RU171631U1 - Охлаждаемая лопатка турбины - Google Patents
Охлаждаемая лопатка турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU171631U1 RU171631U1 RU2016136735U RU2016136735U RU171631U1 RU 171631 U1 RU171631 U1 RU 171631U1 RU 2016136735 U RU2016136735 U RU 2016136735U RU 2016136735 U RU2016136735 U RU 2016136735U RU 171631 U1 RU171631 U1 RU 171631U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channels
- edge
- blade
- outlet
- pen
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области транспортного машиностроения, турбостроения и может найти применение в охлаждаемых лопатках высокотемпературных газовых турбин. Технический результат, обеспечиваемый предлагаемой полезной моделью, заключается в повышении коэффициента теплоотдачи от стенок выходной кромки лопатки за счет интенсификации вихревого течения, обеспечивающего воздействие на пограничный слой потока центробежными силами в выходных каналах внутреннего контура охлаждения. Сущность полезной модели заключается в том, что охлаждаемая лопатка турбины состоит из хвостовика для крепления лопатки и полого пера с внутренним контуром охлаждения, включающим каналы для входа воздуха, расположенные со стороны хвостовика, каналы для выхода воздуха с отверстиями, выполненными в области выходной кромки, и промежуточные каналы, сообщенные с каналами входа и выхода воздуха и расположенными в направлении от входной кромки пера к его выходной кромке. При этом промежуточные каналы выполнены в виде осевых завихрителей с противоположным направлением закрутки и сужающимися по направлению к выходной кромке пера. При прохождении охлаждающего потока обеспечивается формирование вихревого потока и исключается его торможение в завихрителях, что обеспечивает повышение эффективности охлаждения выходной кромки лопатки. 5 ил.
Description
Полезная модель относится к области транспортного машиностроения, турбостроения и может найти применение при изготовлении высокотемпературных газовых турбин.
Форсирование удельных параметров турбин авиационных газотурбинных двигателей и стационарных установок идет, главным образом, по пути повышения температуры и давления газа на входе в ступень турбины, что создает определенные проблемы в части работоспособности лопаток турбин. Эта тенденция пока опережает создание новых жаропрочных материалов, что вызывает повышенные требования к системе охлаждения (СО) турбинных лопаток и, как следствие - дальнейшее усложнение СО. В современных охлаждаемых лопатках высокотемпературных газовых турбин широко используются СО, где рабочим телом служит воздух, отбираемый из-за компрессора и поступающий в систему каналов различной конфигурации, расположенных в пере лопатки. Наиболее теплонагруженными элементами пера лопатки являются входная и выходная кромки, где коэффициент теплоотдачи от газа в 2-3 раза больше, чем на средней части профиля и поэтому на организацию их охлаждения направлено повышенное внимание проектировщиков. Особенно проблематична организация охлаждения выходной кромки, т.к. геометрические особенности (малая площадь проходных сечений охлаждающих каналов) ограничивают возможности конвективного охлаждения, а пленочное охлаждение нежелательно, т.к. выпуск охладителя за «горлом» проходного сечения снижает к.п.д турбины. Эффективность охлаждения определяется скоростью потока охладителя, его турбулизацией, размерами теплообменной поверхности. Теоретические и экспериментальные исследования показывают, что вихревое течение потока увеличивает теплообмен.
Известна охлаждаемая лопатка турбины, содержащая хвостовик для крепления и полое перо с внутренним контуром охлаждения, расположенные со стороны хвостовика каналы для входа воздуха, каналы для выхода воздуха с отверстиями, выполненными в области выходной кромки пера и внутренние промежуточные каналы, сообщенные с каналами входа и выхода воздуха и расположенными в направлении от входной кромки пера к выходной кромке последнего (авт. св-во СССР №779590, кл. F01D 5/18, 1980 г.). В известном техническом решении промежуточные каналы выполнены зигзагообразными в поперечном направлении с образованием зон пересечения, сообщенных между собой, что позволяет увеличить поверхность теплоообмена между охладителем и лопаткой и создать дополнительную турбулизацию за счет взаимодействия потоков. Недостатком известного технического решения является торможение потока в зонах пересечения зигзагообразных каналов, что приводит к уменьшению скорости потока охлаждающего воздуха и снижению эффективности охлаждения выходной кромки пера лопатки.
