RU177804U1 - Охлаждаемая полая лопатка турбины - Google Patents
Охлаждаемая полая лопатка турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU177804U1 RU177804U1 RU2017136893U RU2017136893U RU177804U1 RU 177804 U1 RU177804 U1 RU 177804U1 RU 2017136893 U RU2017136893 U RU 2017136893U RU 2017136893 U RU2017136893 U RU 2017136893U RU 177804 U1 RU177804 U1 RU 177804U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- channels
- slotted
- edge
- flange
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 36
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims abstract description 18
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 4
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
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
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к авиадвигателестроению, а именно к охлаждаемым полым лопаткам турбины, и может найти применение при изготовлении высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей. Охлаждаемая полая лопатка турбины содержит хвостовик с каналами, и перо, перекрытое в торце поперечной стенкой с выступающей над ней по обводу пера ребордой, и расположенные в радиальном направлении канал входной кромки, по крайней мере один центральный канал, и по крайней мере по одному щелевому каналу, выполненному соответственно со стороны спинки и корыта. Выходные отверстия канала входной кромки и центрального канала выполнены в поперечной стенке. Центральный и щелевые каналы сообщены между собой. Центральный канал, канал входной кромки и щелевые каналы сообщены с соответствующими каналами хвостовика. Щелевые каналы выполнены сквозными и обводы их внешней стороны выполнены вблизи обвода внутренней стороны реборды. Реборда со стороны спинки выполнена с разрывом вблизи выходной кромки. Полезная модель позволяет повысить эффективность охлаждения торца лопатки за счет формирования сплошной воздушной завесы над торцом лопатки, которая обеспечивает заградительное охлаждение реборды и торца лопатки. 4 ил.
Description
Полезная модель относится к авиадвигателестроению, а именно к охлаждаемым полым лопаткам турбины, и может найти применение при изготовлении высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.
В высокотемпературных турбинах существует необходимость охлаждения периферийной части лопатки: реборды и торца. Это связано с высокой температурой газового потока, высокой интенсивностью течений в этой области, а также с трудностями создания эффективной системы охлаждения для этих мест.
Лопатки с проникающим охлаждением, или как их определяют двухсменные лопатки, имеют контуры охлаждения в стенках с питанием из центральной (раздаточной) полости с выпуском воздуха после его использования в охлаждающих контурах стенок через отверстия перфорации. Каналы охлаждающих контуров (щелевые каналы) ориентированы в пере лопатки по радиальному направлению. В щелевых каналах могут быть расположены при необходимости интенсификации теплообмена штыри, лунки или интенсификация может быть получена путем измельчения основного канала перегородками, расположенными вдоль оси канала или под углом к ней. Центральную полость используют также как ресивер для питания каналов выходной кромки. Выпуск воздуха из канала входной кромки выполняется через отверстия перфорации и через отверстие в торце, а выходной кромки - через щель в ней или на корыто вблизи выходной кромки. При этом каналы контура охлаждения могут быть соединены последовательно.
Известна охлаждаемая лопатка турбины, содержащая хвостовик с каналами, сообщенными по крайней мере с одной магистралью подвода охлаждающего воздуха и перо, включающее входную и выходную кромки, соединенные корытом и спинкой, перекрытое в торце поперечной стенкой с выступающей над ней по обводу пера ребордой, и охлаждающие каналы, расположенные в радиальном направлении и содержащие выходные отверстия, выполненные в поперечной стенке (RU 100134, 2010 г.). В известном техническом решении охлаждающие каналы расположены попарно, причем оси соседних каналов пересекаются и направлены в сторону реборды, что создает струйный поток охлаждающего воздуха, направленного на охлаждение реборды. Кроме того, вблизи выходной кромки со стороны корыта реборда выполнена с разрывом. Это снижает эффективность охлаждения торца лопатки, поскольку давление газа со стороны корыта значительно выше давления со стороны спинки, что препятствует удалению воздуха в торце лопатки.
