RU2779785C9

RU2779785C9 - Gas turbine nozzle with nozzles formed integrally

Info

Publication number: RU2779785C9
Application number: RU2021123444A
Authority: RU
Inventors: Хироюки ТАТЕ; Хиронори ЦУКИДАТЕ; Кунихиро ОГА; Ясухиро ХОРИУЦИ
Original assignee: Мицубиси Пауэр, Лтд.
Priority date: 2020-08-06
Filing date: 2021-08-06
Publication date: 2022-10-28

Abstract

FIELD: turbines.

SUBSTANCE: invention relates to a nozzle of a gas turbine. Nozzle of a gas turbine includes nozzles formed integrally from the end wall along the internal perimeter and the end wall along the external perimeter. The end wall along the internal perimeter has a connecting section on the upstream side and a connecting section on the downstream side. The connecting section on the upstream side extends radially inward and connects with the diaphragm along the internal perimeter. The connecting section on the downstream side, located downstream from the connecting section on the upstream side, extends radially inward and connects with the diaphragm along the internal perimeter. The end wall has a thin-walled section on the back edge section of the end wall along the internal perimeter, corresponding to a section of the back edge section of the end wall along the internal perimeter of a lower thickness.

EFFECT: voltage reduction associated with the temperature elongation caused by the increase in the temperature of the nozzle of a gas turbine, and therefore, voltage reduction occurring during thermal strain in the nozzle of a gas turbine.

6 cl, 4 dwg

Description

Предпосылки создания изобретенияPrerequisites for the creation of the invention

Настоящее изобретение относится к соплу газовой турбины и, в частности, к соплу газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток, в которой два сопла сформированы как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.The present invention relates to a gas turbine nozzle, and in particular to a gas turbine nozzle with an interconnected blade structure in which two nozzles are integrally formed from an end wall along the inner perimeter and an end wall along the outer perimeter.

Известное из уровня техники техническое решение в данной области описывается, например, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889.A prior art solution in the art is described, for example, in Japanese Laid-open Patent Application Publication No. 2007-154889.

В выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, раскрывается сопло газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток (см. фиг. 2) и описывается, что внутренний бандаж включает в себя задний фланец, проходящий в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа, и этот задний фланец проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа относительно внутренней поверхности внутреннего бандажа в радиальном направлении, и что внутренний бандаж также включает в себя передний фланец, который проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа, и этот передний фланец располагается между верхним по потоку краевым участком внутреннего бандажа и задним фланцем, и проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа относительно внутренней поверхности внутреннего бандажа в радиальном направлении (см. параграф 0009).Japanese Patent Laid-Open Publication No. 2007-154889 discloses a gas turbine nozzle with an interconnected blade structure (see FIG. 2) and describes that an inner shroud includes a rear flange extending radially inward from an inner of the inner band, and that the rear flange extends radially inward from the inner band relative to the inner surface of the inner band in the radial direction, and that the inner band also includes a front flange that extends radially inward from the inner band, and this front flange is located between the upstream edge portion of the inner shroud and the rear flange, and extends radially inward from the inner shroud relative to the inner surface of the inner shroud in the radial direction (see paragraph 0009).

Выложенная заявка на патент Японии, опубликованная под №2007-154889, раскрывает сопло газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток.Japanese Patent Laid-Open Publication No. 2007-154889 discloses a gas turbine nozzle with an interconnected blade structure.

В дальнейшем во время работы газовой турбины температура сопла газовой турбины будет все больше и больше повышаться, и сопло газовой турбины будет подвергаться действию повышенного напряжения, связанного с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины.Further, during the operation of the gas turbine, the temperature of the gas turbine nozzle will increase more and more, and the gas turbine nozzle will be subjected to increased stress due to thermal expansion caused by the temperature increase of the gas turbine nozzle.

Кроме того, при возникновении термической деформации в сопле газовой турбины напряжение в сопле газовой турбины повышается, что может приводить к появлению трещин в сопле газовой турбины.In addition, when thermal deformation occurs in the gas turbine nozzle, the stress in the gas turbine nozzle increases, which may cause cracks in the gas turbine nozzle.

