ОХЛАЖДАЕМАЯ ЛОПАТКА ДЛЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ
COOLED BLADE FOR GAS TURBINE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Данное изобретение относится к системе охлаждения в задней области лопатки бандажированной газовой турбины, которая подвержена высоким температурам газа и давлениям, превышающим 1200 К и 6 бар соответственно. Оно относится к охлаждаемой лопатке для газовой турбины в соответствии с преамбулой п.1 формулы изобретения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Фиг.1 показывает основное устройство лопатки газовой турбины со средством охлаждения заднего края, которое содержит радиальные проточные каналы, связанные через проточные изгибы, для образования многоходового серпантина.
Лопатка 10 по фиг.1 содержит аэродинамический профиль 11, продолжающийся в радиальном направлении с передним краем 15 и задним краем 16, стороной 17 всасывания и стороной 18 нагнетания. На нижнем конце аэродинамического профиля 11 предусмотрена платформа 12 для образования внутренней стенки пути горячего газа. Ниже платформы 12 лопатка 10 имеет вал 13, который трансформируется в хвостовик 14 хорошо известного елочного профиля. Во внутренней части аэродинамического профиля 11 предусмотрено множество радиальных, параллельных проточных каналов, которые направляют охлаждающий поток 20 по серпантинному пути. Область 21 эжекции заднего края выполнена с возможностью установления стравливающего средства 28 стороны нагнетания для охлаждения заднего края 16.
При определенных условиях данное устройство может привести к чрезмерно высоким температурам хладагента и металла на заднем краю 16 лопатки. Таким образом, особое внимание должно быть уделено охлаждению области заднего края. С целью повышения эффективности задний край 16 должен оставаться тонким, насколько это возможно, и охлаждение заднего края должно быть ограничено только необходимой величиной. Охлаждение заднего края 16 также должно быть одинаковым, чтобы не допустить ухудшения механической целостности. Конструкция охлаждения области заднего края становится более критичной при применении повторно охлажденного воздуха для охлаждения (требования меньшего количества воздуха для охлаждения).
Документ ЕР 1707741 А2 раскрывает полый охлаждаемый аэродинамический профиль, который содержит набор радиально расположенных на расстоянии, продольно продолжающихся перегородок, образующих множество каналов охлаждения между ними. По меньшей мере, в одном из каналов охлаждения расположено множество задних штырей. По меньшей мере, в одном из каналов охлаждения расположены удлиненные турбулизаторы, которые ориентированы под углом к продольной оси лопатки, так что задний конец каждого из турбулизаторов находится ближе переднего конца к смежной перегородке. Лопатка содержит набор радиально расположенных на расстоянии, продольно продолжающихся участков и продольно продолжающихся разделителей, которые образуют множество щелей заднего края между ними. Каждая из щелей заднего края содержит впуск в сообщении по текучей среде с полостью заднего края и направленный по оси вниз по течению выход в сообщении по текучей среде с задним краем лопасти. Разделители имеют аксиальную длину меньше аксиальной длины участков. Соединение задних штырей, турбулизаторов, разделителей, перегородок и участков довольно усложнено, так что экстремально затруднено оптимизирование потока охлаждения.
Документ US 5288207 A раскрывает аэродинамический профиль турбины, имеющий бесперегородочный охлаждающий проход для направления охлаждающей текучей среды к заднему краю. Разработаны различные конструктивные детали, которые обеспечивают аксиально ориентированные, прерывистые каналы для поворота потока охлаждающей текучей среды из радиального направления в аксиальное направление. В конкретном варианте осуществления аэродинамический профиль турбины содержит охлаждающий проход, содержащий множество радиально расположенных на расстоянии стенок, множество радиально расположенных на расстоянии разделителей стенок ниже по потоку от стенок и множество радиально расположенных на расстоянии опор, аксиально расположенных между стенками и разделителями. Стенки и разделители образуют каналы, имеющие осевое прерывание, допускающее поперечный поток между смежными каналами. Поперечный поток минимизирует вредные эффекты блокады внутри подканала между смежными стенками. Опоры выровнены с подканалами, так что охлаждающая текучая среда, выходящая из подканала, падает на опору. Сочетание прерывающихся каналов и опоры или штыря внутри каждого канала, с одной стороны, является простым, но, с другой стороны, недостаточно гибким для оптимизации требований по охлаждению для разных участков области заднего края.
