1. Угол установки профиля.

g уст = 68,7 + 9,33×10 -4 (b 1 - b 2) - 6,052 ×10 -3 (b 1 - b 2) 2

g уст кор. = 57,03°

g уст. ср. = 67,09°

g уст. пер. = 60,52°

2. Величина хорды профиля.

b Л.ср = S Л.ср / sin g уст.ср = 0,0381 / sin 67,09° = 0,0414 м;

b Л.корн = S Л.корн / sin g уст.корн = 0,0438 / sin 57,03° = 0,0522 м;

b Л.пер = S Л.пер / sin g уст.пер = 0,0347 / sin 60,52° = 0,0397 м;

S Л.корн =К S . корн ∙S Л.ср =1,15∙0,0381=0,0438 м 2 ;

S Л.пер =К S . пер ∙S Л.ср =0,91∙0,0381=0,0347 м 2 ;

3. Шаг охлаждаемой рабочей решетки.

= К т ∙

где , К Л = 0,6 – для рабочих лопаток

с учётом охлаждения

= К т ∙ =1,13∙0,541=0,611

где К т = 1,1…1,15

t Л.ср = b Л.ср ∙ =0,0414∙0,611=0,0253 м

Полученное значение t Л.ср следует уточнить, чтобы получить целое число лопаток в рабочей решетке, необходимое для прочностных расчетов элементов ТВД

5. Относительный радиус скругления выходной кромки лопаток выбирается в долях от шага решетки 2 = R 2 / t (величина 2ср в среднем сечении представлена в табл. 3). В корневых сечениях величина 2 увеличивается на 15…20%, в периферийных сечениях уменьшается на 10…15%.

Таблица 3

В нашем примере выбираем: 2ср = 0,07; 2корн = 0,084; 2пер = 0,06. Тогда радиусы скругления выходных кромок можно определить R 2 = 2 ∙t для расчетных сечений: R 2ср = 0,07 ∙ 0,0252 = 1,76 ∙ 10 -3 м; R 2корн = 0,084 ∙ 0,02323 = 1,95 ∙ 10 -3 м; R 2л.пер = 0,06 ∙ 0,02721 = 1,63 ∙ 10 -3 м.

6. Угол заострения выходной кромки охлаждаемых сопловых лопаток g 2с = 6…8°; рабочих – g 2л = 8…12°. Эти цифры в среднем в 1,5…2 раза больше, чем в неохлаждаемых лопатках. В нашем случае при профилировании рабочих лопаток назначаем g 2л = 10º во всех расчетных сечениях.

7). Конструктивный угол на выходе из сопловых лопаток a 1л = a 1см; на выходе из рабочих лопаток b 2л = b 2см + ∆b к, где среднего сечения Db к = 0;

для корневого Db к = + (1…1,5)°; для периферийного Db к = – (1...1,5)°, а a 1см, b 2см берутся из табл. 2. В нашем примере принимаем для рабочей решетки: Db к = 1,5º ; b 2л.ср = 32º18′ ; b 2л.кор = 36º5′; b 2л.пер = 28º00′ .

8). Угол отгиба выходного участка спинки профиля на среднем диаметре (затылочный угол) g зат = 6…20°: при М 2 £ 0,8 g зат = 14…20°; при М 2 » 1, g зат = 10…14°; при М W £ 1,35, g зат = 6…8°, где . В корневых сечениях g зат берется меньше указанных величин на 1…3°, в периферийных сечениях может достигать 30°.

В нашем примере для рабочей решетки в среднем сечении

,

поэтому выбираем g зат.л.ср = 18º; g зат.л.корн = 15º; g зат.л.пер = 28º.

Ле Тиен Зыонг 1 , Нестеренко В.Г. 2

1 Аспирант, 2 кандидат технических наук, доцент,

Московский авиационный институт

РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ КОНСТРУКТИВНЫХ СПОСОБОВ ПОВЫШЕНИЯ КПД В КОНЦЕВЫХ УЧАСТКАХ РАБОЧИХ ЛОПАТОК ТВД АВИАЦИОННЫХ ГТД

Аннотация

Приведены результаты расчётных и экспериментальных исследований конструктивных способов повышения эффективности современных и перспективных газотурбинных двигателей путём снижения потерь энергии газа в радиальном зазоре и уровня вторичных потерь энергии газа в межлопаточных каналах их высокотемпературных турбин высокого давления (ТВД). Предложены конструктивные способы уменьшения зоны распространения вторичных токов по высоте рабочей лопатки ТВД, способствующие повышению равномерности потока газа, обтекающего перо лопатки и уровень КПД ступени турбины.

Ключевые слова: высокотемпературная турбина, рабочая лопатка, бандажная полка, радиальный зазор, вторичные потери.

Le Tien Ziong 1 , Nesterenko V.G. 2

1 Postgraduate student, Moscow Aviation Institute

2 PhD in Engineering, Associate professor, Moscow Aviation Institute

DEVELOPMENT AND RESEARCH OF CONSTRUCTIVE METHODS FOR INCREASING PERFORMANCE FACTOR AT END SECTIONS OF MOVING BLADES OF TURBO-PROPELLER ENGINE OF AIRCRAFT GAS-TURBINE ENGINES

Abstract

The results of computational and experimental studies of constructive methods for increasing the efficiency of modern and promising gas turbine engines by reducing the energy loss of gas in the radial gap and the level of secondary losses of gas energy in the inter-path channels of their high-temperature high-pressure turbines (HPTs) are presented in the paper. The construction methods are proposed for reduction of a propagation zone of secondary currents along the height of the working blade of a turbine, which contribute to an increase in the uniformity of the gas flow around the blade airfoil and the level of efficiency of the turbine stage.

Keywords: high-temperature turbine, working blade, platform, radial clearance, secondary losses.

В современных и перспективных авиационных ГТД имеет место непрерывное повышение температуры газа перед турбиной и величин степени сжатия в компрессоре , , уровень этих величин показан в Таблице 1. Однако, увеличенная величина степени сжатия газа в компрессоре приводит к уменьшению высоты лопаток рабочего колеса и соплового аппарата турбины, из за чего возрастают относительные величины перетекания газа в радиальном зазоре и вторичные потери энергии газа в межлопаточных каналах, что приводит к росту потерь энергии газа и снижению КПД ТВД , .

