инжекционного охлаждения. В частности, первый сегмент втулки инжекционной трубы может содержать вырезы, при этом отверстия инжекционного охлаждения инжекционной трубы располагаются выровненными с вырезами. В результате, отверстия инжекционного охлаждения остаются разблокированными посредством первого сегмента втулки инжекционной трубы, так что воздух, проходящий через отверстия инжекционного охлаждения инжекционной трубы, может ударяться о внутреннюю поверхность аэродинамического профиля в форме натекающих струй. Такие вырезы обеспечивают достаточно большое отверстие для области, в которой отверстия инжекционного охлаждения – или другие отверстия для прохождения охлаждающей текучей среды – присутствуют в инжекционной трубе.
В предпочтительной конфигурации снабженный щелями блокиратор потока может быть размещен как снабженный щелями гребень – гребень может также называться снабженным щелями профилем или снабженной щелями структурой стенки – присоединенным к или являющимся частью первого сегмента втулки инжекционной трубы, в частности, как вырезы сложенного металлического листа первого сегмента втулки инжекционной трубы. Если снабженный щелями гребень является частью первого сегмента втулки инжекционной трубы, это означает, что первый сегмент втулки инжекционной трубы формируется как одно целое с гребнем, так что они являются единым компонентом.
В случае варианта, когда снабженный щелями гребень присоединятся к первому сегменту втулки инжекционной трубы, снабженный щелями блокиратор потока может быть размещен как прерывистые уплотнительные элементы, присоединенные к первому сегменту втулки инжекционной трубы, в частности, сконфигурированные как канатовидные уплотнительные элементы. Предпочтительно первый сегмент втулки инжекционной трубы может содержать крепления, посредством которых уплотнительные элементы могут быть закреплены. В отношении этой конфигурации, термин "прерывистые уплотнительные элементы" может также быть удовлетворен, если множество отдельных уплотнительных элементов присоединяются к первому сегменту втулки инжекционной трубы.
Когда ребра предпочтительно проходят перпендикулярно направлению размаха, снабженный щелями блокиратор потока может проходить по существу в направлении размаха первого сегмента втулки инжекционной трубы.
В другом варианте осуществления полый аэродинамический профиль, инжекционная труба и втулка инжекционной трубы могут быть раздельными компонентами, связанными или соединенными вместе для охлаждаемой конструкции, инжекционная труба и втулка инжекционной трубы являются, в частности, листовыми металлическими вставками для полого аэродинамического профиля.
Обсуждаемая охлаждаемая конструкция газовой турбины может быть конструкцией либо лопасти газовой турбины, либо конструкцией лопатки газовой турбины. Полый аэродинамический профиль может быть аэродинамическим профилем такой лопасти турбины или лопатки турбины.
Инжекционная труба и/или втулка инжекционной трубы могут проходить, в основном полностью по размаху полого аэродинамического профиля.
В основном, полый аэродинамический профиль может быть структурирован посредством наличия области охлаждения передней кромки на передней кромке – "передней" относительно направления потока пути горячей основной текучей среды, в котором возвышается аэродинамический профиль, таким образом, передний означает выше по потоку для пути основной текучей среды, – области охлаждения опоры на задней кромке – "задней" означает ниже по потоку для пути основной текучей среды, – стороны всасывания со стенкой на стороне всасывания и стороны давления со стенкой на стороне давления, при этом область охлаждения опоры содержит, по меньшей мере, одну опору, проходящую между стенкой на стороне всасывания и стенкой на стороне давления.
Предоставленные детали инжекционной трубы и/или втулки инжекционной трубы могут быть расположены в области в направлении передней кромки аэродинамического профиля и/или средней области аэродинамического профиля. Область задней кромки может быть должна сужаться и, следовательно, может лучше обеспечиваться охлаждением с помощью опоры.
Охлаждаемая конструкция является "узлом турбины" (или турбинным узлом), который означает узел, предусмотренный для турбины, типа газовой турбины, при этом узел содержит, по меньшей мере, аэродинамический профиль. Узел турбины может быть единственной лопастью ротора или направляющей лопаткой, или множеством таких лопастей или лопаток, размещенных по окружности вокруг оси вращения турбины. Узел турбины может дополнительно содержать внешнюю и внутреннюю платформу, размещенную на противоположных концах аэродинамического профиля(ей), или кожух и корневой участок, размещенные на противоположных концах аэродинамического профиля(ей). В этом контексте "в основном, полый аэродинамический профиль" означает аэродинамический профиль со стенкой, при этом стенка окружает, по меньшей мере, одну полость. Структура, типа ребра, перемычки или перегородки, которая отделяет полости в аэродинамическом профиле друг от друга, не мешает определению "в основном, полого аэродинамического профиля". Предпочтительно, аэродинамический профиль является полым посредством единственной полости. В последующем описании, в основном, полый аэродинамический профиль будет также называться аэродинамическим профилем.
Область охлаждения или область охлаждения передней кромки может охлаждаться посредством любого принципа, возможного для специалиста в области техники, типа простой конвекции, пленочного охлаждения, инжекционного охлаждения, вихревого охлаждения, турбулизаторов/ребер, впадин/выступов и т.д., согласно изобретению она может содержать структуры типа одной или нескольких инжекционных труб. Предпочтительно, область охлаждения передней кромки является областью инжекционного охлаждения, содержащей (по меньшей мере) одну инжекционную трубу. Область охлаждения задней кромки осуществляется предпочтительно как область охлаждения с опорой (или) игольчатым ребром. Дополнительно, стенка на стороне давления или на стороне всасывания является стенкой, обращенной к внешней стороне узла турбины или находящейся в соприкосновении с газовым трактом турбины, окружающим узел турбины. Эта стенка может также иметь внутреннюю поверхность, которая может быть охлаждена посредством предварительно упомянутых деталей охлаждения.