Документ ЕР 1340884 А2 раскрывает аэродинамический профиль сопла газотурбинного двигателя, при этом указанный аэродинамический профиль содержит первую боковую стенку и вторую боковую стенку, соединенные на заднем краю, так что между ними образована полость, причем каждая указанная боковая стенка продолжается радиально между хвостовиком и венцом аэродинамического профиля, при этом указанная первая боковая стенка содержит множество щелей, продолжающихся к указанному заднему краю, причем указанный аэродинамический профиль дополнительно содержит множество штырей и по меньшей мере ряд турбулизаторов, при этом указанные штыри продолжаются между указанными первой и второй боковыми стенками, указанные турбулизаторы продолжаются между указанными штырями и указанными щелями. Сочетание щелей, штырей и турбулизаторов обладает низкой гибкостью, поскольку все щели, штыри и турбулизаторы имеют, по существу, одну и ту же геометрию и размеры.
Документ ЕР 1715139 А2 раскрывает аэродинамический профиль, имеющий боковую стенку нагнетания, представляющую собой поперечный, продолжающийся вниз по потоку край, и боковую стенку всасывания, имеющую продолжающийся вниз по потоку задний край, причем указанный продолжающийся по потоку край расположен на расстоянии от указанного заднего края для открытия задней поверхности указанной боковой стенки всасывания, содержащий: поперечную полость охлаждающего воздуха, образованную между указанными боковыми стенками нагнетания и всасывания; область заднего края, расположенную по ходу указанной полости; поперечно продолжающуюся щель, взаимно соединенную по текучей среде с указанной полостью охлаждающего воздуха и указанной области заднего края; при этом указанная щель включает в себя множество опор, продолжающихся между указанными боковыми стенками всасывания и нагнетания и по указанной щели, причем указанные опоры установлены поперечно продолжающимися рядами, с самым верхним по потоку рядом, имеющим опоры с большим размером поперечного сечения, и нижними по потоку рядами опор с меньшим размером поперечного сечения. Данное раскрытое распределение размеров поперечного сечения по направлению охлаждающего потока предусмотрено для обеспечения плавного перехода и падения давления, в результате более непрерывного коэффициента теплообмена. Однако охлаждение легко разрушающегося заднего края является далеким от оптимального.
Документ WO 2010/086419 A1 раскрывает охлаждаемую лопатку для газовой турбины, содержащую аэродинамический профиль, который продолжается между передним краем и задним краем в направлении потока и соответственно ограничивается стенкой на всасывающей стороне и стороне нагнетания. Указанные стенки вмещают в себя внутреннее пространство, внутри которого охлаждающий воздух протекает к заднему краю в направлении потока и выходит в области заднего края. Для снижения аэродинамических потерь на заднем крае и количества используемого в такой лопатке охлаждающего воздуха стенка на стороне нагнетания заканчивается на расстоянии от заднего края в направлении потока, чтобы сформировать выступ на стороне нагнетания, так что охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства на стороне нагнетания. Кроме того, на расстоянии от заднего края внутреннее пространство подразделено на множество параллельных охлаждающих каналов, приводя к значительному снижению давления за счет множества ребер, которые ориентированы параллельно направлению потока, внутри каналов охлаждения для повышения эффекта охлаждения установлены турбулизаторы, и множество проточных барьеров распределено поперечно направлению пути потока, внутри пути потока, на коротком расстоянии охлаждающего воздуха, выше по потоку от точки, в которой охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства. Между каналами охлаждения и барьерами проницаемости распределено множество штырей одинакового размера.
Документ ЕР 1548230 А2 раскрывает охлаждаемую лопатку для газовой турбины, содержащую радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и нагнетания, множеством внутренних проточных каналов, соединенных через проточные изгибы, чтобы сформировать серпантин для потока хладагента, с областью эжекции заднего края, которая соединена по всей своей длине со стравливающим отверстием, при этом охлаждающий поток из прохода заднего края до стравливающего отверстия определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем опор, которое предусмотрено между указанным стравливающим отверстием и указанным проходом заднего края. Поперечный размер опор возрастает в направлении потока хладагента.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей данного изобретения является обеспечение охлаждаемой лопатки для газовой турбины, которая имеет оптимальный локальный теплообмен, сниженные изменения от горячего к холодному на выступе и отвечает требованиям в отношении локального потока, теплообмена и критериям производства.
Данная и другие задачи решены охлаждаемой лопаткой согласно п.1 формулы изобретения.