Однако описания сопел газовой турбины, позволяющих избежать возникновения трещин, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, не приводится. В частности, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, не приводится описания сопла газовой турбины, в котором напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, понижается, и понижается напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.However, descriptions of gas turbine nozzles to avoid cracking are not given in Japanese Laid-Open Patent Application Publication No. 2007-154889. In particular, Japanese Patent Laid-Open Publication No. 2007-154889 does not describe a gas turbine nozzle in which the stress due to thermal elongation caused by the temperature increase of the gas turbine nozzle is reduced and the stress generated by thermal deformation is reduced. in the gas turbine nozzle.

Краткое изложение сущности изобретенияBrief summary of the invention

Поэтому задачей настоящего изобретения является создание сопла газовой турбины, в котором напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, понижается, и понижается напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.Therefore, it is an object of the present invention to provide a gas turbine nozzle in which the stress associated with thermal elongation caused by an increase in the temperature of the gas turbine nozzle is reduced and the stress generated by thermal deformation in the gas turbine nozzle is reduced.

Для решения указанной выше задачи предлагается сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру. Торцевая стенка по внутреннему периметру имеет соединительный участок с верхней по потоку стороны и соединительный участок с нижней по потоку стороны. Соединительный участок с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. Соединительный участок с нижней по потоку стороны, расположенный с нижней по потоку стороны от соединительного участка с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. На заднем краевом участке торцевой стенки по внутреннему периметру эта торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру уменьшенной толщины.To solve the above problem, a gas turbine nozzle is proposed with nozzles formed as a single unit from an end wall along the inner perimeter and an end wall along the outer perimeter. The end wall along the inner perimeter has a connecting section on the upstream side and a connecting section on the downstream side. The connecting portion on the upstream side extends radially inwardly and is connected to the diaphragm along the inner perimeter. The downstream side connecting portion located downstream of the upstream side connecting portion extends radially inwardly and is connected to the diaphragm along the inner perimeter. On the rear edge section of the end wall along the inner perimeter, this end wall along the inner perimeter has a thin-walled section corresponding to a section of the rear edge section of the end wall along the inner perimeter of reduced thickness.

В соответствии с настоящим изобретением сопло газовой турбины позволяет понизить напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, и, таким образом, понизить напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.In accordance with the present invention, the gas turbine nozzle makes it possible to reduce the stress associated with thermal expansion caused by the increase in temperature of the gas turbine nozzle, and thus reduce the stress generated by thermal deformation in the gas turbine nozzle.

Эти и другие объекты, признаки и преимущества станут очевидными из приводимого ниже описания вариантов осуществления.These and other objects, features and advantages will become apparent from the following description of the embodiments.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

Фиг. 1 - пояснительная схематическая иллюстрация газовой турбины 100 в соответствии с вариантами осуществления;Fig. 1 is an explanatory schematic illustration of a gas turbine 100 according to embodiments;

Фиг. 2 - пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантами осуществления;Fig. 2 is an explanatory perspective view illustrating a gas turbine nozzle 10 according to the embodiments;

Фиг. 3 - пояснительный вид в разрезе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантами осуществления; иFig. 3 is an explanatory sectional view illustrating a gas turbine nozzle 10 according to the embodiments; and

Фиг. 4 - пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий тонкостенный участок 33 в соответствии с вариантами осуществления.Fig. 4 is an explanatory perspective view illustrating a thin-walled portion 33 according to the embodiments.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯDETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS

Ниже со ссылками на прилагаемые чертежи приводится описание вариантов осуществления настоящего изобретения. При этом одни те же или подобные элементы конструкции обозначены одними и теми же ссылочными позициями, и повторного описания этих позиций не приводится.Below with reference to the accompanying drawings is a description of embodiments of the present invention. Here, the same or similar structural elements are designated by the same reference numerals, and these numerals are not re-described.

Варианты осуществленияEmbodiments

Газовая турбина 100Gas turbine 100

Сначала приводится описание варианта осуществления газовой турбины 100.First, a description will be given of an embodiment of gas turbine 100.