Кроме того, вставка типа инжекционной трубы или сегмента втулки инжекционной трубы предназначается, чтобы означать отдельную или независимо осуществленную или произведенную деталь или часть относительно аэродинамического профиля, которая может быть вставлена во время процесса сборки внутрь полого аэродинамического профиля или его полость, соответственно. Таким образом, в собранном состоянии узла турбины вставка размещается внутри полого аэродинамического профиля или его полости. Собранное состояние вставки в аэродинамическом профиле представляет состояние узла турбины, когда он предполагает работать, и, в частности, рабочее состояние узла турбины или турбины, соответственно.
Инжекционная труба и/или втулка инжекционной трубы в качестве вставок опираются на ребра и необязательно могут удерживаться на месте в аэродинамическом профиле любым средством, возможным для специалиста в области техники. Например, вставка может быть припаяна, точечно приварена или приклеена, например, к опоре, стенке аэродинамического профиля или платформе. Кроме того, инжекционная трубка может быть расположена внутри аэродинамического профиля посредством прессовой посадки инжекционной трубы в втулку инжекционной трубы и далее в полость аэродинамического профиля. Может также быть возможным, что вставка имеет упругое свойство и удерживает себя на месте благодаря упругой деформации и расширению.
Дополнительно предусматривается, что инжекционная трубка и/или втулка инжекционной трубки осуществляется как пластина или металлический лист. Таким образом, вставка может быть очень тонкой в профиле и легкой по весу. "Пластина" предназначается, чтобы означать структуру, имеющую, по меньшей мере, две поверхности, проходящие параллельно друг другу и/или, в основном, 2–мерную структуру, имеющую ширину и длину в несколько раз (более чем в 10 раз) больше глубины структуры.
Согласно варианту осуществления инжекционная труба и/или втулка инжекционной трубы имеет изогнутый контур, проходящий, в основном, по контурной линии полого аэродинамического профиля. Следовательно, форма инжекционной трубы совпадает с формой аэродинамического профиля.
Узел турбины содержит множество опор, формирующих массив опор или комплект в области охлаждения с опорой. Множество опор предпочтительно размещаются в рядах или друг за другом либо в направлении размаха, либо в направлении хорды. Например, эти ряды могут быть размещены таким образом, что они размещаются сдвинутыми друг к другу. Направление хорды или направление по потоку является направлением от передней кромки к задней кромке, а направление по размаху является направлением, перпендикулярным направлению хорды или направлению от внутренней к внешней платформе.
Стенка или сегмент стенки предназначается, чтобы означать область узла турбины, которая определяет, по меньшей мере, полость и, в частности, полость аэродинамического профиля. Чтобы обеспечивать доступ к полому аэродинамическому профилю или его полости и/или подавать охлаждающую текучую среду во время работы, сегмент стенки содержит, по меньшей мере, одно отверстие. Отверстие и инжекционная труба и/или втулка инжекционной трубы в качестве вставок сочетаются друг с другом относительно размера, чтобы предоставлять возможность введения вставки.
Согласно ранее введенным конфигурациям может быть предоставлен узел турбины, который имеет повышенную эффективность охлаждения в сравнении с состоянием систем уровня техники. Кроме того, существующие структуры аэродинамического профиля могут быть использованы для сборки узла турбины. Следовательно, с использованием такого узла турбины аэродинамические профили традиционного уровня техники могут быть использованы, без дорогостоящей реконструкции этих аэродинамических профилей, в частности, без модификации сердечника для отливки аэродинамического профиля. Следовательно, эффективный узел турбины или турбина, соответственно, могут преимущественно быть предоставлены.
Как изложено выше, отверстие используется для вставки инжекционной трубы и втулки инжекционной трубы. Следовательно, отверстие может обеспечивать двойную функцию. Фраза "позиционирование на место" предназначается, чтобы означать процесс посредством пассивного или активного механизма, действующего на вставку.
Должно быть отмечено, что варианты осуществления изобретения были описаны со ссылкой на различные предметы изобретения. В частности, некоторые варианты осуществления были описаны со ссылкой на пункты формулы изобретения типа оборудования, тогда как другие варианты осуществления были описаны со ссылкой на пункты формулы типа способа. Однако, специалист в области техники сделает заключение из вышеприведенного и последующего описания, что, пока не упомянутое другое, в дополнение к любому сочетанию отличительных признаков, принадлежащих одному типу предмета изобретения, также любое сочетание между отличительными признаками, относящимися к другим предметам изобретения, в частности, между отличительными признаками пунктов формулы изобретения типа оборудования и отличительными признаками пунктов формулы изобретения типа способа рассматривается как описываемое с помощью этой заявки.
Кроме того, примеры были и будут описываться в последующих разделах посредством ссылки на газотурбинные двигатели. Изобретение также является применимым для любого типа турбомашинного оборудования, например, компрессоров или паровых турбин. Кроме того, общая идея может быть применена даже более обобщенно к любому типу машины. Она может быть применена к вращающимся частям – таким как лопасти ротора – также как неподвижным частям – таким как направляющие лопатки.
Аспекты, определенные выше, и дополнительные аспекты настоящего изобретения являются очевидными из примеров вариантов осуществления, которые должны быть описаны позже в данном документе, и объясняются со ссылкой на примеры варианта осуществления.