В таблице 2 показаны технические параметры ряда ТВД гражданских ТРДД, которые имеют одинаковый уровень тяги, но отличаютя величиной температуры газа на выходе из камеры сгорания и конструкцией. Так, например, ТРДД PW 1400 имеет встроенный редуктор, который разделяет валы вентилятора и турбины вентилятора, и имеет самую большую величину степени двухконтурности, равную 12–ти.

Таблица 1 – Технические требования к новым двигателям для гражданской авиации

Наименование индикатора	Базовый уровень	Динамика целевых показателей
	2010 г.	2015 г.	2020 г.	2025 г.	2030 г.
Этапы развития		1	2	3	4
Снижение крейсерского удельного расхода топлива и СО 2 % к двигателям 2010 г.		10–15	15–20		20–30
Снижение эмиссии NO x относи– тельно норм ИКАО 2008 г. на (%)	100	20	45	65	80
Снижение шума по сравнению с нормой Гл. 4, EPN dB		15	>20		>40
Ресурсы основных двигателей, «гор.»/«хол.» частей, тыс. полетных циклов		20/40	22/45		30/60
Снижение удельной стоимости жизненного цикла ВС на (%)	100	5	10	15	25

Кроме того, в этом двигателе имеется минимальное число ступеней турбины низкого давления (ТНД), поскольку вал ТНД вращается примерно в полтора раза быстрее, чем вал вентилятора. Следует обратить внимание на несколько большую массу редукторного ТРДД, примерно на 100 кг, что объясняется наличием встроенного редуктора. Редукторный ТРДД также имеет минимальный расход топлива, который является следствием большей величины степени двухконтурности.

Таблица 2 – Параметры ТРДД современных гражданских ЛА

Параметры ТРДД	ПД–14 2–вальный	PW(1400G) Редукторный ТРДД	LEAP–X 2–вальный ТРДД	RB285–70 3–вальный ТРДД
Диаметр вентилятора, мм	1900	2057	1905…1980	1830
Взлетная тяга, кгс	14,0	10,9–15,0	10,9–15,0	13,6
Степень двухконтурности	8,5	12	10	10
Температура газа перед турбиной	исходный	+50 °С	+100 °С	–
Суммарная степень сжатия в компрессорной части ТРДД	41	45…50	45…50	40
Тяга на крейсерском режиме (Н=11 км, М=0,8), кгс	2430	2400	–	–
Удельный расход топлива, кг/кгс.ч	0,526	0,51	0,51	0,51
Число ступеней в компрессоре	1+3+8	1+P+3+8	1+4+10	1+6+6
Число ступеней в турбине	2+6	2+3	2+(6–7)	1+1+6
Суммарное число ступеней ТК	20	17	23–24	21
Число валов	2	2 (вал НД разъединен редуктором)	2	3
Число подшипников	5	6	5	8
Масса силовой установки, кг	3970	4080	4030(оценка)	3890(оценка)
Целевой уровень снижения NOx отн. CAEP6	–20…30 %	–50 %	–50 %	–
Целевой уровень запаса по шуму отн. Гл.4	15 dB	16 dB	10…15 dB	–
Применение	МС–21	MC–21 (A320NEO)	C919, A320NEO	предложение для МС–21

Трёхвальный двигатель RB285–70 имеет наибольшее число опор и, следовательно, для них требуется наибольшее количество масла. Однако этот ТРДД имеет максимальные перспективы с точки зрения возможности увеличить величину степени сжатия в компрессоре, поскольку в трёх каскадах эту задачу решать легче, чем в двух. Очевидно, что для снижения величины удельного расхода топлива величина суммарной степени сжатия в компрессоре также важна, как и степень двухконтурности ТРДД , .

Рис. 1 – ТВД современного ТРДД с одноступенчатой ступенью и цилиндрической формой проточной части над рабочей лопаткой, h = 40 мм

На рис. 1 показана конструктивная схема турбины современного ТРДД, рабочая лопатка одноступенчатой ТВД выполнена бесполочной, отношение высоты лопатки к хорде корневого сечения равно 1,5.

Следующая ступень турбины низкого давления этого двигателя спроектирована с антивибрационной бандажной полкой, поскольку она имеет рабочую лопатку большого удлинения, более 5,3.

На рис. 2 представлен результат расчёта течения газа в концевой части рабочей лопатки турбины, видно перетекание газа через открытый радиальный зазор. Этот газ, на спинке лопатки распространяется по её высоте, смешиваясь с основным потоком, при этом происходит не только рост коэффициента потерь энергии, но и увеличение угла выхода потока от расчётного направления, что приводит к снижению степени расширения газа на верхней части рабочей лопатки турбины. При постановке бандажной полки, эти перетекания газа исключаются.

Рис. 2 – Течение газа через радиальный зазор

Большое число современных турбин ГТД средней и малой тяги спроектированы с малой высотой рабочих лопаток ТВД, где влияние радиального зазора на КПД велико. Например, лопатка рабочего колеса 1–ой ступени двухступенчатой ТВД ТВ7–117, максимальной мощности 2500 л.с., имеет высоту пера на выходе из ступени равную 20 мм, а рабочая величина радиального зазора, отнесённая к высоте пера этой лопатки, равна 2,5 %. Потери КПД этой ступени из за влияния радиального зазора могут составлять примерно 5 %. Кроме того, если радиальный зазор конусный, с раскрытием проточной части по высоте лопатки, как это показано на рис. 3, то эти потери КПД в ТВД ещё более увеличиваются.

Рис. 3 – Радиальный зазор над бандажированной лопаткой ТВД

1 – бандажная полка; 2 – закрытый радиальный зазор; 3 – открытый радиальный зазор; 4 – линии тока газов; Δ – радиальный зазор

На рис. 3 представлены два типа радиального зазора. В одном, где кривая 3 образует внутренний контур соплового аппарата 2–ой ступени турбины, этот радиальный зазор называется «открытым радиальным зазором». В другом, где кривая 2 образует модифицированную внутреннюю сторону СА, на выходе из лабиринтного уплотнения, горячий газ встречает сопротивление полки соплового аппарата, и подтормаживается. Для оценки величины гидравлического сопротивления лопатки, связанного с появлением вторичных течений газа, было проведено экспериментальное исследование решётки турбины при наличии и отсутствии раскрытия проточной части турбины (рис. 4а). Результаты проведенных исследований показаны на рис. 4(б).