Известна охлаждаемая лопатка турбины, содержащая хвостовик для крепления лопатки и полое перо с внутренним контуром охлаждения, включающим каналы для входа воздуха, расположенные со стороны хвостовика, каналы для выхода воздуха с отверстиями, выполненными в области выходной кромки пера, внутренние промежуточные каналы, сообщенные с каналами входа и выхода воздуха и расположенные в промежуточных каналах осевые завихрители (авт. св-во СССР №902541, кл. F01D 5/18, 1995 г.). В известном техническом решении внутренний контур охлаждения образован профилированной пустотелой вставкой с каналами для подвода охлаждающего воздуха, а промежуточные каналы образованы установленными над вставкой дугообразными ребрами с размещенными между ними турбулизаторами потока. Недостатком известного технического решения является сложность конструкции внутреннего контура охлаждения.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к предлагаемой полезной модели является охлаждаемая лопатка турбины, состоящая из хвостовика для крепления лопатки и полого пера с внутренним контуром охлаждения, включающим каналы для входа воздуха, расположенные со стороны хвостовика, каналы для выхода воздуха с отверстиями, выполненными в области выходной кромки пера, и внутренние промежуточные каналы, сообщенные с каналами входа и выхода воздуха, выполненные в виде осевых завихрителей (патент РФ №2146766, кл. F01D 5/18, 2000 г.). В известном техническом решении промежуточные каналы образованы деталью с винтовой поверхностью и осевыми завихрителями, выполненными в виде выступов, расположенных на детали с винтовой направляющей поверхностью. В случае необходимости регулирования величины коэффициента теплообмена деталь с винтовой поверхностью может иметь переменное поперечное сечение, а также она может быть размещена в различных местах полости пера лопатки. Недостатком известного технического решения является расположение детали с винтовой направляющей в направлении от хвостовика лопатки к ее головке, поскольку в результате поворота охлаждающего потока воздуха в направлении каналов выхода снижается тубулизация потока воздуха, что приводит к торможению потока в зоне изменения направления движения потока и уменьшению скорости последнего. Таким образом, недостатком известного технического решения также является низкая эффективность охлаждения выходной кромки пера лопатки.
Техническая проблема, решаемая полезной моделью заключается в необходимости эффективности охлаждения выходной кромки пера лопатки.
Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого технического решения, заключается в повышении коэффициента теплоотдачи от стенок выходной кромки лопатки за счет интенсификации вихревого течения, обеспечивающего воздействие на пограничный слой потока центробежными силами в выходных каналах внутреннего контура охлаждения.
Результат, обеспечиваемый заявленной полезной моделью, достигается тем, что охлаждаемая лопатка турбины состоит из хвостовика для крепления лопатки и полого пера с внутренним контуром охлаждения, включающего каналы для входа воздуха, расположенные со стороны хвостовика, каналы для выхода воздуха с отверстиями, выполненными в области выходной кромки пера, и внутренние промежуточные каналы, сообщенные с каналами входа и выхода воздуха, выполненные в виде осевых завихрителей. Согласно полезной модели осевые завихрители сформированы выступами, образующими винтовую поверхность, расположены в направлении от входной кромки пера к выходной кромке последнего и выполнены сужающимися по направлению к выходной кромке пера, причем соседние осевые завихрители выполнены с противоположным направлением закрутки.
Совокупность существенных признаков достаточна для решения указанной технической проблемы, поскольку формирование осевых завихрителей при помощи выступов, образующих винтовую поверхность, расположенных в направлении от входной кромки пера к выходной кромке последнего и выполненных сужающимися по направлению к выходной кромке пера, причем с противоположным направлением закрутки соседних осевых завихрителей, обеспечивает создание и интенсификацию вихревого течения и воздействие на пограничный слой потока центробежных сил в каналах внутреннего контура охлаждения.