Краткое описание чертежей
Варианты осуществления изобретения сейчас будут описаны, только посредством примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1: показывает схематично и в виде в разрезе газотурбинный двигатель, содержащий несколько изобретенных узлов турбины,
Фиг. 2: показывает вид в перспективе для узла турбины с вставкой, вставленной в аэродинамический профиль сегмента направляющей лопатки газотурбинного двигателя на фиг. 1,
Фиг. 3: показывает поперечное сечение через аэродинамический профиль на фиг. 2 на средней высоте, по существу параллельно внутренней или внешней платформам узла турбины предшествующего уровня техники,
Фиг. 4: показывает поперечное сечение через аэродинамический профиль от передней кромки к задней кромке в трехмерном виде,
Фиг. 5: показывает поперечное сечение через аэродинамический профиль на фиг. 2 на средней высоте по существу параллельно внутренней или внешней платформам узла турбины согласно изобретению,
Фиг. 6: показывает угловую проекцию сегмента втулки инжекционной трубы согласно изобретению,
Фиг. 7: показывает вид в разрезе для участка зацепления втулки инжекционной трубы со стенкой аэродинамического профиля согласно изобретению,
Фиг. 8–12: показывают виды в разрезе аэродинамического профиля и его компонентов на различных этапах выполнения, чтобы иллюстрировать способ сборки согласно изобретению,
Фиг. 13: иллюстрирует втулку инжекционной трубы в трехмерном виде, когда соединена с инжекционной трубой,
Фиг. 14–16: иллюстрируют варианты втулок инжекционной трубы в трехмерном виде с фокусированием на блокираторах потока,
Фиг. 17: иллюстрирует вид сверху варианта на фиг. 16, когда установлен в аэродинамическом профиле.
Подробное описание иллюстрированных вариантов осуществления
Настоящее изобретение описывается, как показано на фиг. 1, со ссылкой на примерный газотурбинный двигатель 68, имеющий единственный вал 80 или шкив, соединяющий единственную, многоступенчатый отсек 72 компрессора и единый, одно– или более ступенчатый отсек 76 турбины. Однако, следует понимать, что настоящее изобретение в равной степени является применимым к двигателям с двумя или тремя валами, и которые могут быть использованы для промышленных, авиа– или судостроительных применениях.
Термины выше по потоку и ниже по потоку ссылаются на направление потока основного или рабочего газового потока через двигатель 68, пока не заявлено иное. Если используются, термины осевой, радиальный и круговой выполняются со ссылкой на ось 78 вращения двигателя 68.
Фиг. 1 показывает пример газотурбинного двигателя 68 в виде в разрезе. Газотурбинный двигатель 68 содержит, в последовательности потока, впускное отверстие 70, отсек 72 компрессора, отсек 74 камеры сгорания и отсек 76 турбины, которые, в целом, размещаются в последовательности протекания и, в целом, в направлении продольной или оси 78 вращения. Газотурбинный двигатель 68 дополнительно содержит вал 80, который является вращаемым вокруг оси 78 вращения, и который проходит продольно через газотурбинный двигатель 68. Вал 80 с возможностью передачи приводного усилия соединяет компоненты ротора отсека 76 турбины с компонентами ротора отсека 72 компрессора.
В эксплуатации газотурбинного двигателя 68 воздух 82, который засасывается через впускное отверстие 70 для воздуха, сжимается посредством отсека 72 компрессора и доставляется в отсек камеры сгорания или отсек 74 горелки. Отсек 74 горелки содержит в показанном примере камеру 84 повышенного давления для горелки, одну или более камер 86 сгорания, определенных контейнером 88 с двойной стенкой, и, по меньшей мере, одну горелку 90, прикрепленную к каждой камере 86 сгорания. Камеры 86 сгорания и горелки 90 располагаются внутри камеры 84 повышенного давления для горелки. Сжатый воздух, проходящий через отсек 72 компрессора, поступает в диффузор 92 компрессора и выпускается из диффузора 92 в камеру 84 повышенного давления для горелки, откуда доля воздуха поступает в горелку 90 и смешивается с газообразным или жидким топливом. Воздушно–топливная смесь затем сжигается или сгорает, и сформировавшийся газ 94 сгорания или рабочий газ – или главная текучая среда – из камеры сгорания направляется по каналу через переходный трубопровод 96 в отсек 76 турбины.
Этот примерный газотурбинный двигатель 68, как изображено, имеет трубчатую – трубчато–кольцевую – компоновку 98 отсека камеры сгорания, которая состоит из кольцевого массива жаровых труб 88, каждая имеет горелку 90 и камеру 86 сгорания, переходный трубопровод 96 имеет, как правило, круглое впускное отверстие, которое соединяется с камерой 86 сгорания, и выпускное отверстие в форме кольцевого сегмента. Кольцевой массив выпускных отверстий переходного трубопровода формирует кольцевое пространство для направления по каналу газов сгорания в отсек 76 турбины.
Отсек 76 турбины содержит множество несущих лопасти дисков 100 или турбинных колес 102, соединенных с валом 80. В настоящем примере отсек 76 турбины содержит два диска 100, каждый несет кольцевой массив лопастей турбины в качестве охлаждаемых конструкций (узлов 10 турбины), каждая из которых содержит аэродинамический профиль 12. Однако, число несущих лопасти дисков 100 может быть различным в зависимости от газотурбинного двигателя, т.е., только один диск 100 или также более чем два диска 100. Кроме того, каскады 104 турбины располагаются между лопастями турбины. Каждый каскад 104 турбины несет кольцевой массив направляющих лопаток – которые также являются примерами узлов 10 турбины, – каждая из которых содержит аэродинамический профиль 12 в форме направляющих лопаток. Направляющие лопатки, которые являются элементом или прикреплены к статору 106 газотурбинного двигателя 68. Между выходом камеры 86 сгорания и верхними по потоку лопастями турбины так называемые направляющие лопатки впускного отверстия или направляющие лопатки 108 сопла обеспечиваются ориентиром, чтобы поворачивать поток рабочего газа 94 на лопасти турбины.