Известна охлаждаемая полая лопатка турбины, содержащая хвостовик с каналами, сообщенными по крайней мере с одной магистралью подвода охлаждающего воздуха и перо, включающее входную и выходную кромки, соединенные корытом и спинкой, перекрытое в торце поперечной стенкой с выступающей над ней по обводу пера ребордой, расположенные в радиальном направлении канал входной кромки, по крайней мере один центральный канал, и по крайней мере по одному щелевому каналу на спинке и корыте, причем центральный канал и щелевые каналы сообщены между собой и содержат выходные отверстия, выполненные в поперечной стенке (US 7699583, 2010 г.). В известном техническом решении движение охлаждающего воздуха по каналам в стенках лопатки формируется по многоходовой петлевой схеме, в результате чего повышается его температура, а удаление воздуха в торце лопатки осуществляется через канал, расположенный в выходной кромке.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к предлагаемой полезной модели является техническое решение, где охлаждаемая полая лопатка турбины содержит хвостовик с каналами, сообщенными по крайней мере с одной магистралью подвода охлаждающего воздуха и перо, включающее входную и выходную кромки, соединенные корытом и спинкой, перекрытое в торце поперечной стенкой с выступающей над ней по обводу пера ребордой, расположенные в радиальном направлении канал входной кромки, по крайней мере один центральный канал, и по крайней мере по одному щелевому каналу на спинке и корыте, причем выходные отверстия канала входной кромки и центрального канала выполнены в поперечной стенке, а центральный и щелевые каналы сообщены между собой (RU 2296225, 2007 г.). В известном техническом решении щелевые каналы содержат перемычки, соединяющие боковые стенки пера лопатки, что создает струйный поток охлаждающего воздуха, направленного на охлаждение реборды. Центральный канал сообщен со щелевыми каналами в верхней части лопатки в районе торца лопатки, что обеспечивает охлаждение торца лопатки обратным током воздуха, нагретого при прохождении щелевых каналов. При этом реборда выполнена замкнутой по периметру, что препятствует удалению воздуха в торце лопатки.
Таким образом, общим недостатком указанных выше известных технических решений является недостаточная эффективность охлаждения торцевой части лопатки.
Техническая проблема, решаемая созданием заявляемой полезной модели, заключается в повышении эффективности охлаждения торца лопатки.
Технический результат, обеспечиваемый предлагаемой полезной моделью, заключается в формировании сплошной воздушной завесы над торцом лопатки, которая обеспечивает заградительное охлаждение реборды и торца лопатки.
Заявленный технический результат достигается тем, что в охлаждаемой полой лопатке турбины, содержащей хвостовик с каналами, сообщенными по крайней мере с одной магистралью подвода охлаждающего воздуха и перо, включающее входную и выходную кромки, соединенные корытом и спинкой, перекрытое в торце поперечной стенкой с выступающей над ней по обводу пера ребордой, расположенные в радиальном направлении канал входной кромки, по крайней мере один центральный канал, и по крайней мере по одному щелевому каналу, выполненному соответственно со стороны спинки и корыта, причем выходные отверстия канала входной кромки и центрального канала выполнены в поперечной стенке, а центральный и щелевые каналы сообщены между собой, центральный канал, канал входной кромки и щелевые каналы сообщены с соответствующими каналами хвостовика, причем щелевые каналы выполнены сквозными и обводы их внешней стороны выполнены вблизи обвода внутренней стороны реборды, а реборда со стороны спинки выполнена с разрывом вблизи выходной кромки.
Совокупность существенных признаков достаточна для решения указанной технической проблемы и достижения заявленного технического результата.
Выполнение центрального канала, канала входной кромки и щелевых каналов сообщенными с соответствующими каналами хвостовика обеспечивает формирование сплошной воздушной завесы над торцом лопатки.
Выполнение щелевых каналов сквозными, а обводов их внешней стороны вблизи обвода внутренней стороны реборды обеспечивает организацию высокоскоростного потока охлаждающего воздуха, что приводит к формированию заградительного охлаждения реборды и торца лопатки.
