устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины

Формула изобретения

Устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащее наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца, причем полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины, отличающееся тем, что выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к турбостроению и может быть найти применение в газовых турбинах газотурбинных установок.

Из патента РФ 1478739 известно устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащее наддуваемую охлаждающим воздухом полость в сопловом аппарате над рабочими лопатками ступени с отверстиями в надроторном кольце, направленными в сторону рабочей лопатки параллельно средней линии лопаток соплового аппарата в зоне их выходных кромок. Такое устройство хорошо охлаждает периферийную часть рабочей лопатки, но при этом существенно хуже охлаждаются надроторные поверхности соплового аппарата в силу того, что струи охлаждающего воздуха направлены на рабочие лопатки. К недостаткам устройства следует отнести и то, что струи охлаждающего воздуха вытекают в проточную часть турбины под углом к продольной оси корпуса, а следовательно, и к направлению газового потока, что в свою очередь ведет к дополнительным гидравлическим потерям.

Из патента США 3742705 также известно устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащее наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца, причем полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины. В этом решении надроторное кольцо омывается с одной стороны газом, а с другой стороны - охлаждающим воздухом. Однако часто такого охлаждения надроторного кольца бывает недостаточно.

В основу изобретения была положена задача улучшить охлаждение надроторного кольца как для увеличения его работоспособности, так и для увеличения возможностей по управлению радиальным зазором между концами рабочих лопаток и надроторным кольцом.

Указанная задача решается благодаря тому, что в устройстве для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, содержащем наддуваемую охлаждающим воздухом полость над сопловыми лопатками ступени с отверстиями, направленными в сторону надроторного кольца, причем полки сопловых лопаток выполнены выступающими в проточную часть турбины, выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток.

Отличие предлагаемого устройства от известных из уровня техники устройств состоит в том, что выходы отверстий из наддуваемой полости сообщены с проточной частью турбины, выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси ориентированы вдоль внутренней поверхности надроторного кольца по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток.

Преимущество выполнения выходов отверстий из наддуваемой полости в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках и их сообщение с проточной частью турбины состоит в том, что для надроторного кольца обеспечивается исключительно эффективное заградительное охлаждение с использованием для этой цели уже имеющихся, выступающих в проточную часть турбины участков сопловых лопаток. Благодаря тому, что оси выходных участков отверстий направлены вдоль внутренней поверхности надроторного кольца, достигается повышение эффективности заградительного охлаждения этого кольца и не вносятся сколь-либо заметные гидравлические потери.

Еще одно преимущество заключается в том, что оси выходных участков отверстий ориентированы по направлению средней линии профиля выходных участков сопловых лопаток, благодаря чему достигается снижение гидравлических потерь, связанных с подачей заградительного охлаждения.

Таким образом, из уровня техники неизвестны устройства для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины, у которых выходы отверстий из наддуваемой полости выполнены в полках сопловых лопаток в их выступающих в проточную часть турбины участках, а их оси направлены вдоль внутренней поверхности надроторного кольца.

Ниже изобретение более подробно поясняется на примере его выполнения со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых показано:

на фиг.1 - продольный разрез устройства,

на фиг.2 - сечение отверстий плоскостью А-А по фиг.1.

Показанное на фиг.1 устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины содержит наддуваемую охлаждающим воздухом полость 1 над сопловыми лопатками ступени 2 с отверстиями 3, направленными в сторону надроторного кольца 4, причем полки 5 сопловых лопаток 2 выполнены выступающими в проточную часть турбины 6. Отверстия 3 сообщают наддуваемую полость 1 с проточной частью турбины 6.

Как показано на фиг.2, выходы 7 отверстий 3 из наддуваемой полости 1 выполнены в полках 5 сопловых лопаток 2 в их выступающих в проточную часть турбины 6 участках 8, а их оси 9 ориентированы вдоль внутренней поверхности 10 надроторного кольца 4 по направлению средней линии 11 профиля выходных участков 12 сопловых лопаток 2.

При работе устройства охлаждающий воздух подается из полости 1 на заградительное охлаждение надроторного кольца 4 через отверстия 3. При этом охлаждающий воздух выходит на охлаждение надроторного кольца из уже предусмотренного для выполнения другой функции элемента конструкции. Кроме того, это кольцо охлаждается с минимальными гидравлическими потерями в силу того, что направление газового потока и охлаждающего воздуха в месте их соприкосновения совпадают.