Газ 94 сгорания из камеры 86 сгорания входит в отсек 76 турбины и приводит в движение лопасти турбины, которые, в свою очередь, вращают вал 80 и все компоненты, соединенные с валом 80. Направляющие лопатки 108 служат для оптимизации угла газа 94 сгорания или рабочего газа к лопастям турбины. Отсек 76 турбины приводит в действие отсек 72 компрессора. Отсек 72 компрессора содержит осевую последовательность ступеней 110 направляющей лопатки и ступеней 112 лопасти ротора. Ступени 112 лопасти ротора содержат роторный диск 100, окружающий узлы 10 турбины кольцевым массивом аэродинамических профилей 12 или лопастей турбины.
Отсек 72 компрессора также содержит неподвижный корпус 114, который окружает ступени 112 ротора в круговом направлении 116 и поддерживает ступени 110 лопатки. Ступени 110 направляющей лопатки включают в себя кольцевой массив радиально проходящих узлов 10 турбины с аэродинамическими профилями 12, осуществленными как лопатки, которые устанавливаются на корпус 114. Лопатки в отсеке 72 компрессора – аналогично лопаткам в отсеке 76 турбины – предусматриваются, чтобы представлять поток газа под оптимальным углом для лопастей в заданный рабочий момент двигателя. Некоторые из ступеней 110 направляющей лопатки могут иметь переменные лопатки, где угол лопаток, вокруг их собственной продольной оси, может быть отрегулирован в соответствии с углом согласно характеристикам воздушного потока, который возникает в различных условиях работы двигателя.
Корпус 114 определяет радиально внешнюю поверхность 118 канала 120 для основной текучей среды отсека 72 компрессора. Радиально внутренняя поверхность 122 канала 120, по меньшей мере, частично определяется барабаном ротора 124 для ротора, который частично определяется кольцевым массивом лопастей.
Фиг. 2 показывает вид в перспективе узла 10 турбины, осуществленного как лопатка, для газотурбинного двигателя 68. Узел 10 турбины содержит, в основном, полый аэродинамический профиль 12 с двумя областями охлаждения, в частности, областью 14 охлаждения передней кромки, осуществленной как область инжекционного охлаждения, и областью 18 охлаждения с игольчатым ребром или опорой. Первая располагается на передней кромке 16, а последняя располагается на задней кромке 20 аэродинамического профиля 12. На противоположных концах 126, 126' аэродинамический профиль 12 содержит внешнюю платформу 128 и внутреннюю платформу 128'. В круговом направлении 116 каскада 104 турбины несколько аэродинамических профилей 12 могут быть размещены, при этом все аэродинамические профили 12 могут быть соединены посредством внутренней и внешней платформ 128, 128' друг с другом. Полное кольцо аэродинамических профилей 12 и их соединенные платформы 128, 128' могут быть собраны из сегментов направляющей лопатки. Показанный пример является сегментом направляющей лопатки с двумя аэродинамическими профилями 12.
Внешняя и внутренняя платформа 128, 128' обе содержат сегмент 62 стенки, проходящий, в основном, параллельно направлению 58, проходящему от передней кромки 16 до задней кромки 20 (также известно как направление по хорде) и, в основном, перпендикулярно направлению 40 размаха полого аэродинамического профиля 12. Сегмент 62 стенки имеет отверстие 66 аэродинамического профиля, которое размещается выровненным с областью 14 охлаждения передней кромки аэродинамического профиля 12 и обеспечивает доступ к полому аэродинамическому профилю 12 (только отверстие 62 аэродинамического профиля сегмента 62 стенки во внешней платформе 128 показано на фиг. 2, но отверстие может также присутствовать во внутренней платформе 128').
Аэродинамический профиль 12 дополнительно содержит сторону 26 всасывания со стенкой 28 на стороне всасывания и сторону 22 давления со стенкой 24 на стороне давления. Начиная от задней кромки 20, стенка 28 на стороне всасывания, передняя кромка 14 и стенка 24 на стороне давления формируют границу 130 аэродинамического профиля для полого аэродинамического профиля 12. Граница 130 аэродинамического профиля содержит полость 132 в качестве центральной области, в частности, простирающуюся по области 14 охлаждения передней кромки и возможно также проходящую к средней области полого аэродинамического профиля 12. Через аэродинамическое отверстие 66 структура 50 стенки, представленная, по меньшей мере, инжекционной трубой, может быть расположена внутри полости 132 с целью охлаждения. Структура 50 стенки проходит в направлении 40 размаха полностью по размаху 60 полого аэродинамического профиля 12. Охлаждающий носитель 134, типа воздуха, может поступать в структуру 50 стенки через отверстие 66 для введения во внешней платформе 128, и часть его может выходить из аэродинамического профиля через отверстие 66 для введения во внутренней платформе 128'.
В области инжекционной трубы и области инжекционного охлаждения, предпочтительно рядом с передней кромкой, могут присутствовать отверстия 160 пленочного охлаждения, через которые охлаждающий воздух может проходить сквозь стенку аэродинамического профиля – например, стенку 24 на стороне давления – чтобы обеспечивать некоторый эффект пленочного охлаждения на окатываемую горячим газом внешнюю поверхность аэродинамического профиля 12.