Выполнение реборды со стороны спинки с разрывом вблизи выходной кромки обеспечивает перепад давления между спинкой и корытом пера лопатки, что поддерживает высокоскоростной поток охлаждающего воздуха, что в свою очередь приводит к формированию заградительного охлаждения реборды и торца лопатки.
Предложенное техническое решение поясняется последующим подробным описанием конструкции разрезного пустотелого диска и его работы со ссылкой на фиг. 1-4, где:
- на фиг. 1 изображено продольное сечение полой лопатки;
- на фиг. 2 изображено поперечное сечение полой лопатки;
- на фиг. 3 изображено среднее сечение пера лопатки;
- на фиг. 4 изображен торец лопатки.
На фигурах приняты следующие обозначения:
1 - хвостовик;
2 - каналы хвостовика;
3 - перо лопатки;
4 - входная кромка лопатки;
5 - выходная кромка лопатки;
6 - корыто;
7 - спинка;
8 - поперечная стенка;
9 - реборда;
10 - канал входной кромки;
11 - центральный канал;
12 - щелевые каналы;
13 - выходные отверстия центрального канала;
14 - выходное отверстие канала входной кромки;
15 - выходные отверстия щелевых каналов;
16 - входные отверстия щелевых каналов;
17 - перфорация канала входной кромки;
18 - перфорация центрального канала;
19 - выпускной канал выходной кромки;
20 - перфорация щелевых каналов.
Охлаждаемая полая лопатка турбины содержит хвостовик 1 с каналами 2, сообщенными по крайней мере с одной магистралью (на чертеже не показана) подвода охлаждающего воздуха, и перо 3 (см. фиг. 1, 2). Последнее включает соответственно входную и выходную кромки 4, 5 соединенные корытом 6 и спинкой 7 (см. фиг. 3). Перо 3 перекрыто в торце поперечной стенкой 8 с выступающей над ней по обводу пера 3 ребордой 9 с формированием торцевой части лопатки. В пере 3 выполнены в радиальном направлении канал 10 входной кромки 4, по крайней мере один центральный канал 11, и по крайней мере по одному щелевому каналу 12, выполненному соответственно со стороны корыта 6 и спинки 7. В поперечной стенке 8 выполнены выходные отверстия 13 центрального канала 11 и выходное отверстие 14 канала 10 входной кромки 4. Центральный канал 11 и щелевые каналы 12 сообщены между собой через входные отверстия 16 щелевых каналов 12, причем центральный канал 11, канал 10 входной кромки 4 и щелевые каналы 12 сообщены с соответствующими каналами 2 хвостовика 1. При этом щелевые каналы 12 выполнены сквозными с выходными отверстиями 15 (см. фиг. 4). Обводы внешней стороны щелевых каналов 12 выполнены вблизи с обводами внутренней стороны реборды 9, а последняя со стороны спинки 7 выполнена с разрывом, расположенным вблизи выходной кромки 5. Кроме того, для охлаждения внешней поверхности лопатки канал 10 входной кромки 4 и центральный канал 11 содержат соответственно перфорацию 17 и 18, а центральный канал 11 сообщен с выходной кромкой 5 при помощи выпускного канала 19.
Лопатка используется следующим образом.