Предложенное техническое решение поясняется следующим описанием его работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на чертежах, где:
- на фиг. 1 изображена схема охлаждаемой лопатки;
- на фиг. 2 охлаждаемая лопатка (изометрия) с входными каналами;
- на фиг. 3 охлаждаемая лопатка (изометрия) с выходными каналами;
- на фиг. 4 изображена схема движения вихревого потока воздуха в поперечном сечении выходной кромки лопатки;
- на фиг. 5 изображена схема выполнения системы завихрителей.
Охлаждаемая лопатка турбины выполнена следующим образом. Лопатка состоит из хвостовика 1 и полого пера 2 с внутренним контуром охлаждения. Последний выполнен в виде каналов 3, расположенных со стороны хвостовика 1 и предназначенных для входа потока охлаждающего воздуха, каналов для выхода охлаждающего воздуха, выполненных в виде отверстий 4, расположенных в области выходной кромки пера 2, и промежуточных каналов, которые выполнены в виде осевых завихрителей 5. Последние сформированы выступами 6, образующими винтовую поверхность. Завихрители 5 расположены в направлении от входной кромки пера 2 к его выходной кромке, выполнены сужающимися по направлению к выходной кромке пера 2 и сообщены с каналами 3 и отверстиями 4. При этом высота ребер зависит от размеров конкретной охлаждаемой лопатки, и для существующих типовых лопаток высокотемпературных газовых турбин может лежать в пределах 0,3-0,8 мм, а количество ребер также определяется размерами охлаждаемой лопатки и может быть, например, в пределах от 6-ти до 12-ти. Оптимальные размеры геометрии завихрителей могут быть получены в результате экспериментальных исследований. При этом расположение выступов 6 соседних завихрителей 5 обеспечивает противоположное направление закрутки.
Охлаждение выходной кромки лопатки турбины осуществляется следующим образом. Воздух, проходя через завихрители 5, сообщенные со входом в отверстия 4 выходной кромки, закручивается, и далее движется в виде системы вихревых жгутов. При этом соседние вихри вращаются в противоположных направлениях, чтобы исключить возможность торможения потоков, а сужение сечения завихрителей 5 и их расположение в направлении от входной кромки пера 2 к выходной кромке позволяет исключить необходимость изменения направления потока в сторону отверстий 4 и соответственно интенсифицировать вихревое течение потока на выходе. Далее воздух выходит из лопатки через отверстия 4 в выходной кромке, например, в виде «косого среза».
Таким образом, расположение осевых завихрителей в направлении от входной кромки пера к выходной кромке, формирование винтовой поверхности завихрителей выступами с противоположным направлением закрутки обеспечивает эффективность охлаждения выходной кромки пера лопатки за счет повышения коэффициента теплоотдачи путем интенсификации вихревого течения в выходных каналах внутреннего контура охлаждения.