Рис. 4 – Схема установки для исследования влияния меридионального раскрытия контура проточной части плоской решётки лопаток СА на коэффициент потерь энергии газа (а) и Результаты исследования решеток СА с различными углами меридионального раскрытия профиля проточной части γ = 0…45º (б)

Как видно из рис. 4(б) при раскрытии проточной части турбины более 30° уровень концевых потерь существенно возрастает. Даже при небольшой величине раскрытия проточной части турбины в 20° величина потерь энергии газа возрастает примерно в два раза.

Количество газа, которое проходит через лабиринтное уплотнение, устанавливаемое на бандажной полке, зависит от величины радиального зазора и эффективности самого лабиринтного уплотнения. Показанное на рис.5 ступенчатое лабиринтное уплотнение имеет коэффициент расхода, равный примерно µ = 0,65 …0,7, где коэффициент µ определяет по формуле Стодолы величину расхода газа при его протекании через лабиринтное уплотнение :

(1)

где: G – расход через лабиринт, µ – коэффициент расхода, F – площадь зазора, Р вх и Р вых – давления на входе и на выходе лабиринта, z – число лабиринтов, R – газавая постоянная, T – начальная температура.

Физическая картина процесса торможения газа, который происходит при попадании газа в лабиринтное уплотнение, показано на рис. 5(а) и рис. 5(б). Бандажные полки, показанные на этих рисунках, имеют по два гребня, однако конфигурация переднего гребня отличается. На рис.5 б представлен наклонный гребень, который более эффективен, чем прямой.

Рис. 5 – Течение газа через ступенчатый лабиринт, установленной на бандажной полке

1 – контур проточной части турбины; 2 – бандажная полка с гребнями уплотнений; 3 – перо лопатки ТВД

При отсутствии бандажной полки часть газа перетекает в осевом, а другая часть газа в окружном направлении. Потери КПД могут быть определены по зависимости:

(2)

где: – потерь КПД в радиальном зазоре; – относительный концевой радиальный зазор; – плотность газа в осевом зазоре на периферии на среднем диаметре; – угол выхода газа из решетки; l и t – хорда и шаг решетки.

Рис. 6 – Линии тока на поверхностях лопаток турбин со стороны спинки а) сопловой аппарат б) рабочая лопатка

На рис. 6 показаны результаты исследований влияния вторичных токов на течение газа в концевых зонах лопатки: слева – эксперимент, справа – расчёт. При малой высоте лопатки концевые зоны решётки, затронутые вторичными токами, могут смыкаться и КПД ступени будет существенно падать. Очевидно, что необходимо разработать методы снижения интенсивности вторичных токов в проектируемых турбинных решётках современных ГТД, в которых применяются профили большой толщины, связанной с необходимостью размещения каналов охлаждения.

Рис. 7 – Решётки турбины с плоской (1) и профилированной (2) стенками

Таблица 3 – Геометрические параметры решётки, представленной на рис. 7, и режимные параметры потока

Хорда профиля, С (см)	35.9
Ширина решетки, С ах (см)	29.5
Высота лопатки, S (см)	46
Отношение хорды профиля к высоте лопатки, С/S	0.78
Отношение хорды профиля к шагу решетки, C/P	1.23
Температура воздуха на входе, T 0 jn (К)	302
Полное давление воздуха на входе, p 0 jn (Па)	10 5
Угол потока относительно фронта решетки (град)	35
Среднемассовая скорость на входе, U м (м/c)	10
Число Рейнольдса Re m =U m C ax /ν	2.1 10 5
Интенсивность турбулентности во входном потоке (%)	5
Плотность теплового потока на торцевой стенке, q w (Вт/м 2)	840

На рис. 7 показана решётка лопатки турбины, у которой одинаковый профиль и с одним шагом . Геометрические параметры решёток представлены в таблице 3. При профилированной стенке, показанной на рис. 7(б), где впадина расположена вблизи вогнутой стороны профиля в начальной части канала, происходит местное снижение межлопаточного градиента давления, но эффективность этого способа невысока, поскольку снижение поперечного градиента давлений происходит на малой протяжённости канала .

Более эффектино использование S–образного профиля пера, варианты пространственного проектирования такой лопатки показаны на рис. 8 и рис.9.

Рис. 8 – Модификации профильной части рабочих лопаток: а) радиальная лопатка; б) саблевидная лопатка; в) лопатка с изогнутой входной и прямой выходной кромками

Рис. 9 – Рабочие лопатки ТВД с «изгибом» – навалом на спинку профильной части пера: а) без бандажной полки, лопатка ТРДД SAM 146; б) с бандажной полкой, лопатка Ролл Ройс Trent

На рис. 9 показана бандажированная лопатка турбины, в корневой части которой, на корыте профиля, имеются дополнительные отверстия 1, способствующие снижению температуры лопатки в этом критичном по уровню напряжений участке лопатки.

Далее представлены конструктивные варианты лопаток, в которых в концевой части пера на спинке профиля установлены гребни, препятствующие распространению вторичных токов по спинке пера лопатки и далее, образованию вихревого течения в срединной части канала, как это показано на рис 10.

Рис. 10 – Принцип возникновения вторичных потерь в турбиной решетке

Рис. 11 – Геометрические размеры ребра и координаты его расположения на спинке сопловой лопатки турбины

На рис. 11 показана конструктивная схема гребня и место его положения на спинке лопатки, а на рис. 12 – результаты экспериментального исследования двух лопаток: с гребнем и без гребня.

Как видно, гребень, установленный на спинке профильной части лопатки, вполне решает поставленную задачу, большая часть лопатки свободна от воздействия вихревых течений газа. Произведенное траверсирование поля давлений за исследованной решёткой показало, что интегральная интенсивность вторичных течений газа не уменьшилась, вторичные токи ранее распространялись по высоте лопатки, а в этой конструкции они сосредоточились в области лопатки под полкой. Однако, существенно то, что эпюра газовых углов газа выхода из лопаточной решётки существенно изменилась, область увеличения угла потока, примыкающая к торцу лопатки, снизилась, что прямо свидетельствует о возможности увеличении эффективной работы в ступени турбины.