На фиг. 1 представлена пояснительная схематическая иллюстрация газовой турбины 100 в соответствии с вариантом осуществления.In FIG. 1 is an explanatory schematic illustration of a gas turbine 100 according to the embodiment.

Газовая турбина 100 имеет сопло 10 газовой турбины и лопатку 20 газовой турбины, и в эту газовую турбину поступают газы сгорания.The gas turbine 100 has a gas turbine nozzle 10 and a gas turbine blade 20, and combustion gases enter the gas turbine.

Газы сгорания вырабатываются в камере сгорания (непоказанной) в результате сжигания воздуха, подвергаемого сжатию в компрессоре (непоказанном), и топлива, подаваемого в камеру сгорания.Combustion gases are generated in a combustion chamber (not shown) by combustion of air subjected to compression in a compressor (not shown) and fuel supplied to the combustion chamber.

В газовой турбине 100 газы сгорания, вырабатываемые в камере сгорания, поступают в сопло 10 газовой турбины, а после прохождения через сопло 10 газовой турбины эти газы сгорания направляются на лопатку 20 газовой турбины.In the gas turbine 100, the combustion gases generated in the combustion chamber enter the gas turbine nozzle 10, and after passing through the gas turbine nozzle 10, these combustion gases are directed to the gas turbine blade 20.

Под действием направляемых на нее газов сгорания лопатка 20 газовой турбины приводится во вращение. В свою очередь, в результате вращения лопатки 20 газовой турбины генератор (непоказанный), соосно соединенный с лопаткой 20 газовой турбины, генерирует электроэнергию.Under the action of the combustion gases directed to it, the blade 20 of the gas turbine is driven into rotation. In turn, as a result of the rotation of the gas turbine blade 20, a generator (not shown) coaxially connected to the gas turbine blade 20 generates electric power.

Таким образом, высокотемпературные газы сгорания, образующиеся в камере сгорания, поступают в сопло 10 газовой турбины.Thus, the high-temperature combustion gases generated in the combustion chamber enter the nozzle 10 of the gas turbine.

В дальнейшем во время работы газовой турбины 100 температура сопла 10 газовой турбины все больше и больше повышается, и сопло 10 газовой турбины подвергается действию повышенного напряжения, связанного с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла 10 газовой турбины. При возникновении термической деформации в сопле 10 газовой турбины сопло 10 газовой турбины может подвергаться действию повышенного напряжения.Further, during operation of the gas turbine 100, the temperature of the gas turbine nozzle 10 rises more and more, and the gas turbine nozzle 10 is subjected to increased stress due to thermal expansion caused by the temperature increase of the gas turbine nozzle 10. When thermal deformation occurs in the gas turbine nozzle 10, the gas turbine nozzle 10 may be subjected to increased stress.

При этом сопло 10 газовой турбины соединено со стороны своего внутреннего периметра с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, а со стороны своего внешнего периметра - с диафрагмой 40 по внешнему периметру.In this case, the gas turbine nozzle 10 is connected from its inner perimeter to the diaphragm 30 along the inner perimeter, and from its outer perimeter to the diaphragm 40 along the outer perimeter.

Сопло 10 газовой турбиныGas turbine nozzle 10

Ниже приводится описание варианта осуществления сопла 10 газовой турбины.The following is a description of an embodiment of the gas turbine nozzle 10 .

На фиг. 2 представлен пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления.In FIG. 2 is an explanatory perspective view illustrating a gas turbine nozzle 10 according to the embodiment.

Сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления представляет собой, в частности, сопло 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток.The gas turbine nozzle 10 according to the embodiment is in particular a gas turbine nozzle 10 with an interconnected blade structure.

То есть в сопле 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток в соответствии с вариантом осуществления два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру.That is, in the gas turbine nozzle 10 with the interconnected blade structure according to the embodiment, two nozzles 1 are integrally formed from an end wall 3 along the inner perimeter and an end wall 2 along the outer perimeter.