Claims (1)
- Охлаждаемая лопатка турбины, состоящая из хвостовика для крепления лопатки и полого пера с внутренним контуром охлаждения, включающим каналы для входа воздуха, расположенные со стороны хвостовика, каналы для выхода воздуха с отверстиями, выполненными в области выходной кромки пера, и внутренние промежуточные каналы, сообщенные с каналами входа и выхода воздуха, выполненные в виде осевых завихрителей, отличающаяся тем, что осевые завихрители сформированы выступами, образующими винтовую поверхность, расположены в направлении от входной кромки пера к выходной кромке последнего и выполнены сужающимися по направлению к выходной кромке пера, причем соседние осевые завихрители выполнены с противоположным направлением закрутки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016136735U RU171631U1 (ru) | 2016-09-14 | 2016-09-14 | Охлаждаемая лопатка турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016136735U RU171631U1 (ru) | 2016-09-14 | 2016-09-14 | Охлаждаемая лопатка турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU171631U1 true RU171631U1 (ru) | 2017-06-07 |
Family
ID=59032971
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016136735U RU171631U1 (ru) | 2016-09-14 | 2016-09-14 | Охлаждаемая лопатка турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU171631U1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2112468A (en) * | 1981-12-28 | 1983-07-20 | United Technologies Corp | A coolable airfoil for a rotary machine |
GB2250548A (en) * | 1990-12-06 | 1992-06-10 | Rolls Royce Plc | Cooled turbine aerofoil blade |
US5387086A (en) * | 1993-07-19 | 1995-02-07 | General Electric Company | Gas turbine blade with improved cooling |
SU1792118A1 (ru) * | 1990-04-11 | 1996-03-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им.П.И.Баранова | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
RU2146766C1 (ru) * | 1997-06-26 | 2000-03-20 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Система лопаток, охлаждаемая при помощи спиральной направляющей поверхности, каскадного соударения и системы с перемычками в двойной обшивке |
RU2538978C2 (ru) * | 2009-01-30 | 2015-01-10 | Альстом Текнолоджи Лтд. | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
-
2016
- 2016-09-14 RU RU2016136735U patent/RU171631U1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2112468A (en) * | 1981-12-28 | 1983-07-20 | United Technologies Corp | A coolable airfoil for a rotary machine |
SU1792118A1 (ru) * | 1990-04-11 | 1996-03-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им.П.И.Баранова | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
GB2250548A (en) * | 1990-12-06 | 1992-06-10 | Rolls Royce Plc | Cooled turbine aerofoil blade |
US5387086A (en) * | 1993-07-19 | 1995-02-07 | General Electric Company | Gas turbine blade with improved cooling |
RU2146766C1 (ru) * | 1997-06-26 | 2000-03-20 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Система лопаток, охлаждаемая при помощи спиральной направляющей поверхности, каскадного соударения и системы с перемычками в двойной обшивке |
RU2538978C2 (ru) * | 2009-01-30 | 2015-01-10 | Альстом Текнолоджи Лтд. | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP3367697B2 (ja) | タービン用の動翼 | |
JP4063937B2 (ja) | ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造 | |
US7997868B1 (en) | Film cooling hole for turbine airfoil | |
US8876475B1 (en) | Turbine blade with radial cooling passage having continuous discrete turbulence air mixers | |
EP1561902B1 (en) | Turbine blade comprising turbulation promotion devices | |
CN101779001B (zh) | 燃气轮机的叶片冷却结构 | |
US8444386B1 (en) | Turbine blade with multiple near wall serpentine flow cooling | |
US9039371B2 (en) | Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
JP6001696B2 (ja) | スワーリング冷却チャネルを備えたタービンブレードおよびその冷却方法 | |
EP2713012A1 (en) | Gas turbine engine component | |
RU2002132867A (ru) | Охлаждаемая лопатка ротора для промышленной газотурбинной установки (варианты) | |
EP3436668A1 (en) | Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall | |
JP2013007381A (ja) | タービンエーロフォイル | |
RU2285804C1 (ru) | Элемент газотурбинного двигателя и способ его изготовления | |
EP2886797A1 (en) | A hollow cooled gas turbine rotor blade or guide vane, wherein the cooling cavities comprise pins interconnected with ribs | |
EP3502418B1 (en) | Gas turbine blade | |
US8398364B1 (en) | Turbine stator vane with endwall cooling | |
RU171631U1 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины | |
WO2015158468A1 (en) | Controlling cooling flow in a cooled turbine vane or blade using an impingement tube | |
EP3353384B1 (en) | Turbine airfoil with trailing edge cooling featuring axial partition walls | |
IT8225000A1 (it) | Elemento a profilo aerodinamico raffreddato tra il longherone e l'involucro, avente un'area della sezione di passaggio del refrigerante | |
US20130224019A1 (en) | Turbine cooling system and method | |
RU2546371C1 (ru) | Охлаждаемая турбина | |
RU131416U1 (ru) | Охлаждаемая лопатка газовой турбины | |
US11230931B1 (en) | Inserts for airfoils of gas turbine engines |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC92 | Official registration of non-contracted transfer of exclusive right of a utility model |
Effective date: 20210804 |