Рис. 12 – Линии тока на поверхностях сопловых лопаток турбин со стороны спинки без ребра (а) и с ребром (б)

Результаты расчётного исследования аналогичной конструкции с гребнем, закреплённым на спинке профильной части пера лопатки турбины, показаны на рис. 13 и 14.

Рис. 13 – Геометрические размеры ребра и координаты его расположения на спинке бандажированной рабочей лопатки турбины

1 – перо лопатки турбины; 2 – ребро; 3 – контактная поверхность бандажной полки

Рис. 14 – Линии тока на поверхностях рабочих лопаток турбин со стороны спинки без ребра и с ребром

Рис. 15 – Зависимость потери КПД ступени турбин от величины относительного радиального зазора разных типов лопаток.

1а – Лопатка без бандажной полки с открытым зазором;

1б – Лопатка без бандажной полки с закрытым зазором;

2 – Бандажированная лопатка с прямоточным лабиринтом, установленным на бандажной полке;

3 – Бандажированная лопатка с ступечатым лабиринтом, установленным на бандажной полке;

4 – Бандажированная лопатка с ступенчатыми лабиринтами, установленным на бандажной полке, при установке ребра под полкой на выпуклой стороне профильной части лопатки;

– относительный радиальный зазор (%); Δη – потери КПД ступени (%)

В заключение рассмотрим результаты расчётной оценки влияния относительной величины радиального зазора над рабочей лопаткой в ступени турбины и особенностей его констуктивной реализации на потери КПД.

На рис. 15 представлена зависимость потери КПД ступени турбин от величины относительного радиального зазора для разных видов его конструктивного выполнения. Как видно, существенное влияние оказывает сама величина изменения относительного радиального зазора . Границы слева А и справа В отражают имеющийся в настоящее время диапазон изменения относительных величин радиального зазора. Так линия А отражает величину этого параметра для рабочей лопатки ТВД ТРДД SAM 146, а линия В – относится к первой ступени турбины ТВД ТВ 7–117. Кроме того, например, радиальный зазор в ТВД первой ступени турбины проектируемого ТРДД ПД 14, устанавливаемого на летательный аппарат (ЛА) МС 21, имеет величину = 1,25 %, а ТВлД Ардиден Н, устанавливаемый на вертолете Ка 52, имеет величину = 2 %, т.е. в этих ГТД величины изменяются в указанных выше параметрах. Данные рис. 15 представлены в таблице 4.

Таблица 4 – Изменение КПД ступени ТВД в зависимости от конструктивного выполнения уплотнений радиального зазора (см. рис.15)

№ п.п	Варианты конструкции уплотнения радиального зазора (см. рис 15)	Δη = f(, варианты конструктивного выполнения уплотнений радиального зазора)
		%	%
1	1а	3,3	6,4
2	1б	2,2	4,25
3	2	1,65	3,2
4	3	1,15	2,15
5	4	0,5	1,1

Лопатку рабочего колеса ТВД, обеспечивающую высокий КПД ступени ТВД, целесообразно проектировать:

– с полноразмерной бандажной полкой и ступенчатым лабиринтным уплотнением, гребни которого имеют наклон навстречу набегающему потоку газа;

– с профильной частью пера пространственного проектирования, S–образной формы по высоте и наклоном пера на его выпуклую сторону (спинку профильной части лопатки);

– в концевых частях пера на спинке профильной части лопатки целесообразно располагать гребни, препятствующие распространению вторичных токов в центральную область лопатки.

Список литературы / References

1. Иноземцев, А. А. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник для ВУЗов. В 5 т. Т. 2. Компрессоры. Камеры сгорания. Форсажные камеры. Турбины. Выходные устройства / А. А. Иноземцев, М. А. Нихамкин, В. Л. Сандрацкий. – М.: Машиностроение, 2008. – 365 с.
2. Вьюнов С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / С.А. Вьюнов, Ю.И. Гусев, А.В. Карпов и др.; под общ. ред. д–ра техн. наук Хронина Д. В. – М.: Машиностроение, 1989, 368 с.
3. Локай В. И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет: Учебник для вузов / В. И. Локай, М. К. Максутова, В. А. Стрункин. – М.: Машиностроение, 1979. – 447 с.
4. Жирицкий Г.С. Авиационные газовые турбины / Г.С. Жирицкий. – М.: Оборонгиз, 1950. – 512 с.
5. Скубачевский Г. С. Авиационные газотурбинные двигатели / Г. С. Скубачевский. – М.: Машиностроение, 1969. - 544 с.
6. Холщевников К. В., Емин О. Н., Митрохин В. Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин / К. В. Холщевников, О. Н. Емин, В. Т. Митрохин. – М.: Машиностроение, 1986. – 432 с.
7. Дейч М.Е. Газодинамика решёток турбомашин / М. Е. Дейч. – М.: Энергоатомиздат, 1996. – С. 528.
8. Абианц В.Х. Теория авиационных газовых турбин / В. Х. Абианц. – М.: Машиностроение, 1979. – 216 с.
9. Панов Д.О. Использование ANSYS CFX для прогнозирования характеристик решетки сопловых лопаток газовой турбины с профилированной торцевой стенкой / Д. О. Панов, Е. М. Смирнов, В. В. Рис // Журнал ANSYS ADVANTAGE. Русская редакция. – 2012. – № 17. – С. 33–38.
10. Венедиктов В.Д. Атлас экспериментальных характеристик плоских решеток охлаждаемых газовых турбин / В. Д. Венедиктов, А. В. Грановский. – М.: ЦИАМ, 1990, – 393 с.