Кроме того, два сопла 1 в сопле 10 газовой турбины сформированы со смещением задних краевых участков сопел 1 в окружном направлении относительно передних краевых участков сопел 1. Это обеспечивает эффективность направления газов сгорания, проходящих через сопло 10 газовой турбины, на лопатку 20 газовой турбины.In addition, the two nozzles 1 in the gas turbine nozzle 10 are formed with the rear edge portions of the nozzles 1 offset in the circumferential direction relative to the front edge portions of the nozzles 1. This makes it efficient to direct the combustion gases passing through the gas turbine nozzle 10 onto the gas turbine blade 20.

На фиг. 3 представлен пояснительный вид в разрезе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления.In FIG. 3 is an explanatory sectional view illustrating a gas turbine nozzle 10 according to the embodiment.

Сопло 10 газовой турбины имеет сопла 1, торцевую стенку 2 по внешнему периметру и торцевую стенку 3 по внутреннему периметру.The gas turbine nozzle 10 has nozzles 1, an end wall 2 along the outer perimeter and an end wall 3 along the inner perimeter.

Торцевая стенка 2 по внешнему периметру имеет передний фланец 21 и задний фланец 22. Передний фланец 21 проходит в радиальном направлении наружу и соединен с диафрагмой 40 по внешнему периметру, а задний фланец 22 соединен с диафрагмой 40 по внешнему периметру, расположен с нижней по потоку стороны от переднего фланца 21 и проходит в радиальном направлении наружу.The end wall 2 has a front flange 21 and a rear flange 22 along the outer perimeter. from the front flange 21 and extends radially outward.

Торцевая стенка 3 по внутреннему периметру имеет соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны и соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны. Соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединен с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, а соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны соединен с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, расположен с нижней по потоку стороны от соединительного участка 31 с верхней по потоку стороны и проходит в радиальном направлении внутрь.The end wall 3 on the inner perimeter has a connection section 31 on the upstream side and a connection section 32 on the downstream side. The upstream side connecting portion 31 extends radially inward and is connected to the diaphragm 30 along the inner perimeter, and the downstream side connecting portion 32 is connected to the inner periphery of the diaphragm 30, located downstream of the connecting portion 31 c upstream side and extends radially inward.

Сопла 1 сформированы между торцевой стенкой 2 по внешнему периметру и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру. Передний краевой участок каждого сопла 1 (верхний по потоку участок в направлении поступления газов сгорания, то есть левый торцевой участок на фиг. 3) имеет более короткую длину лопатки, чем длина лопатки его заднего краевого участка (нижнего по потоку участка в направлении поступления газов сгорания, то есть правого торцевого участка на фиг. 3). Поэтому в сопле 1 температурное удлинение заднего краевого участка превышает температурное удлинение переднего краевого участка.The nozzles 1 are formed between the end wall 2 along the outer perimeter and the end wall 3 along the inner perimeter. The front edge section of each nozzle 1 (the upstream section in the direction of the combustion gases, i.e. the left end section in Fig. 3) has a shorter blade length than the blade length of its rear edge section (the downstream section in the direction of the combustion gases , that is, the right end section in Fig. 3). Therefore, in the nozzle 1, the temperature elongation of the rear edge portion exceeds the temperature elongation of the front edge portion.

Температурное удлинение заднего краевого участка сопла 1 действует на участке контакта между соплом 1 и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру. То есть напряжение, связанное с температурным удлинением (напряжение, возникающее при термической деформации сопла 1), на участке контакта между задним краевым участком сопла 1 и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру увеличивается.Thermal elongation of the rear edge section of the nozzle 1 acts on the contact area between the nozzle 1 and the end wall 3 along the inner perimeter. That is, the thermal elongation stress (thermal deformation stress of the nozzle 1) at the contact portion between the rear edge portion of the nozzle 1 and the inner perimeter end wall 3 increases.

Напряжение, связанное с температурным удлинением, создается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру (на участке ниже по потоку от соединительного участка 32 с нижней по потоку стороны). При этом напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, можно уменьшить за счет уменьшения жесткости на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The stress associated with thermal elongation is created at the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter (in the portion downstream of the connecting portion 32 on the downstream side). In this case, the stress generated at the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter can be reduced by reducing the rigidity at the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter.