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины согласно изобретению содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания, при этом на стороне всасывания заднего края предусмотрен свисающий выступ, дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов, соединенных проточными изгибами для  образования многопроходного серпантина для потока хладагента, при этом для охлаждения указанного заднего края предусмотрена область эжекции заднего края, причем указанная область эжекции заднего края содержит проход задней стенки указанного многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно указанному заднему краю и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством стороны нагнетания. Она отличается тем, что охлаждающий поток из прохода заднего края к стравливающему средству стороны нагнетания образован, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей, которое предусмотрено между указанным стравливающим средством стороны нагнетания и указанным проходом заднего края, с поперечным размером указанных штырей, возрастающим в направлении потока хладагента, причем в областях втулки и венца указанной лопатки для соответствия критериям локального потока, теплообмена и производства предусмотрено локальное штыревое поле с увеличенным числом штырей, и по меньшей мере внутри локального штыревого поля, на втулке и венце, штыри расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом.
Согласно варианту осуществления изобретения штыри имеют круглое поперечное сечение с заданным диаметром и заданной высотой, а отношение h/d высоты к диаметру для каждого штыря изменяется от 0,5 до 2,0.
x
y
Согласно другому варианту осуществления изобретения штыри указанного штыревого поля имеют заданное осевое и радиальное разнесение, а отношения s/d и s/d осевого и радиального разнесения к диаметру изменяются от 1,5 до 4,0.
Согласно другому варианту осуществления изобретения хладагент протекает через изгиб для поступления в указанный проход заднего края, а форма изгиба выполнена для минимизации аэродинамических потерь.
Особый признак - площадь поперечного сечения изгиба сужается вдоль пути потока.
Более точно, сужение поперечного сечения указанного изгиба изменяется от 5% до 15%.
Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения площадь поперечного сечения сходится в радиальном направлении с коэффициентом в диапазоне от 20 до 30.
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения указанный проход заднего края для повышения турбулентности потока и усиления теплообмена снабжен на сторонах нагнетания и всасывания турбулизаторами.
Более точно, указанные турбулизаторы расположены в направлении потока с заданным шагом и имеют заданную высоту турбулизатора, а отношение е/Р высоты турбулизатора к шагу изменяется от 0,05 до 0,15.
Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения указанный свисающий выступ имеет заданную длину, указанное стравливающее средство стороны нагнетания имеет заданную ширину щели, а отношение L/s длины свисающего выступа к ширине щели стороны нагнетания изменяется от 7 до 15.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Данное изобретение будет теперь объяснено подробно с помощью разных вариантов осуществления и со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 показывает примерную лопатку газовой турбины с внутренним охлаждением аэродинамического профиля;
Фиг.2 показывает особенности охлаждения заднего края согласно варианту осуществления изобретения;
Фиг.3 показывает размеры в поперечном сечении турбулизаторов и штыревого поля на заднем крае лопатки по фиг.2;
Фиг.4 показывает размеры в поперечном сечении свисающего выступа и штырей в штыревом поле на заднем крае лопатки по фиг.2;
Фиг.5 показывает расположение штырей на среднем участке штыревого поля на заднем крае лопатки по фиг.2;
Фиг.6 показывает расположение штырей в штыревом поле втулки на заднем крае лопатки по фиг.2, и
Фиг.7 показывает расположение штырей в штыревом поле венца на заднем крае лопатки по фиг.2.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Общее расположение устройства охлаждения на заднем крае согласно варианту осуществления изобретения показано на фиг.2. Оно состоит из сочетания изгиба 22, ребристого прохода 19b заднего края с реброподобными турбулизаторами 23 как на всасывающей, так и на нагнетающей сторонах с шагом P и области 21 эжекции заднего края со штыревым полем 24 и литым стравливающим средством 28 стороны нагнетания.
Хладагент, поступающий из проточного канала 19а, протекает в направлении стрелок через изгиб 22 и поступает в проход 19b заднего края. Форма изгиба выполнена для минимизации аэродинамических потерь. Площадь поперечного сечения изгиба выполнена сужающейся вдоль пути потока с уменьшением площади в диапазоне от 5 до 15%. Проход 19b заднего края снабжен турбулизаторами 23 как на нагнетающей, так и на всасывающей сторонах. Турбулизаторы 23 позволяют повысить турбулентный поток и улучшить теплообмен в проходе 19b заднего края.