Область 18 охлаждения кромки опоры содержит массив или множество опор 30, размещенных в несколько рядов или друг за другом в направлении 58 от передней кромки 16 к задней кромке 20, также как в направлении 40 размаха. Дополнительно, ряды опор 30 предпочтительно размещаются в обоих направлениях 40 и 58 таким образом, что они размещаются сдвинутыми друг к другу.
Фиг. 3 показывает поперечное сечение через аэродинамический профиль на фиг. 2 на средней высоте, по существу параллельно внутренней или внешней платформам 128, 128' узла турбины предшествующего уровня техники.
Показаны граница 130 аэродинамического профиля, опоры 30 и инжекционная труба 15. Инжекционная труба 15 предоставляет область 150 инжекционного охлаждения, опоры 30 предоставляют область 152 охлаждения с помощью опор.
Инжекционная труба 15 содержит инжекционные отверстия, которые предоставляют возможность создавать набегающие струи, ударяющие внутреннюю поверхность границы 130 аэродинамического профиля во время работы, как указано стрелками на чертеже.
Инжекционная труба 15 может опираться на продольные ребра, как изображено на фиг. 4.
Фиг. 4 показывает поперечное сечение через аэродинамический профиль 12 от передней кромки 16 до задней кромки 20 в трехмерном виде. Инжекционная труба 15 удалена в этом изображении. Опоры 30 показаны, вместе с внутренней поверхностью 210 аэродинамического профиля 12, от которой опоры 30 и продольные ребра 211 возвышаются.
Ребра 211 предоставляют ребристую поверхность, на которую инжекционная труба 15 может опираться, после того как она вставлена, аналогично фиг. 3. Таким образом, пространство на фиг. 3 между инжекционной трубой 15 и границей 130 аэродинамического профиля, с одной стороны, просто показывает полость между этими двумя стенками, но, с другой стороны, может показывать вид сверху на одно из ребер.
Фиг. 5 теперь показывает поперечное сечение через аэродинамический профиль на фиг. 2 на средней высоте по существу параллельно внутренней или внешней платформам узла турбины согласно изобретению. Изобретенный узел 10 турбины является направляющей лопаткой, которая изображается в виде в поперечном сечении.
Узел 10 турбины конфигурируется как, в основном, полый аэродинамический профиль 12 со стенкой 24 на стороне давления и стенкой 28 на стороне всасывания. Аналогично конфигурации, обсужденной относительно фиг. 4, полый аэродинамический профиль 12 имеет на своей внутренней поверхности 210 продольные ребра 211, проходящие от передней кромки 16 по направлению к задней кромке 20 полого аэродинамического профиля 12. "По направлению к" указывает направление, но ребра 211 уже заканчиваются гораздо раньше, возможно в средней области стенки 24 на стороне давления и/или стенки 28 на стороне всасывания. На фиг. 5 показано только одно из ребер 211, которое находится в плоскости поперечного сечения или ниже плоскости поперечного сечения. Ребра 211, в частности, являются свободными от вырезов, канавок или выемок.
В изображенной конфигурации на фиг. 5 инжекционная труба 15 помещается в полость 132 полого аэродинамического профиля 12. Инжекционная труба 15 не опирается непосредственно на ребра 211, но промежуточный компонент присутствует между ними, втулка 200 инжекционной трубы. Втулка 200 инжекционной трубы следует форме инжекционной трубы 15, так что стенка втулки 200 инжекционной трубы находится в непосредственном и непрерывном, поверхностном соприкосновении. Втулка 200 инжекционной трубы на фиг. 5 является сегментированной, содержащей, по меньшей мере, один сегмент 201 втулки инжекционной трубы. На фиг. 5 показаны два сегмента, первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы и второй сегмент 203 втулки инжекционной трубы. В других вариантах осуществления могут присутствовать более двух сегментов.
В примерном варианте осуществления на фиг. 5 также указываются отверстия 160 пленочного охлаждения, которые обеспечивают проход из внутренней полости к внешней стороне аэродинамического профиля 12, в частности, чтобы обеспечивать пленочное охлаждение на внешней стороне аэродинамического профиля 12.
Некоторые из отличительных признаков будут теперь объяснены посредством ссылки на фиг. 5–7, имея конкретный вид на первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы. Тем не менее, все, что будет объяснено относительно первого сегмента 202 втулки инжекционной трубы, будет также применяться ко второму сегменту 203 втулки инжекционной трубы. Фиг. 6 показывает вид под углом для первого сегмента 202 втулки инжекционной трубы согласно изобретению, а фиг. 7 показывает вид в разрезе участка зацепления первого сегмента 202 втулки инжекционной трубы со стенкой аэродинамического профиля типа стенки 24 на стороне давления согласно изобретению.
Первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы предоставляет снабженный щелями блокиратор 204 потока охлаждающего воздуха на поверхности 205 первого сегмента 202 втулки инжекционной трубы. В показанном примере снабженный щелями блокиратор 204 потока содержит две створки, которые размещаются под углом к поверхности 205.
Как выделено на фиг. 7, первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы вставляется в полый аэродинамический профиль 12 – в частности, стенку 24 на стороне давления – так, что ребра 211 полого аэродинамического профиля 12 зацепляются с соответствующими пазами 208 снабженного щелями блокиратора 204 потока, и так, что поверхность 205 первого сегмента 202 втулки инжекционной трубы опирается на ребра 211.
Фокусируясь обратно на фиг. 5, инжекционная труба 15 затем вставляется в полый аэродинамический профиль 12 так, что сегмент(ы) 201 втулки инжекционной трубы размещается/размещаются между внутренней поверхностью 210 полого аэродинамического профиля 12 и внешней поверхностью 220 инжекционной трубы 15. Внутренняя поверхность 210 полого аэродинамического профиля 12 может также быть верхней поверхностью ребер 211. Таким образом, верхняя поверхность ребер 211 будет в соприкосновении с первым сегментом 202 втулки инжекционной трубы через несущую поверхность 212, что указывается прерывистыми линиями на фиг. 6.