Список литературы на английском языке / References in English

1. Inozemcev A. A. Osnovy konstruirovanija aviacionnyh dvigatelej i jenergeticheskih ustanovok: Uchebnik dlja VUZov. V 5 t. T. 2. Kompressory. Kamery sgoranija. Forsazhnye kamery. Turbiny. Vyhodnye ustrojstva / A. A. Inozemcev, M. A. Nihamkin, V. L. Sandrackij. – M.: Mashinostroenie, 2008. – 365 p.
2. V’junov P. A. Konstrukcija i proektirovanie aviacionnyh gazoturbinnyh dvigatelej / P. A. V’junov, Ju .I. Gusev, A. V. Karpov andothers; edited by PhD in Engineering Hronina D. V. – M.: Mashinostroenie, 1989, 368 p.
3. Lokaj V. I. Gazovye turbiny dvigatelej letatel’nyh apparatov. Teorija, konstrukcija i raschet: Uchebnik dlja vtuzov / V. I. Lokaj, M. K. Maksutova, V. A. Strunkin. – M.: Mashinostroenie, 1979. – 447 p.
4. Zhirickij G.P. Aviacionnye gazovye turbiny / G.P. Zhirickij. – M.: Oborongiz, 1950. – 512 p.
5. Skubachevskij G. P. Aviacionnye gazoturbinnye dvigateli / G. P. Skubachevskij. – M.: Mashinostroenie, 1969. - 544 p.
6. Holshhevnikov K. V., Emin O. N., Mitrohin V. T. Teorija i raschet aviacionnyh lopatochnyh mashin / K. V. Holshhevnikov, O. N. Emin, V. T. Mitrohin. – M.: Mashinostroenie, 1986. – 432 p.
7. Dejch M.E. Gazodinamika reshjotok turbomashin / M. E. Dejch. – M.: Jenergoatomizdat, 1996. – P. 528.
8. Abianc V.H. Teorija aviacionnyh gazovyh turbin / V. H. Abianc. – M.: Mashinostroenie, 1979. – 216 p.
9. Panov D.O. Ispol’zovanie ANSYS CFX dlja prognozirovanija harakteristik reshetki soplovyh lopatok gazovoj turbiny s profilirovannoj torcevoj stenkoj / D. O. Panov, E. M. Smirnov, V. V. Ris // Zhurnal ANSYS ADVANTAGE. Russkaja redakcija . – 2012. – V. 17. – P. 33–38.
10. Venediktov V.D. Atlas jeksperimental’nyh harakteristik ploskih reshetok ohlazhdaemyh gazovyh turbin / V. D. Venediktov, A. V. Granovskij. – M.: CIAM, 1990, – 393 p.
11. Bunker R. P. Axial turbine blade tips: Function, design, durability / R. S Bunker // Journal of propulsion and power. – 2006. – Vol.22. – № 2. – P. 271–285.

Подвижная лопатка турбины высокого давления турбомашины содержит, по меньшей мере, один охлаждающий контур. Охлаждающий контур образован, по меньшей мере, одной полостью, проходящей радиально между вершиной и основанием лопатки, по меньшей мере, одним впускным отверстием для воздуха на одном радиальном конце полости или полостей для подачи охлаждающего воздуха в охлаждающий контур или контуры и несколькими выпускными щелями. Выпускные щели открыты в полость или полости и выходят на выходную кромку лопатки. Выпускные щели расположены по длине выходной кромки между основанием и вершиной лопатки и ориентированы по существу перпендикулярно продольной оси лопатки. По меньшей мере, одна выпускная щель, ближайшая к основанию пера лопатки, выполнена с наклоном к вершине лопатки под углом от 10° до 30° к оси вращения лопатки. Изобретение направлено на то, чтобы выпускная щель, ближайшая к основанию пера, не вызывала образования трещин. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Рисунки к патенту РФ 2297537

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к широкой области подвижных (т.е. рабочих или роторных) лопаток турбомашины и, в более узком аспекте, к выпускным щелям для вывода охлаждающего воздуха, расположенным на выходной кромке подвижных лопаток турбины высокого давления.

Уровень техники

Как известно, турбомашина обычно содержит камеру сгорания, в которой воздух смешивается с топливом перед сгоранием смеси. Генерируемые при сгорании газы направляются к нижней по направлению потока части камеры и затем поступают к турбине высокого давления. Турбина высокого давления обычно содержит один или несколько рядов подвижных турбинных лопаток, расположенных по окружности на роторе турбины. Таким образом, подвижные лопатки турбины высокого давления подвергаются воздействию очень высоких температур газов сгорания. Эти температуры достигают значений, существенно превышающих температуры, которые способны выдерживать без повреждений подвижные лопатки, находящиеся в контакте с этими газами, что ограничивает долговечность подвижных лопаток.

Известен подход к решению данной проблемы путем снабжения лопаток внутренними контурами охлаждения, предназначенными для снижения температуры лопаток. При использовании подобных контуров охлаждающий воздух, как правило, подается внутрь лопатки через ее корневую часть (хвостовик), проходит через лопатку по траектории, определяемой полостями, сформованными внутри лопатки, и выводится через выпускные отверстия, выходящие на поверхность лопатки (см., например, патенты США №№6174134 и 6224336). Из патента США №6164913 (описывающего ближайший аналог настоящего изобретения) известно также, что выпускные отверстия для вывода охлаждающего воздуха в рабочей лопатке турбины могут представлять собой щели, распределенные вдоль выходной кромки пера лопатки между его основанием и вершиной и расположенные по существу перпендикулярно продольной оси лопатки.

Известно также, что лопатки турбины высокого давления, оснащенные контурами охлаждения, изготавливают способом литья или формования. Размещение щелей, в частности щелей контуров охлаждения, обычно обеспечивают с помощью стержней или сердечников, которые закладывают в форму параллельно друг другу перед заливкой металла. Для облегчения этой заливки металла выпускную щель для вывода охлаждающего воздуха, ближайшую к основанию пера лопатки, обычно выполняют больше по размерам, чем другие щели.

Однако на практике было установлено, что ближайшая к основанию пера лопатки выпускная щель плохо охлаждается. Из-за ее увеличенных размеров и из-за центробежной силы, создаваемой вращением лопатки, выходящий из этой выпускной щели воздух имеет тенденцию отклоняться к вершине лопатки. Это приводит к созданию вблизи выходной кромки лопатки значительных температурных градиентов, которые вызывают появление трещин на уровне этой щели, что особенно снижает долговечность лопатки. Эти высокие температурные градиенты имеют также тенденцию распространяться за счет теплопроводности к соединительной (переходной) зоне между основанием пера лопатки и ее полкой.

Сущность изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных трудностей и создании подвижной (т.е. рабочей или роторной) лопатки турбины высокого давления с новой геометрией ближайшей к основанию пера лопатки выпускной щели для вывода охлаждающего воздуха, с тем чтобы эта щель не вызывала образования трещин. Изобретение направлено также на то, чтобы не ухудшать общей механической прочности лопатки - детали, которая подвергается очень высоким механическим напряжениям. Предметом изобретения является также турбина высокого давления, оснащенная такими подвижными лопатками.

