RU100134U1 - TURBINE SHOVEL - Google Patents
TURBINE SHOVEL Download PDFInfo
- Publication number
- RU100134U1 RU100134U1 RU2010124165/06U RU2010124165U RU100134U1 RU 100134 U1 RU100134 U1 RU 100134U1 RU 2010124165/06 U RU2010124165/06 U RU 2010124165/06U RU 2010124165 U RU2010124165 U RU 2010124165U RU 100134 U1 RU100134 U1 RU 100134U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flange
- axes
- blade
- cooling
- channels
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к авиадвигателестроению, в частности к лопаткам турбины ротора газотурбинного двигателя.The invention relates to aircraft engine manufacturing, in particular to turbine blades of a rotor of a gas turbine engine.
Технической задачей полезной модели является создание сплошной пленочной завесы по всей поверхность реборды, за счет чего повышение эффективности охлаждения.The technical task of the utility model is to create a continuous film curtain over the entire surface of the flange, thereby increasing the cooling efficiency.
Поставленная техническая задача решается тем, что лопатка турбины, содержит перо, включающее корыто, спинку и торец, на котором со стороны спинки выполнена реборда. При этом в лопатке выполнены охлаждающие каналы, выходы которых расположены на торце и их оси наклонены в сторону реборды.The stated technical problem is solved in that the turbine blade contains a feather including a trough, a back and an end face, on which a flange is made from the back side. In this case, cooling channels are made in the blade, the outlets of which are located at the end and their axes are inclined towards the flanges.
Новым в полезной модели является то, что оси соседних каналов пересекаются.New in the utility model is that the axes of adjacent channels intersect.
Охлаждающие каналы расположены парами. The cooling channels are arranged in pairs.
Description
Полезная модель относится к авиадвигателестроению, в частности к лопаткам турбины ротора газотурбинного двигателя.The invention relates to aircraft engine manufacturing, in particular to turbine blades of a rotor of a gas turbine engine.
Известна лопатка турбины, которая содержит перо, включающее корыто, спинку и торец, на котором со стороны спинки выполнена реборда. В лопатке выполнены охлаждающие каналы, выходы которых находятся на торце и их оси расположены вдоль оси лопатки. (Патент ЕР 1785214, F01D 5/18)A turbine blade is known, which contains a feather including a trough, a back and an end face, on which a flange is made from the back side. Cooling channels are made in the blade, the outlets of which are located at the end and their axis are located along the axis of the blade. (Patent EP 1785214, F01D 5/18)
Недостатком такой лопатки является то, что охлаждающий воздух, проходя через охлаждающие каналы, выходит в торец лопатки, не охлаждает поверхность реборды.The disadvantage of such a blade is that the cooling air, passing through the cooling channels, enters the end of the blade, does not cool the surface of the flange.
Также известна конструкция лопатки, которая содержит перо, включающее корыто, спинку и торец, на котором со стороны спинки выполнена реборда. В лопатке выполнены охлаждающие каналы, выходы которых расположены на торце и их оси наклонены в сторону реборды (Патент FR 2887581, F01D 5/18)Also known is the design of the blade, which contains a feather, including a trough, back and end, on which a flange is made from the back side. Cooling channels are made in the blade, the outlets of which are located on the end and their axes are inclined towards the flanges (Patent FR 2887581, F01D 5/18)
В такой конструкции охлаждающий воздух попадает непосредственно на поверхность реборды, однако, струи воздуха, выходя из каналов, охлаждают только часть поверхности реборды, расположенную напротив каналов и не создают сплошной пленочной завесы, что приводит к неравномерному охлаждению поверхности реборды, то есть ее охлаждение неэффективное.In this design, cooling air enters directly onto the surface of the flange; however, air jets leaving the channels cool only part of the surface of the flange opposite the channels and do not create a continuous film curtain, which leads to uneven cooling of the surface of the flange, i.e. its cooling is ineffective.
Технической задачей полезной модели является создание сплошной пленочной завесы по всей поверхность реборды, за счет чего повышение эффективности охлаждения.The technical task of the utility model is to create a continuous film curtain over the entire surface of the flange, thereby increasing the cooling efficiency.
Поставленная техническая задача решается тем, что лопатка турбины, содержит перо, включающее корыто, спинку и торец, на котором со стороны спинки выполнена реборда. При этом в лопатке выполнены охлаждающие каналы, выходы которых расположены на торце и их оси наклонены в сторону реборды.The stated technical problem is solved in that the turbine blade contains a feather including a trough, a back and an end face, on which a flange is made from the back side. In this case, cooling channels are made in the blade, the outlets of which are located at the end and their axes are inclined towards the flanges.
Новым в полезной модели является то, что оси соседних каналов пересекаются.New in the utility model is that the axes of adjacent channels intersect.
Охлаждающие каналы расположены парами.The cooling channels are arranged in pairs.