Как показано на фиг.3, турбулизаторы 23 выполнены по высоте e с отношением е/P высоты к шагу, изменяющимся от 0,05 до 0,15. Когда хладагент протекает вверх по проходу 19b заднего края, то часть его постоянно отклоняется в направлении заднего края 16 лопатки и протекает через несколько рядов штырей 24 штыревого поля, выполненного для оптимизации местного теплообмена.
x
y
x
y
Штыревое поле, показанное на фиг.4-7, выполнено в виде устройства ступенчатого падения давления, способствующего снижению изменений горячего к холодному на свисающем выступе. Штыревое поле выполнено с шахматным построением относительно направления потока (направление потока наклонено, в зависимости от высоты внутри канала, под углом к горизонтали в диапазоне от 30 до 60°). В центральной области штыревого поля расположено четыре ряда штырей 24 диаметром от d1 до d4, возрастая в направлении потока хладагента. Высотой штырей является h, и отношение h/d высоты к диаметру изменяется от 0,5 до 2,0. Штыри 24 штыревого поля имеют осевое и радиальное разнесение s и s с отношениями осевого и радиального разнесения к диаметру s/d s/d, которые изменяются от 1,5 до 4,0. Как показано на фиг.6 и 7, в областях втулки и венца лопатки местное локальное расположение штыревого поля, т.е. расширенное штыревое поле 26 втулки и расширенное штыревое поле 27 венца с увеличенным числом штырей, необходимы для соответствия критериям локального потока, теплообмена и производства. Проходя штыревое поле, поток хладагента выходит из лопатки 10 через щелевидное стравливающее средство 28 стороны нагнетания на стороне нагнетания аэродинамического профиля и охлаждает задний край 16 лопатки при прохождении вдоль свисающего выступа 25 стороны всасывания стравливающего средства 28 стороны нагнетания.
Как показано на фиг.4, отношение длины L свисающего выступа 25 к ширине s щели стороны нагнетания, L/s, изменяется от 7 до 15.
Как показано на фиг.5-7, штыревое расположение может быть также охарактеризовано двумя углами α1 и α2, которые изменяются в диапазоне между 0° и 30°, причем α1 (<0) и α2 (>0) обозначают угол между осевым направлением и наклонным рядом штырей 24, особенно в штыревом поле 26 втулки и/или в штыревом поле 27 венца. Два ряда с углами α1 и α2, каждый, объединены для получения общего шевроноподобного расположения штырей.
Рассмотренное расположение штыревого поля (фиг.5, 6, 7) выполнено для улучшения теплообмена для вращающегося компонента, здесь, к примеру, лопатки. Выравнивание рядов штырей под углами α1 и α2 выполнено специально для усиления теплообмена, когда скорость потока через штыревое поле содержит радиальную составляющую, обусловленную центробежными силами.
На верхней части прохода заднего края можно добавить пылевое отверстие. Наличие верхнего отверстия/пылевого отверстия на вершине прохода заднего края гарантирует достаточный поток и, следовательно, теплообмен в области венца прохода заднего края.
Характеристики конструкции лопатки согласно изобретению могут быть представлены в следующем в виде:
охлаждение заднего края лопатки;
охлаждение задней области лопатки сочетанием нижнего изгиба, турбулизаторов, штыревым полем и эжекцией хладагента стравливающим средством стороны нагнетания;
изгиб с площадью сужения в диапазоне от 5 до 15%;
равномерное распределение потока для заднего края с поворотом;
коэффициент сходимости стравливающего средства заднего края, или площади прохода, в диапазоне от 20 до 30;
турбулизаторы с отношением высота/шаг в диапазоне от 0,05 до 0,15;
штыри с отношением высота/диаметр в диапазоне от 1,5 до 4,0;
конструкция штыревого поля, выполненного в шахматном порядке для обтекания вращающейся лопатки, локальная конструкция штыревого поля втулки и венца; и
длина стравливающего средства свисающего выступа стороны нагнетания к ширине щели стороны нагнетания в диапазоне от 7 до 15.
СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ
10 - Лопатка (газовая турбина)
11 - Аэродинамический профиль
12 - Платформа
13 - Вал
14 - Хвостовик
15 - Передний край
16 - Задний край
17 - Сторона всасывания
18 - Сторона нагнетания
19, 19а - Проточный канал (радиальный)
19b - Проход заднего края
20 - Охлаждающий поток
21 - Область эжекции заднего края
22 - Изгиб
23 - Турбулизатор
24 - Штырь
25 - Свисающий выступ
26 - Штыревое поле втулки
27 - Штыревое поле венца
28 - Стравливающее средство стороны нагнетания
W - Ширина
Н - Высота
h - высота штыря
L - Длина свисающего выступа
d1-d4 - Диаметр штыря
s - Ширина щели
Р - Шаг турбулизатора
е - Высота турбулизатора
α1, α2 - Угол между осевым направлением и наклонным рядом штырей