В соответствии с изобретением решение поставленной задачи достигается за счет создания новой подвижной лопатки турбины высокого давления в турбомашине. Лопатка по изобретению содержит, по меньшей мере, один охлаждающий контур, который образован, по меньшей мере, одной полостью, проходящей радиально между вершиной и основанием лопатки, по меньшей мере, одним впускным отверстием для воздуха на одном радиальном конце полости или полостей для подачи охлаждающего воздуха в охлаждающий контур или контуры и несколькими выпускными щелями, открытыми в полость или полости и выходящими на выходную кромку лопатки. Указанные выпускные щели расположены по длине выходной кромки между основанием и вершиной лопатки и ориентированы по существу перпендикулярно продольной оси лопатки. Лопатка по изобретению характеризуется тем, что, по меньшей мере, одна выпускная щель, ближайшая к основанию пера лопатки, выполнена с наклоном к вершине лопатки под углом от 10° до 30° к оси вращения лопатки.

При этом охлаждающий воздух, выводимый через выпускную щель, ближайшую к основанию пера лопатки, направляется по всей поверхности данной щели таким образом, что устраняется образование трещин на уровне щели. Такая специальная геометрия данной щели позволяет снизить примерно на 5% локальную температуру на уровне этой щели. Кроме того, геометрия данной щели не ухудшает стойкость лопатки к различным механическим напряжениям, которым она подвергается.

В оптимальном варианте наклон выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, составляет примерно 20°.

Для снижения температуры переходной (соединительной) зоны между основанием пера лопатки и полкой, образующей перегородку для прохода потока газов сгорания через турбину высокого давления, передний по потоку конец выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, сформован по существу в этой переходной зоне. При этом острые углы переднего по потоку конца выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, зашлифованы для облегчения направления выводимого из выпускной щели воздуха к переходной зоне.

Перечень фигур чертежей

Пример осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает в перспективе подвижную лопатку турбины высокого давления в соответствии с изобретением,

фиг.2 - это изображение в увеличенном масштабе части лопатки по фиг.1, иллюстрирующее выполнение выпускного отверстия (щели) для вывода охлаждающего воздуха, ближайшего к основанию пера лопатки.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

На фиг.1 представлена в перспективе подвижная лопатка 10 турбины высокого давления турбомашины. Эта лопатка, имеющая продольную ось Х-Х, укреплена на диске ротора (не представлен) турбины высокого давления посредством хвостовика 12, который обычно имеет елочный профиль. В общем случае лопатка имеет основание 14, вершину 16, переднюю входную кромку 18 и заднюю выходную кромку 20. Хвостовик 12 соединен с основанием 14 лопатки на уровне полки 22, которая образует перегородку для потока газов сгорания через турбину высокого давления.

Такая лопатка подвергается воздействию очень высоких температур газов сгорания и поэтому требует охлаждения. Для этого известным образом подвижная лопатка 10 содержит, по меньшей мере, один внутренний охлаждающий контур. Указанный охлаждающий контур состоит, например, по меньшей мере, из одной полости 24, которая проходит радиально между основанием 14 и вершиной 16 лопатки. В эту полость подается охлаждающий воздух на одном из ее радиальных концов через впускное отверстие (не показано). Это впускное отверстие обычно предусмотрено на уровне хвостовика 12 лопатки. Предусмотрены также несколько выпускных щелей 26, которые открыты в полость 24 и выходят на выходную кромку 20 лопатки для вывода охлаждающего воздуха, текущего в полости. Эти выпускные щели 26 для вывода охлаждающего воздуха обычно распределены вдоль выходной кромки 20 между основанием 14 и вершиной 16 пера лопатки и ориентированы по существу перпендикулярно продольной оси Х-Х лопатки.

На фиг.2 более четко показана геометрия выпускной щели 28, ближайшей к основанию 14 пера лопатки 10. Согласно изобретению ближайшая к основанию пера лопатки выпускная щель 28 выполнена с наклоном к вершине 16 лопатки под углом от 10° до 30° к оси вращения лопатки (не представлена). Предпочтительно угол наклона этой выпускной щели составляет 20°. Этот специфический угол наклона ближайшей к основанию пера лопатки выпускной щели позволяет выровнять температуру на уровне щели и за счет этого устранить все теплонапряженные места. Выводимый через эту выпускную щель охлаждающий воздух перекрывает практически всю поверхность выпускной щели 28 и снижает локальную температуру примерно на 5%. За счет этого полностью устраняется риск образования трещин на уровне выпускной щели, ближайшей к основанию пера лопатки, и повышается срок службы лопатки.

Согласно выгодной особенности изобретения передний по потоку конец 28а выпускной щели 28, ближайшей к основанию 14 пера лопатки, сформован по существу в переходной зоне 30 между основанием 14 пера лопатки и полкой 22 на стороне прохода потока газов сгорания. При этом выводимый через эту выпускную щель воздух имеет тенденцию за счет теплопроводности охлаждать переходную зону 30. Таким образом, температура переходной зоны 30 между основанием 14 пера лопатки и полкой 22 понижается примерно на 1,5%. Для усиления охлаждения переходной зоны 30 острые углы переднего по потоку конца 28а выпускной щели 28 зашлифованы для облегчения направления выводимого из выпускной щели воздуха к этой зоне 30. При этом, поскольку задний по потоку конец 28b ближайшей к основанию пера лопатки выпускной щели 28 не находится в соединительной зоне 30, эта специальная геометрия щели не влияет на стойкость лопатки 10 к различным механическим напряжениям.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Подвижная лопатка турбины высокого давления турбомашины, содержащая, по меньшей мере, один охлаждающий контур, который образован, по меньшей мере, одной полостью (24), проходящей радиально между вершиной (16) и основанием (14) лопатки (10), по меньшей мере, одним впускным отверстием для воздуха на одном радиальном конце полости или полостей для подачи охлаждающего воздуха в охлаждающий контур или контуры и несколькими выпускными щелями (26), открытыми в полость или полости и выходящими на выходную кромку (20) лопатки, причем выпускные щели расположены по длине выходной кромки между вершиной и основанием лопатки, по существу, перпендикулярно продольной оси (Х-Х) лопатки, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одна выпускная щель (28), ближайшая к основанию пера лопатки, выполнена с наклоном к вершине лопатки под углом от 10 до 30° к оси вращения лопатки.