При этом, так как сопло 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток имеет высокую жесткость на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, то на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру создается большое напряжение.At the same time, since the gas turbine nozzle 10 with the design of interconnected blades has a high rigidity at the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter, a large stress is generated at the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter.

Поэтому в рассматриваемом варианте осуществления для уменьшения напряжения, создаваемого на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на этом заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру формируют тонкостенный участок 33. В частности, рассматриваемом варианте осуществления тонкостенный участок 33 сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в сопле 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток, в которой два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру.Therefore, in this embodiment, in order to reduce the stress generated on the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter, a thin-walled portion 33 is formed on this rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter. In particular, in the considered embodiment, the thin-walled portion 33 is formed on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter in the nozzle 10 of a gas turbine with the design of interconnected blades, in which two nozzles 1 are formed as a single unit from the end wall 3 along the inner perimeter and the end wall 2 along the outer perimeter.

Тонкостенный участок 33Thin wall section 33

Ниже приводится описание варианта осуществления тонкостенного участка 33.The following is a description of an embodiment of the thin wall portion 33.

На фиг. 4 представлен пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий тонкостенный участок 33 в соответствии с вариантом осуществления.In FIG. 4 is an explanatory perspective view illustrating a thin-walled portion 33 according to the embodiment.

Тонкостенный участок 33 сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру. Тонкостенный участок 33 соответствует участку с уменьшенной толщиной стенок (толщиной в радиальном направлении) заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The thin-walled section 33 is formed on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter. The thin-walled portion 33 corresponds to a reduced wall thickness portion (radial thickness) of the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter.

Формирование тонкостенного участка 33 на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру позволяет уменьшить жесткость на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, что, в свою очередь, позволяет уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The formation of a thin-walled section 33 on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter makes it possible to reduce the rigidity on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter, which, in turn, allows to reduce the stress generated on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter.

При этом тонкостенный участок 33 можно сформировать в результате вырезания заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру или совместного литья с торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру.In this case, the thin-walled section 33 can be formed as a result of cutting the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter or co-casting with the end wall 3 along the inner perimeter.

Кроме того, тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в радиальном направлении) сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь.In addition, a thin-walled portion 33 (the region of formation of the thin-walled portion 33 in the radial direction) is formed on the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter in the radial direction inward.

Формирование тонкостенного участка 33 на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The formation of a thin-walled section 33 on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter in the radial direction inward makes it possible to ensure the strength of the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter, as well as to reduce the stress generated on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter.

То есть на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру сформированы тонкостенный участок 33 и участок пространства. Это участок пространства сформирован в результате, например, вырезания заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении со стороны внутреннего периметра.That is, at the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter, a thin-walled portion 33 and a space portion are formed. This space portion is formed as a result of, for example, cutting out the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter in the radial direction from the inner perimeter side.

Кроме того, в предпочтительном варианте радиальная толщина участка пространства превышает радиальную толщину заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, в которой сформирован тонкостенный участок 3 (радиальную толщину тонкостенного участка 33). То есть в предпочтительном варианте радиальная толщина тонкостенного участка 33 меньше, чем радиальная толщина участка пространства. В большинстве случаев радиальная толщина заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру составляет от 9 мм до 10 мм, а радиальная толщина участка пространства - от 5 мм до 6 мм. То есть в этом случае толщина тонкостенного участка 33 составляет примерно 3-4 мм.In addition, in the preferred embodiment, the radial thickness of the space portion exceeds the radial thickness of the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter in which the thin-walled portion 3 is formed (the radial thickness of the thin-walled portion 33). That is, in the preferred embodiment, the radial thickness of the thin wall portion 33 is less than the radial thickness of the space portion. In most cases, the radial thickness of the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter is from 9 mm to 10 mm, and the radial thickness of the space section is from 5 mm to 6 mm. That is, in this case, the thickness of the thin-walled portion 33 is about 3 to 4 mm.