На прилагаемом чертеже изображена заявляемая лопатка турбины Лопатка турбины, содержит перо 1, включающее корыто 2, спинку 3 и торец 4, на котором со стороны спинки 3 выполнена реборда 5. При этом в лопатке выполнены охлаждающие каналы 6, выходы которых расположены на торце 4 и их оси наклонены в сторону реборды 5. Оси соседних каналов 6 пересекаются. Охлаждающие каналы 6 расположены парами.The attached drawing shows the inventive turbine blade. The turbine blade contains a feather 1, including a trough 2, a back 3 and an end 4, on which a flange 5 is made from the side of the back 3. At that, cooling channels 6 are made in the blade, the outlets of which are located on the end 4 and their axes are inclined towards the flanges 5. The axes of adjacent channels 6 intersect. The cooling channels 6 are arranged in pairs.
Охлаждающий воздух, проходя через лопатку, поступает через охлаждающие каналы 6 на поверхность реборды 5 и за счет того, что каналы 6 выполнены с пересекающимися осями, воздушные струи перемешиваются и создают равномерною пленочную завесу с более высокой эффективностью охлаждения по всей поверхности реборды 5. Создаваемая перекрестными воздушными струями пленочная завеса более устойчива к воздействию канального вихря.The cooling air passing through the blade enters through the cooling channels 6 to the surface of the flange 5 and due to the fact that the channels 6 are made with intersecting axes, the air jets are mixed and create a uniform film curtain with higher cooling efficiency over the entire surface of the flange 5. Created by cross air jets film curtain is more resistant to channel vortex.
За счет того, что оси охлаждающих каналов пересекаются, воздух выходит в разных направлениях и поступает на всю поверхность реборды, за счет чего повышается эффективность охлаждения поверхности реборды.Due to the fact that the axes of the cooling channels intersect, the air flows in different directions and enters the entire surface of the flange, thereby increasing the cooling efficiency of the flange surface.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010124165/06U RU100134U8 (en) | 2010-06-11 | 2010-06-11 | TURBINE SHOVEL |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010124165/06U RU100134U8 (en) | 2010-06-11 | 2010-06-11 | TURBINE SHOVEL |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU100134U1 true RU100134U1 (en) | 2010-12-10 |
| RU100134U8 RU100134U8 (en) | 2011-03-10 |
Family
ID=46306830
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010124165/06U RU100134U8 (en) | 2010-06-11 | 2010-06-11 | TURBINE SHOVEL |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU100134U8 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU177804U1 (en) * | 2017-10-20 | 2018-03-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Cooled hollow turbine blade |
-
2010
- 2010-06-11 RU RU2010124165/06U patent/RU100134U8/en active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU100134U8 (en) | 2011-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9039371B2 (en) | Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
| US10443396B2 (en) | Turbine component cooling holes | |
| JP2013144980A (en) | Airfoil | |
| EP1947296A3 (en) | Turbine blade with reserve cooling air film hole direction | |
| RU2012158322A (en) | TURBINE NOZZLE SHOVEL, TURBINE AND AERODYNAMIC PART OF A TURBINE NOZZLE SHOVEL | |
| SA515360472B1 (en) | Turbine blade angel wing with pumping features | |
| RU2016151765A (en) | Turbine blade with optimized cooling of its trailing edge, containing upstream and downstream channels and internal side cavities | |
| JP2011513636A5 (en) | ||
| RU2012158342A (en) | TURBINE NOZZLE SHOVEL, TURBINE AND AERODYNAMIC PART OF A TURBINE NOZZLE SHOVEL | |
| EP2685065A3 (en) | A gas turbine engine | |
| EP2775119A3 (en) | Compressor shroud reverse bleed holes | |
| JP2015090108A5 (en) | ||
| JP2015117934A (en) | First stage nozzle or transition nozzle configured to promote mixing of individual combustion streams downstream thereof before entry into first stage bucket of turbine | |
| RU2014149236A (en) | TURBINE ROTOR SHOVEL AND AXIAL ROTOR AREA FOR GAS TURBINE | |
| RU2011142732A (en) | GAS TURBINE | |
| JP2018150829A5 (en) | ||
| RU100134U1 (en) | TURBINE SHOVEL | |
| RU2014136803A (en) | TURBINE GUIDE SHOVEL SUPPLIED WITH THROTTLE ELEMENT | |
| RU103571U1 (en) | COOLED TURBINE SHOVEL | |
| RU87748U1 (en) | GAS TURBINE OPERATING WHEEL | |
| RU136092U1 (en) | COOLED TURBINE SHOVEL | |
| RU82773U1 (en) | COOLED WORKER | |
| RU87749U1 (en) | GAS TURBINE OPERATING WHEEL | |
| RU161058U1 (en) | COOLED TURBINE TURBIN SHOVEL OF GAS TURBINE ENGINE | |
| JP6211697B2 (en) | Turbine blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH1K | Reissue of utility model (1st page) |