2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что наклон выпускной щели (28), ближайшей к основанию пера лопатки, составляет примерно 20°.

3. Лопатка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что передний по потоку конец (28а) выпускной щели (28), ближайшей к основанию пера лопатки, сформован, по существу, в переходной зоне (30) между основанием пера лопатки и полкой (22), образующей перегородку для прохода потока газов сгорания через турбину высокого давления.

4. Лопатка по п.3, отличающаяся тем, что острые углы переднего по потоку конца (28а) выпускной щели (28), ближайшей к основанию пера лопатки, зашлифованы.

5. Турбина высокого давления турбомашины, отличающаяся тем, что она содержит несколько подвижных лопаток (10) по любому из предыдущих пунктов.

Турбина (рисунок 2.13) – осевая, двухступенчатая, состоит из одноступенчатой ТВД и одноступенчатой ТНД. Обе турбины имеют охлаждаемые воздухом сопловые и рабочие лопатки. На пониженных дроссельных режимах работы с целью повышения экономичности двигателя выполнено частичное отключение охлаждения турбины.

Основные параметры и материалы деталей турбины приведены, соответственно, в таблицах 2.3 и 2.4.

Таблица 2.3 - Основные данные турбины

	Параметр	Значения
	Степень понижения полного давления газа
	КПД турбины по параметрам заторможенного потока
	Окружная скорость, м/с.
	Частота вращения ротора, об/мин.
	Втулочное отношение
	Температура газа на входе в турбину

Таблица 2.4 - Материалы деталей турбины

Таблица 2.4 - Продолжение

			ЭП-868-Ш (Средняя часть) ВТ-9

Рисунок 2.13 – Турбина АЛ-31Ф

2.5.2 Конструкция турбины высокого давления

Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора вы­сокого давления и агрегатов, установленных на коробках приводов двигатель­ных и самолетных агрегатов. Турбина состоит из ротора и статора.

Ротор турбины (рисунок 2.14) состоит из рабочих лопаток 1, диска 2, цапфы 3 и вала 4.

Рисунок 2.14 – Ротор ТВД

Рабочая лопатка (рисунок 2.15) – литая, полая с циклонно-вихревой схемой охлаждения. Во внутренней полости, с целью организации течения охлаждающего воздуха, предусмотрены ребра, перегородки и турбулизаторы.

Профильная часть лопатки (1) отделена от замка (2) полкой (3) и удлиненной

ножкой (4). Полки лопаток, стыкуясь, образуют коническую оболочку, защищающую замковую часть лопатки от перегрева. Удлиненная ножка, обладая относительно низкой изгибной жесткостью, обеспечивает снижение уровня вибрационных напряжений в профильной части лопатки. Трехзубый замок (5) «ёлочного» типа обеспечивает передачу радиальных нагрузок с лопаток на диск. Зуб (6), выполненный в левой части замка, фиксирует лопатку от перемещения ее по потоку, а паз (7) совместно с элементами фиксации обеспечивает удержание лопатки от перемещения против потока (рисунок 2.16).

Рисунок 2.15 – Рабочая лопатка ТВД

Рисунок 2.16 – Осевая фиксация рабочих лопаток ТВД

1-Вырезы; 2-диск; 3-лопатка; 4-пластинчатый замок

Осевая фиксация рабочей лопатки осуществляется зубом и пластинчатым замком. Пластинчатый замок (один на две лопатки) (8)вставляется в пазы лопаток в трех местах диска (9), где сделаны вырезы, и разгоняется по всей окружности лопаточного венца. Пластинчатые замки, устанавливаемые в месте расположения вырезов в диске, имеют особую форму. Эти замки монтируются в деформированном состоянии, а после выпрямления входят в пазы лопаток. При выпрямлении пластинчатого замка лопатки поддерживают с противоположных торцов.

Для снижения уровня вибрационных напряжений в рабочих лопатках между ними под полками размещают демпферы, имеющие коробчатую конструкцию (рисунок 2.17). При вращении ротора под действием центробежных силдемпферы прижимаются к внутренним поверхностям полок вибрирующих лопаток. За счет трения в местах контакта двух соседних полок об один демпферэнергия колебаний лопаток будет рассеиваться, что и обеспечит снижениеуровня вибрационных напряжений в лопатках.

Рисунок 2.17 - Демпфер

Диск (рисунок 2.18) турбины штампованный, с последующей механической обработкой. В периферийной части диска выполнены пазы «елочного» типа для крепления 90 рабочих лопаток, канавки (1) для размещения пластинчатых замков осевой фиксации лопаток и наклонные отверстия (2) подвода воздуха, охлаждающего рабочие лопатки. Воздух отбирается из ресивера, образованного двумя буртиками, левой боковой поверхностью диска и аппаратом закрутки. На правой плоскости полотна диска выполнены буртик (3) лабиринтного уплотнения и буртик (4), используемый при демонтаже диска. В ступичной плоской части диска выполнены цилиндрические отверстия (5) под призонные болты, соединяющие вал, диск и цапфу ротора турбины.

Рисунок 2.18 – Диск ТВД

Балансировка ротора осуществляется грузиками (2.19), закрепляемыми в проточке буртика диска и зафиксированными замком. Хвостовик замка загибается на балансировочный грузик.

Рисунок 2.19 – Узел крепления балансировочного груза ротора

Цапфа (1) (рисунок 2.20) обеспечивает опирание ротора о роликовый подшипник. Левым фланцем цапфа центрируется и соединяется с диском турбины.

На наружных цилиндрических проточках цапфы размещены втулки (2) лабиринтных уплотнений. Осевая и окружная фиксация втулок осуществляется радиальными штифтами (3). Для предотвращения выпадания штифтов под воздействием центробежных сил после их запрессовки отверстия во втулках завальцовываются.

На наружной части хвостовика цапфы, ниже втулок лабиринтного уплотнения, размещено контактное уплотнение (рисунок 2.21), зафиксированное корончатой гайкой. Гайка законтрена пластинчатым замком.

Внутри цапфы в цилиндрических поясках центрируются втулки контактного и лабиринтного уплотнений. Втулки удерживаются корончатой гайкой, ввернутой в резьбу цапфы. Гайка законтривается отгибом усиков коронки в торцевые прорези цапфы. Контактное уплотнение показано на рисунок 2.22.