Это позволяет обеспечить баланс между обеспечением прочности заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и уменьшением напряжения, создаваемого на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This allows for a balance between ensuring the strength of the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter and reducing the stress generated on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter.

Кроме того, в предпочтительном варианте участок пространства формируют в области от участка контакта между соединительным участком 32 с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении. То есть в предпочтительном варианте тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в осевом направлении) формируют в области от участка контакта между соединительным участком 32 с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении.In addition, in the preferred embodiment, the space section is formed in the area from the contact area between the downstream side connecting section 32 and the end wall 3 along the inner perimeter to the rear edge section of the end wall along the inner perimeter in the axial direction. That is, in the preferred embodiment, the thin-walled portion 33 (the region of formation of the thin-walled portion 33 in the axial direction) is formed in the area from the contact portion between the connecting portion 32 with the downstream side and the end wall 3 along the inner perimeter to the rear edge portion of the end wall along the inner perimeter in axial direction.

Это позволяет эффективно уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This can effectively reduce the stress generated in the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter.

Кроме того, в предпочтительном варианте участок пространства формируют на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в окружном направлении. То есть в предпочтительном варианте тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в радиальном направлении) формируют на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в окружном направлении, а толстостенные участки 34 (например, невырезанные области) формируют по обе стороны от тонкостенного участка 33. Таким образом, в предпочтительном варианте на виде заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в осевом направлении толстостенные участки 34 формируют по обе стороны от тонкостенного участка 33. Кроме того, в предпочтительном варианте толстостенные участки 34 с обеих сторон имеют одинаковую длину в окружном направлении.In addition, in the preferred embodiment, the space portion is formed on the central portion of the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter in the circumferential direction. That is, in the preferred embodiment, a thin-walled portion 33 (a region of formation of a thin-walled portion 33 in the radial direction) is formed on the central portion of the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter in the circumferential direction, and thick-walled portions 34 (for example, uncut areas) are formed on both sides of thin-walled section 33. Thus, in the preferred embodiment, in the view of the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter in the axial direction, thick-walled sections 34 are formed on both sides of the thin-walled section 33. In addition, in the preferred embodiment, thick-walled sections 34 on both sides have the same length in circumferential direction.

Это позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This makes it possible to ensure the strength of the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter, as well as to reduce the stress generated on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter.

Кроме того, в сопле 10 газовой турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления задние краевые участки двух сопел 1 смещены в окружном направлении относительно оси. То есть задние краевые участки двух сопел 1 сформированы с наклоном в окружном направлении относительно заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.In addition, in the gas turbine nozzle 10 according to the present embodiment, the rear edge portions of the two nozzles 1 are displaced in the circumferential direction relative to the axis. That is, the rear edge portions of the two nozzles 1 are formed with an inclination in the circumferential direction relative to the rear edge portion of the end wall 3 along the inner perimeter.

Поэтому задний краевой участок одного сопла 1 располагается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на котором сформирован тонкостенный участок 33, а задний краевой участок другого сопла 1 располагается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на котором сформирован толстостенный участок 34.Therefore, the rear edge section of one nozzle 1 is located on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter, on which the thin-walled section 33 is formed, and the rear edge section of the other nozzle 1 is located on the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter, on which the thick-walled section is formed. 34.

Таким образом, в сопле 10 газовой турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру. Торцевая стенка 3 по внутреннему периметру имеет: соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны, который проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой 30 по внутреннему периметру; и соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны, который расположен с нижней по потоку стороны от соединительного участка 31 с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой 30 по внутреннему периметру. На заднем краевом участке 3 торцевой стенки по внутреннему периметру эта торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок 33, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру уменьшенной толщины.Thus, in the gas turbine nozzle 10 according to the present embodiment, two nozzles 1 are integrally formed from an end wall 3 along the inner perimeter and an end wall 2 along the outer perimeter. The end wall 3 on the inner perimeter has: a connecting portion 31 on the upstream side, which extends in the radial direction inwards and connects with the diaphragm 30 on the inner perimeter; and the downstream side connecting portion 32, which is located downstream of the upstream side connecting portion 31, extends radially inward and connects with the diaphragm 30 along the inner perimeter. On the rear edge section 3 of the end wall along the inner perimeter, this end wall along the inner perimeter has a thin-walled section 33 corresponding to a section of the rear edge section of the end wall 3 along the inner perimeter of reduced thickness.