В результате, фиг. 5 показывает полый аэродинамический профиль 12 с областью с ребрами 211, которая охлаждается посредством инжекционного охлаждения через инжекционную трубу 15. Эта область располагается в переднем и/или среднем участке аэродинамического профиля 12. Дополнительно, аэродинамический профиль 12 содержит область 18 охлаждения с помощью опоры в задней области аэродинамического профиля 12 для использования конвекционного охлаждения.
На фиг. 5 указываются два сегмента 201 втулки инжекционной трубы. То, как собирать такую конфигурацию с двумя сегментами 201 втулки инжекционной трубы, не показано по ссылке на фиг. 8–12. Тот же принцип будет также применим для более чем двух таких сегментов.
Фиг. 8 и 9 иллюстрируют первоначальный этап в варианте осуществления того, как собирать инжекционную трубу 15, в основном, в полый аэродинамический профиль 12. Фиг. 10–12 показывают последовательные этапы способа для сборки этого блока.
На фиг. 8 показан вид в поперечном сечении полого аэродинамического профиля 12, в котором одно из множества ребер 211 показано на внутренней поверхности 210 аэродинамического профиля 12. Первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы показан как отдельный компонент. Первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы содержит снабженный щелями блокиратор 204 потока, который конфигурируется, чтобы взаимодействовать с ребрами 211. Та же ситуация показана на фиг. 9 с другой точки обзора. Может быть видно, что размеры ребер 211 соответствуют размерам пазов снабженного щелями блокиратора 204 потока. Дополнительно, расстояние между двумя соседними ребрами 211 соответствует длине отдельных блокираторов из блокираторов 204 потока.
Указано стрелками на фиг. 8 и 9, что первый сегмент 202 втулки инжекционной трубы толкается и осуществляется его позиционирование на место так, что ребра 211 и блокираторы 204 потока взаимодействуют друг с другом, и так, что первый сегмент 202 втулки инжекционного потока будет, в конечном счете, будет на месте, как указано на фиг. 10, так что поверхность 205 первого сегмента 202 втулки инжекционной трубы опирается на ребристые поверхности ребер 211.
Фиг. 10 иллюстрирует дополнительно, как второй сегмент 203 втулки инжекционной трубы вставляется в аэродинамический профиль 12. Как указано стрелкой, второй сегмент 203 втулки инжекционной трубы толкается и осуществляется его позиционирование на место так, что ребра 211 и блокираторы 204 потока, проходящие от поверхности 206 второго сегмента 203 втулки инжекционной трубы, взаимодействуют друг с другом, и так, что второй сегмент 203 втулки инжекционной трубы будут, в конечном счете, формировать вместе с первым сегментом 202 втулки инжекционной трубы общую втулку 200 инжекционную трубы, как указано на фиг. 11. Собирающее движение второго сегмента 203 втулки инжекционной трубы может быть таким, что первоначально второй сегмент 203 втулки инжекционной трубы будет перемещаться к соседней боковой поверхности аэродинамического профиля 12 – здесь стенке 24 на стороне давления – до тех пор, пока ребра 211 и снабженный щелями блокиратор 204 потока не зацепятся друг с другом. Потом второй сегмент 203 втулки инжекционной трубы перемещается в направлении передней кромки 16 посредством скольжения зацепленного второго сегмента 203 втулки инжекционной трубы в направлении передней кромки 16 до тех пор, пока все участки поверхности второго сегмента 203 втулки инжекционной трубы не будут в поддерживающем соприкосновении с гребнем ребер 211.
После установки множества сегментов втулки инжекционной трубы (здесь: 202 и 203) на место, так что вся втулка 200 инжекционной трубы создается, в качестве конечного этапа – см. фиг. 12 – инжекционная труба 15 может скользить в втулку 200 инжекционной трубы. В результате, инжекционная труба 15 удерживается на месте в аэродинамическом профиле 12.
Поскольку втулка 200 инжекционной трубы предполагает наличие встроенных инжекционных отверстий, инжекционные полости 230 формируются между стенкой аэродинамического профиля 12, двумя соседними ребрами 211 и поверхностью или объединенной втулкой 200 инжекционной трубы и инжекционной трубой 15. Поскольку множество инжекционных полостей 230 может быть создано, охлаждение может быть сконфигурировано очень индивидуальным образом.
Например, на передней кромке аэродинамического профиля 12, полости 230A инжекционного охлаждения передней кромки могут быть сформированы, например, с большим числом отверстий инжекционного охлаждения на этом участке.
Дополнительные полости 230B инжекционного охлаждения могут присутствовать, которые отделяются от полостей 230A инжекционного охлаждения передней кромки посредством снабженных щелями блокираторов 204 потока. Дополнительные полости 230B инжекционного охлаждения могут быть, в примере и как показано на фиг. 12, полуоткрытыми с отверстием 231 в направлении задней кромки 20. Таким образом, дополнительные полости 230B инжекционного охлаждения, каждая, окружаются 5 стенками, в то время как конечная стенка отсутствует, через которую охлаждающая текучая среда может направляться в область 18 охлаждения с помощью опор.