Рисунок 2.20 – Цапфа ТВД

Рисунок 2.21 – Узел контактного уплотнения

1-втулка; 2-графитовые кольца; 3-цапфа; 4-корончатая гайка

Рисунок 2.22 – Узел контактного уплотнения

1-стальные втулки; 2-дистанционная втулка; 3-пружина; 4-графитовые кольца

Статор турбины высокого давления состоит (рисунок 2.23) из наружногокольца (1), блока сопловых лопаток (2), внутреннего кольца (3), аппарата закрутки(4), устройства стабилизации радиального зазора (5), клапанного аппарата и воздухо-воздушного теплообменника (6).

Рисунок 2.23 – Статор ТВД

Наружное кольцо (рисунок 2.24) – цилиндрическая оболочка с фланцем, расположенным между корпусом камеры сгорания и корпусом турбины. В левой части кольца на винтах 1 присоединены оболочки 2, являющиеся опорами жаровой трубы 3 камеры сгорания и обеспечивающие подвод охлаждающего воздуха на наружные полки лопаток соплового аппарата. В правой части кольца подвешено устройство 4 обеспечения радиального зазора.

Рисунок 2.24 – Наружное кольцо статора ТВД

Лопатки соплового аппарата объединены в 14 трехлопаточных блоков. Наружные полки блоков лопаток установлены в пазах наружногокольца и закреплены винтами. Лопаточные блоки литые, с вставными и припаянными в двух местах дефлекторами, с припаянной нижней полкой-цапфой. Для предотвращения перетечек газа стыки между блоками сопловых лопаток уплотнены металлическими пластинами, установленными в прорезях на торцах полок первой и третьей лопаток каждого блока.

Внутреннее кольцо (рисунок 2.25) выполнено в виде оболочки с втулками и фланцами, к которым приварена коническая диафрагма. На внешней стороне кольца (1) расположены четырнадцать втулок (2) для центрирования его на цапфах (3) блоков сопловых лопаток. Крышка (4) служит для образования полости охлаждающего воздуха. На левом фланце внутреннего кольца (1) винтами (5) присоединены оболочки (6), на которые опирается жаровая труба (7). Они же обеспечивают подвод вторичного воздуха от ОКС, охлаждающего внутренние полки лопаток соплового аппарата.

На правом фланце (4) приварен аппарат (8) закрутки (рисунок 2.26), представляющий собой сварную оболочковую конструкцию. Аппарат закрутки предназначен для подачи и охлаждения воздуха, идущего к рабочим лопаткам за счет разгона и закрутки по направлению вращения турбины. Для повышения жесткости внутренней оболочки к ней приварены три подкрепляющих профиля (9). Разгон и закрутка охлаждающего воздуха происходит в сужающейся части аппарата закрутки.

Рисунок 2.25 – Внутреннее кольцо статора ТВД

Рисунок 2.26 – Сопловой аппарат устройства закрутки воздуха ТВД

Устройство стабилизации радиального зазора (рисунок 2.27) предназначено для повышения КПД турбины на повышенных режимах. Оно представляет собой кольцо, тепловое состояние которого, а следовательно, и диаметр стабилизирован охлаждением. При увеличении режима, когда диаметр ротора увеличивается за счет разогрева лопаток и диска и их растяжения под действием центробежных сил, величина радиального зазора уменьшается, что приводит к снижению перетекания через зазор и повышению КПД турбины. На кольце "С"-образными секторами закреплены вставки с сотами, выполненными электроэрозией. В окружном направлении вставки зафиксированы радиальными штифтами. При касании лопаток о вставки происходит взаимный износ, что и предотвращает разрушение лопаток.

Рисунок 2.27 – Узел устройства, регулирующего радиальный зазор

1 – штифт; 2 – жиклер; 3 – кольцо; 4 - «С» образный элемент; 5 – вставка; 6 – соты; 7 - экран

Турбина двигателя? осевая, реактивная, пятиступенчатая, преобразует энергию газового потока в механическую энергию вращения компрессоров и вентилятора двигателя, приводов агрегатов и нагнетателя. Турбина расположена непосредственно за камерой сгорания. К турбине присоединяется реактивное сопло, служащее для создания тяги двигателя за счет реактивной струи.

Турбина состоит из одноступенчатой турбины высокого давления (ТВД), одноступенчатой турбины низкого давления (ТНД) и трехступенчатой турбины вентилятора (ТВ), каждая из которых включает статор, ротор и опору.

Опорами роторов ТВД, ТНД и ТВ, являющимися задними опорами роторов ВД, НД и В, служат роликоподшипники.

Все подшипники охлаждаются и смазываются маслом под давлением. Для предотвращения нагрева подшипников горячими газами их масляные полости изолированы радиально-торцовыми контактными уплотнениями.

Все опоры роторов турбин имеют устройства для гашения колебаний роторов, возникающих при работе двигателя? масляные демпферы опор роторов.

Роторы турбин связаны газодинамической связью.

Турбина высокого давления (ТВД)

Турбина высокого давления (ТВД) ? осевая, реактивная, одноступенчатая, предназначена для преобразования части энергии газового потока, поступающего из КС, в механическую энергию, используемую для вращения ротора КВД и всех приводных агрегатов двигателя.

ТВД включает статор и ротор.

СА набирается из десяти отдельных секторов. В секторах по три (в одном секторе две) сопловые л опатки соединены между собой с помощью пайки.

Сопловые лопатки пустотелые, охлаждаемые воздухом из-за КВД, имеют дефлекторы для поджатия охлаждающего воздуха к внутренним стенкам лопаток и систему перфорационных отверстий в стенках профиля и трактовых полок лопаток, через которые охлаждающий воздух выходит на наружную поверхность лопатки и защищает ее от горячих газов. Ротор ТВД состоит из рабочего колеса (диска с рабочими лопатками), лабиринтного диска, вала ТВД.

Рабочая лопатка - охлаждаемая, состоит из хвостовика, ножки, пера и бандажной полки с гребешками.

Воздух на охлаждение подводится к хвостовику, проходит по радиальным каналам в теле пера лопатки и выходит через отверстия в передней и задней части пера лопатки в проточную часть.

Истории успеха