Отбор воздуха для центрального канала 11 и щелевых каналов 12 осуществляется из соответствующих каналов 2 хвостовика 1, причем воздух для щелевых каналов 12 подается через входные отверстия 16. Необходимая интенсификация теплообмена в отдельных частях центрального канала 11 может быть получена путем измельчения его перегородками, расположенными вдоль его оси или под углом к ней. Также можно использовать перфорацию 18. При этом центральный канал 11 используется как ресивер для питания канала 10 входной кромки 4 и выпускного канала 19 выходной кромки 5. Выпуск воздуха из канала 10 входной кромки 4 осуществляется через выходное отверстие 14, а из выходной кромки 5 - через выпускной канал 19. В щелевых каналах 12 при необходимости также можно использовать интенсификаторы теплообмена типа штырей, лунок или измельчения размеров канала, а также использовать перфорацию 20 для охлаждения поверхности лопатки. В канале 10 входной кромки 4 при необходимости могут быть расположены ряды отверстий перфорации 17 или интенсификаторы охлаждения в виде штырей и полуребер. Наличие выходных отверстий 15 щелевых каналов 12, расположенных вдоль реборды 9, создают завесу в передней части поперечной стенки 8 лопатки. При этом вся поперечная стенка 8 лопатки оказывается в воздушном кольце, что позволяет отсечь большую его часть от прямого воздействия газа и снизить перетекание его через зазор над ней. На переднюю часть поперечной стенки 8 лопатки воздействует смесь воздуха с газом. При этом отсутствие реборды 9 на спинке 7 вблизи выходной кромки 5 позволяет улучшить защиту выходной части поперечной стенки 8 и реборды 9 за счет перепада давлений между спинкой 7 и корытом 6, что способствует процессу протекания по поверхности поперечной стенки 8 смеси воздуха с газом, образовавшейся над передней частью поперечной стенки 8.
Таким образом, предлагаемая полезная модель позволяет повысить эффективность охлаждения торца лопатки за счет формирования сплошной воздушной завесы над торцом лопатки, которая обеспечивает заградительное охлаждение реборды и торца лопатки.
Claims (1)
- Охлаждаемая полая лопатка турбины, содержащая хвостовик с каналами, сообщенными по крайней мере с одной магистралью подвода охлаждающего воздуха, и перо, включающее входную и выходную кромки, соединенные корытом и спинкой, перекрытое в торце поперечной стенкой с выступающей над ней по обводу пера ребордой, расположенные в радиальном направлении канал входной кромки, по крайней мере один центральный канал, и по крайней мере по одному щелевому каналу, выполненному соответственно со стороны спинки и корыта, причем выходные отверстия канала входной кромки и центрального канала выполнены в поперечной стенке, а центральный и щелевые каналы сообщены между собой, отличающаяся тем, что центральный канал, канал входной кромки и щелевые каналы сообщены с соответствующими каналами хвостовика, причем щелевые каналы выполнены сквозными и обводы их внешней стороны выполнены вблизи обвода внутренней стороны реборды, а реборда со стороны спинки выполнена с разрывом вблизи выходной кромки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017136893U RU177804U1 (ru) | 2017-10-20 | 2017-10-20 | Охлаждаемая полая лопатка турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017136893U RU177804U1 (ru) | 2017-10-20 | 2017-10-20 | Охлаждаемая полая лопатка турбины |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU177804U1 true RU177804U1 (ru) | 2018-03-13 |
Family
ID=61628829
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017136893U RU177804U1 (ru) | 2017-10-20 | 2017-10-20 | Охлаждаемая полая лопатка турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU177804U1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2772363C2 (ru) * | 2017-04-10 | 2022-05-19 | Сафран | Лопатка турбины с усовершенствованной структурой и газовая турбина, содержащая такую лопатку |
US11946387B2 (en) | 2019-06-13 | 2024-04-02 | Safran Aircraft Engines | Turbine engine blade with improved cooling |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5395212A (en) * | 1991-07-04 | 1995-03-07 | Hitachi, Ltd. | Member having internal cooling passage |