Аэродинамический профиль 12 может иметь – не показано – охлаждающие отверстия пронизывающие стенку аэродинамического профиля 12. Один пример будет отверстиями пленочного охлаждения рядом с передней кромкой 16, аналогично тому, что показано на фиг. 2 посредством отверстий 160 пленочного охлаждения Это означает, во время работы, что полости 230A инжекционного охлаждения передней кромки будут снабжаться охлаждающей текучей средой через инжекционные отверстия инжекционной трубы 15, причем последняя будет выпускаться через отверстия пленочного охлаждения в стенке аэродинамического профиля 12. Дополнительно, дополнительные полости 230B инжекционного охлаждения будут также снабжаться охлаждающей текучей средой – предпочтительно воздухом от компрессора газотурбинного двигателя – через инжекционные отверстия, присутствующие в инжекционной трубе 15. Охлаждающая текучая среда из дополнительных полостей 230B инжекционного охлаждения может затем быть выпущена через отверстие 231.
Использование втулки окружает периметр инжекционной трубы, и отверстие аэродинамического профиля обеспечивает, по меньшей мере, следующие преимущества. Оно улучшает уплотнение на внутреннем и внешнем радиусе (радиусе аэродинамического профиля относительно оси вращения, т.е., верха и низа аэродинамического профиля) инжекционной трубы – минимизирующее любые зазоры для утечки и делая более легким присоединение к аэродинамическому профилю, например, сварку или пайку. Дополнительно, решение гарантирует, что блокирующие структуры, все располагаются в правильных позициях, предоставляющих базис для внешней втулки.
Изобретение предоставляет возможность создания множества охлаждающих полостей в существующей конструкции с единственной охлаждающей полостью без необходимости изменять литье или использовать сложные операции машинной обработки, которые приведут к очень дорогостоящим операциям. Секционное формирование вместе и сборка предоставляют возможность подразделения охлаждающих каналов независимо от геометрических признаков типа продольных ребер на внутренних поверхностях аэродинамического профиля. Конструкция предоставляет возможность улучшенного управления распределениями охлаждающего потока, которое является критическим отличительным признаком при реализации способов охлаждения с более высокой эффективностью типа пленочного охлаждения в существующей конструкции с непленочным охлаждением. Решение добивается гораздо большего контроля распределения потока между различными областями охлаждения, что является критичным для оптимизации охлаждающей конструкции, т.е., управления распределениями потока между потоками пленочного охлаждения и областями конвекционного охлаждения, последнее, в частности, по направлению к задней кромке. Способность реализовывать оптимизированные конструкции с более высокими эффективностями охлаждения аэродинамического профиля предоставляет возможность уменьшения расхода охлаждения, приносящего улучшенную производительность двигателя, или уменьшенные температуры компонентов, ведущие к увеличенному сроку службы/пригодности к эксплуатации компонента.
Таким образом, изобретение может быть подытожено так, что оно относится к внешней втулке – втулке 200 инжекционной трубы – которая располагается вокруг инжекционной трубы 15, которая предоставляет возможность распределения охлаждающего потока в охлаждающих каналах инжекционной трубы, которые должны быть модифицированы посредством блокирования или ограничения проточных каналов, таким образом, помогая управлению распределением охлаждающих потоков в различные области, в частности, области пленочного охлаждения. Изобретение использует узел инжекционной трубы, состоящий из стандартной инжекционной трубы – элемента 15 – вместе с секционной внешней втулкой, т.е., множеством сегментов 201 втулки инжекционной трубы.
В случае обновления в отношении существующего аэродинамического профиля, инжекционная труба сама может быть аналогичной ранее используемой стандартной форме, просто масштабированной, чтобы предоставлять возможность утолщения стенки втулки инжекционной трубы. Втулка инжекционной трубы используется для управления распределением потока в канале инжекционного охлаждения посредством добавления отдельных ограничителей потока. Втулка инжекционной трубы имеет структуру профиля на внешней поверхности, которая предназначается для вставки в канал охлаждения, располагающийся вокруг продольных ребер. Втулка инжекционной трубы является секционной, чтобы предоставлять возможность добавления/сборки блокирующих структур между продольными ребрами в пределах ограничителей доступа апертуры/отверстия аэродинамического профиля. Внешняя втулка предназначается для сборки первой, предоставляя возможность установки блокирований между ребрами. Инжекционная труба затем толкается или скользит – вручную или посредством машины – на место, таким образом, закрепляя внешнюю втулку на месте.
Вырезанные области могут требоваться в втулке инжекционной трубы в соответствующих местоположениях инжекционных отверстий инжекционной трубы 15. Это будет визуализировано на фиг. 13.
Фиг. 13 иллюстрирует первую втулку 202 инжекционной трубы в трехмерном виде, когда соединяется с инжекционной трубой 15, при этом на фиг. 13 указывается только участок инжекционной трубы 15. Первая втулка 202 инжекционной трубы и инжекционная труба 15 соединяются посредством соединения 240 с геометрическим замыканием.
"С геометрическим замыканием" обозначает конфигурацию, в которой первая втулка 202 инжекционной трубы следует форме поверхности соответствующей инжекционной трубы 15. Два компонента имеют сопрягающиеся и/или согласующиеся поверхности. Поверхности взаимно блокируются друг с другом. Поверхности могут соответствовать друг другу без зазора, как также указано посредством иллюстрации на фиг. 13.
На фиг. 13 примерный снабженный щелями блокиратор 204 потока показан с множеством блокирующих элементов, присоединенных к поверхности 205 сегмента 201 втулки инжекционной трубы. В примере блокираторы потока размещаются в ряд друг с другом.
В примере показаны три выреза 209. Два из этих вырезов 209 располагаются непосредственно рядом с сегментами блокиратора 204 потока. Один дополнительный вырез 209 указывается отдаленным по отношению к блокиратору 204 потока. Дополнительные вырезы могут присутствовать в стенке сегмента 201 втулки инжекционной трубы.