В соответствии с вариантом осуществления можно уменьшить напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла 10 газовой турбины, и, таким образом, понизить напряжение, возникающее при термической деформации сопла газовой турбины.According to an embodiment, it is possible to reduce the stress associated with thermal expansion caused by the temperature increase of the gas turbine nozzle 10, and thus reduce the stress generated by thermal deformation of the gas turbine nozzle.

При этом настоящее изобретение не ограничивается рассмотренными выше вариантами осуществления и включает в себя различные модификации. Подробное описание вышеупомянутых вариантов осуществления приводится в целях объяснения настоящего изобретения простым для понимания способом, и настоящее изобретение не обязательно ограничивается включением в себя всех элементов конструкции и конструкций, описанных выше.However, the present invention is not limited to the above embodiments, and includes various modifications. The detailed description of the above embodiments is provided for the purpose of explaining the present invention in an easy-to-understand manner, and the present invention is not necessarily limited to including all of the structures and structures described above.

Список ссылочных позицийList of reference positions

1 - сопло;1 - nozzle;

2 - торцевая стенка по внешнему периметру;2 - end wall along the outer perimeter;

3 - торцевая стенка по внутреннему периметру;3 - end wall along the inner perimeter;

10 - сопло газовой турбины;10 - gas turbine nozzle;

20 - лопатка газовой турбины;20 - gas turbine blade;

21 - передний фланец;21 - front flange;

22 - задний фланец;22 - rear flange;

30 - диафрагма по внутреннему периметру;30 - diaphragm along the inner perimeter;

31 - соединительный участок с верхней по потоку стороны;31 - connecting section from the upstream side;

32 - соединительный участок с нижней по потоку стороны;32 - connecting section from the downstream side;

33 - тонкостенный участок;33 - thin-walled section;

34 - толстостенный участок;34 - thick-walled section;

40 - диафрагма по внешнему периметру;40 - diaphragm along the outer perimeter;

100 - газовая турбина.100 - gas turbine.

Claims

1. A gas turbine nozzle with nozzles formed as a single unit from an end wall along the inner perimeter and an end wall along the outer perimeter,

in which the end wall on the inner perimeter has a connecting section on the upstream side and a connecting section on the downstream side, and the connecting section on the upstream side extends radially inward and connects with the diaphragm along the inner perimeter, and the connecting section on the downstream side downstream side of the upstream side connecting portion extends radially inward and connects with the diaphragm at the inner perimeter, and

on the rear edge section of the end wall along the inner perimeter, the end wall along the inner perimeter has a thin-walled section corresponding to a section of the rear edge section of the end wall along the inner perimeter of reduced thickness.

2. Gas turbine nozzle according to claim 1, characterized in that the gas turbine nozzle has a design of interconnected blades of two nozzles, formed as a single unit from the end wall along the inner perimeter and the end wall along the outer perimeter.

3. Gas turbine nozzle according to claim 2, characterized in that the thin-walled section is formed on the rear edge section of the end wall along the inner perimeter in the radial direction inward.

4. Gas turbine nozzle according to claim 2, characterized in that the radial thickness of the thin-walled section is less than the radial thickness of the space section.

5. The gas turbine nozzle according to claim 2, characterized in that the thin-walled section is formed in the axial direction in the area from the contact area between the connecting section from the downstream side and the end wall along the inner perimeter to the rear edge section of the end wall along the inner perimeter in the axial direction.

6. The gas turbine nozzle according to claim 2, characterized in that the thin-walled section is formed on the central section of the rear edge section of the end wall along the inner perimeter in the circumferential direction.