US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
RU2296225C2 (ru) * | 2003-08-01 | 2007-03-27 | Снекма Моторс | Лопатка газовой турбины с контурами охлаждения |
RU100134U8 (ru) * | 2010-06-11 | 2011-03-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Лопатка турбины |
RU2573085C2 (ru) * | 2010-06-23 | 2016-01-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопатка газовой турбины |
RU2575842C2 (ru) * | 2010-06-23 | 2016-02-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопатка газовой турбины |
-
2017
- 2017-10-20 RU RU2017136893U patent/RU177804U1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5395212A (en) * | 1991-07-04 | 1995-03-07 | Hitachi, Ltd. | Member having internal cooling passage |
US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
RU2296225C2 (ru) * | 2003-08-01 | 2007-03-27 | Снекма Моторс | Лопатка газовой турбины с контурами охлаждения |
RU100134U8 (ru) * | 2010-06-11 | 2011-03-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Лопатка турбины |
RU2573085C2 (ru) * | 2010-06-23 | 2016-01-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопатка газовой турбины |
RU2575842C2 (ru) * | 2010-06-23 | 2016-02-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопатка газовой турбины |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2772363C2 (ru) * | 2017-04-10 | 2022-05-19 | Сафран | Лопатка турбины с усовершенствованной структурой и газовая турбина, содержащая такую лопатку |
RU2805105C2 (ru) * | 2019-05-09 | 2023-10-11 | Сафран | Лопасть турбомашины с улучшенным охлаждением |
US11946387B2 (en) | 2019-06-13 | 2024-04-02 | Safran Aircraft Engines | Turbine engine blade with improved cooling |
RU2820100C2 (ru) * | 2019-06-13 | 2024-05-29 | Сафран Эркрафт Энджинз | Лопатка газотурбинного двигателя с улучшенным охлаждением |
RU2810173C2 (ru) * | 2019-07-30 | 2023-12-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Рабочая лопатка газотурбинного двигателя с контуром охлаждения, содержащим двойной ряд выпускных щелей |
RU215448U1 (ru) * | 2022-09-30 | 2022-12-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины с теплозащитным покрытием |
RU215448U9 (ru) * | 2022-09-30 | 2023-02-22 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины с теплозащитным покрытием |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3301526A (en) | Stacked-wafer turbine vane or blade | |
CA1051344A (en) | Cooled turbine blade | |
US9810073B2 (en) | Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof | |
RU2016151765A (ru) | Лопатка турбины с оптимизированным охлаждением ее задней кромки, содержащая расположенные выше и ниже по потоку каналы и внутренние боковые полости | |
RU2016151772A (ru) | Лопатка турбины с оптимизированным охлаждением | |
BR102016023911A2 (pt) | aerofólio e pá para um motor de turbina a gás | |
JP7012426B2 (ja) | 先端シュラウド冷却流路を有するロータブレード及び回転機械 | |
WO2018044571A1 (en) | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert | |
RU2005119769A (ru) | Охлаждаемая направляющая лопатка турбины и турбина, снабженная такими лопатками | |
RU2012153930A (ru) | Сопловая лопатка | |
GB856674A (en) | Blades for gas turbine engines | |
JP2017078418A (ja) | タービンブレード | |
BR102016023917A2 (pt) | aerofólio para um motor de turbina a gás | |
JP6312929B2 (ja) | プラットフォームにおいて、前方、弦中央および後方の冷却チャンバを有する冷却されるタービンベーンプラットフォーム | |
RU177804U1 (ru) | Охлаждаемая полая лопатка турбины | |
RU2514818C1 (ru) | Охлаждаемая турбина | |
GB1034260A (en) | Aerofoil-shaped blade for use in a fluid flow machine | |
WO2017074404A1 (en) | Turbine airfoil with offset impingement cooling at leading edge | |
JP6856341B2 (ja) | 冷却チャンネル及び冷却剤分配プレナムを備えたタービンノズル | |
CN105683507A (zh) | 带有具有内部冷却系统的侧向延伸的抑制器的涡轮机翼片 | |
RU117505U1 (ru) | Охлаждаемая рабочая лопатка турбины | |
CN108779678A (zh) | 具有后缘框架特征的涡轮翼型件 | |
CN103089333A (zh) | 用于涡轮机系统的叶片组件 | |
RU2006108402A (ru) | Охлаждаемая лопатка турбомашины | |
GB1070480A (en) | Aerofoil shaped blade for a fluid flow machine such as a gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC92 | Official registration of non-contracted transfer of exclusive right of a utility model |
Effective date: 20210804 |