На стенке соседней инжекционной трубы 15 присутствуют множество отверстий 221 инжекционного охлаждения. Эти отверстия располагаются на стенке соседней инжекционной трубы 15, так что они будут располагаться в областях упомянутых вырезов 209. В результате, охлаждающая текучая среда будет иметь возможность проходить через отверстия 221 инжекционного охлаждения и дальше проходить разблокированную стенку сегмента 201 втулки инжекционной трубы, предоставляя возможность эффекта натекания на внутреннюю поверхность 210 аэродинамического профиля 12 (элементы 210 и 12 не показаны на фиг. 13, но на фиг. 5).
Отверстия 221 инжекционного охлаждения будут расположены предпочтительно так, что они располагаются в области вырезов 209 и в областях, где сегмент 201 втулки инжекционной трубы является отдаленным относительно внутренней поверхности 210 аэродинамического профиля 12, т.е. не поблизости от ребер 211 аэродинамического профиля 12.
Таким образом, изобретенная конструкция из сочетания множества сегментов 201 втулки инжекционной трубы и инжекционной трубы 15 предоставляет возможность достаточного инжекционного охлаждения аэродинамического профиля 12 во время работы турбомашины.
Фиг. 14–16 иллюстрируют варианты втулок инжекционной трубы в трехмерном виде с фокусировкой на блокираторах потока. Фиг. 17 иллюстрирует вид сверху варианта на фиг. 16, когда установлен в аэродинамическом профиле 12.
Фиг. 14 показывает примерным образом уже показанный снабженный щелями блокиратор 204 потока. Как разновидность уже показанного варианта, показаны два ряда снабженных щелями блокираторов 204 потока, каждый элемент снабженных щелями блокираторов 204 потока с соседним вырезом 209.
Снабженный щелями блокиратор 204 потока на фиг. 14 предпочтительно является элементом из тонкого металлического листа. Снабженный щелями блокиратор 204 потока может быть гибким.
Фиг. 15 изображает вариант, в котором снабженный щелями блокиратор потока является более толстым компонентом по сравнению с элементом из тонкого металлического листа. Он может рассматриваться как снабженный щелями гребень 204A. Он может быть осуществлен как кубоид. Снабженный щелями блокиратор 204A потока может быть жестким компонентом.
Вариант на фиг. 16, который также соответствует изображению на фиг. 17, показывает снабженный щелями блокиратор 204 потока, который конфигурируется как прерывистый уплотнительный элемент 204B. "Прерывистый" должен указывать, что уплотнительный элемент расщепляется на сегменты, но предпочтительно выровненные друг с другом. В качестве примера может быть использовано канатовидное уплотнение. Для каждого отдельного сегмента прерывистого уплотнительного элемента 204B зажим 241 присоединяется к поверхности сегмента 201 втулки инжекционной трубы, который конфигурируется, чтобы удерживать сегмент прерывистого уплотнительного элемента 204B.
Поверхность уплотнительного элемента 204B будет затем в сопрягающемся соприкосновении с внутренней поверхностью аэродинамического профиля 12 после установки.
Следует отметить, что на большинстве чертежей были показаны только поперечные сечения или сегменты. Инжекционная труба и/или втулка инжекционной трубы могут иметь такой размер, чтобы удовлетворять длине размаха внутренней полости аэродинамического профиля. Альтернативно, инжекционная труба и/или втулка инжекционной трубы может проходить только по части размаха аэродинамического профиля.
Кроме того, существуют конструкции, в которых более одной инжекционной трубы устанавливается внутри полости аэродинамического профиля, например, передняя инжекционная труба и инжекционная труба для среднего участка аэродинамического профиля. Изобретенная конструкция может также быть применена к конструкции с множеством инжекционных труб.
Все различные варианты конструкции, которые были объяснены ранее, предоставляют возможность следующей работы. Находящийся под давлением охлаждающий носитель будет предоставлен в полый сердечник аэродинамического профиля. Он будет двигаться по внутренности инжекционной трубы и, в конечном счете, выходит через отверстия инжекционной трубы (инжекционные отверстия), поступать в подполости между стенкой аэродинамического профиля и узлом инжекционной трубы – таким образом, инжекционной трубы и соответствующей втулки – и ударяется о внутренние поверхности стенки инжекционной трубы. Предпочтительно, в области передней кромки, охлаждающий носитель дополнительно будет проходить через стенку аэродинамического профиля через отверстия пленочного охлаждения, присутствующие в стенке аэродинамического профиля. Альтернативно, охлаждающий носитель дополнительно будет двигаться через проходы между стенкой аэродинамического профиля и узлом инжекционной трубы, главным образом, в направлении хорды в направлении задней кромки. В последнем случае, охлаждающий носитель может затем охлаждать заднюю область охлаждения с помощью опор и, в конечном счете, будет выпускаться через щель или отверстия в задней кромке аэродинамического профиля. Таким образом, узел инжекционной трубы, содержащий инжекционную трубу и соответствующую втулку, выполняет ту же функциональность, что и исключительно инжекционная труба в конструкции предшествующего уровня техники.
Следует отметить, что термин "содержащий" не исключает наличие других элементов или этапов, а единственное число не исключает множественное число. Также элементы, описанные в ассоциации с различными вариантами осуществления, могут быть объединены. Следует также отметить, что ссылочные знаки в формуле изобретения не должны истолковываться как ограничивающие рамки формулы изобретения.
Хотя изобретение иллюстрируется и описывается подробно посредством предпочтительных вариантов осуществления, изобретение не ограничивается описанными примерами, и другие варианты могут быть получены из них специалистом в области техники без отступления от рамок изобретения.