RU1799066C - Cooled nozzle blade - Google Patents
Cooled nozzle blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU1799066C RU1799066C SU4899407A SU4899407A RU1799066C RU 1799066 C RU1799066 C RU 1799066C SU 4899407 A SU4899407 A SU 4899407A SU 4899407 A SU4899407 A SU 4899407A RU 1799066 C RU1799066 C RU 1799066C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pen
- inlet edge
- deflector
- blade
- feather
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к осевым газовым турбинам, применяемым в авиации и энергетике. The invention relates to the field of engineering, in particular to axial gas turbines used in aviation and energy.
Целью изобретения является повышение надежности лопатки путем повышения стабильности расхода охлаждающего воздуха через перфорацию входной кромки. The aim of the invention is to increase the reliability of the blade by increasing the stability of the flow of cooling air through the perforation of the inlet edge.
На фиг. 1 показан вид на верхнюю полку предлагаемой сопловой лопатки; на фиг. 2 - поперечное сечение сопловой лопатки. In FIG. 1 shows a view of the upper shelf of the proposed nozzle vanes; in FIG. 2 is a cross section of a nozzle blade.
Сопловая лопатка состоит из наружной полки 1 с пазом 2, пера 3 с перфорационными отверстиями 4 на входной кромке, отверстиями 5 на спинке и отверстиями 6 на корыте. Во внутреннюю полость пера 3 установлен дефлектор 7 с лепестком 8. The nozzle blade consists of an outer shelf 1 with a
Направляющий паз 2 выполнен таким образом, что после постановки дефлектора 7 лепесток 8 с натягом упирается во внутреннюю стенку пера 3, обеспечив надежное уплотнение внутренней полости между входной кромкой и спинкой. The
Экспериментальные исследования показали, что при использовании предлагаемой сопловой лопатки нестабильность расхода охлаждающего воздуха через входную кромку снизилась с 40 до 9%, что повышает надежность работы соплового аппарата в 3-4 раза. Experimental studies have shown that when using the proposed nozzle blade, the instability of the flow of cooling air through the inlet edge decreased from 40 to 9%, which increases the reliability of the nozzle apparatus by 3-4 times.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4899407A RU1799066C (en) | 1991-01-03 | 1991-01-03 | Cooled nozzle blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4899407A RU1799066C (en) | 1991-01-03 | 1991-01-03 | Cooled nozzle blade |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1799066C true RU1799066C (en) | 1995-03-27 |
Family
ID=30442033
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4899407A RU1799066C (en) | 1991-01-03 | 1991-01-03 | Cooled nozzle blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1799066C (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476682C1 (en) * | 2011-09-07 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Turbomachine blade |
-
1991
- 1991-01-03 RU SU4899407A patent/RU1799066C/en active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Патент Франции N 1175169, кл. F 01D, опублик. 1958. * |
Пономарев Б.А. Двухконтурные турбореактивные двигатели. М.: Машиностроение, 1973, с.55. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476682C1 (en) * | 2011-09-07 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Turbomachine blade |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5252026A (en) | Gas turbine engine nozzle | |
CA2520564C (en) | Stepped outlet turbine airfoil | |
US4526226A (en) | Multiple-impingement cooled structure | |
US4573865A (en) | Multiple-impingement cooled structure | |
US7871246B2 (en) | Airfoil for a gas turbine | |
EP3199763A1 (en) | Blade and corresponding forming method | |
US4541775A (en) | Clearance control in turbine seals | |
US20200291791A1 (en) | Airfoil having internal hybrid cooling cavities | |
US4318669A (en) | Vane configuration for fluid wake re-energization | |
GB1535681A (en) | Turbofan engine nacelle | |
US10196900B2 (en) | Heat transfer pedestals with flow guide features | |
US10301954B2 (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling passage | |
US20160230664A1 (en) | Pedestals with heat transfer augmenter | |
US6832893B2 (en) | Blade passive cooling feature | |
RU1799066C (en) | Cooled nozzle blade | |
KR940007348A (en) | Gas turbine group | |
US10704398B2 (en) | Airfoil having internal hybrid cooling cavities | |
US20200024967A1 (en) | Airfoil having angled trailing edge slots | |
US20160222809A1 (en) | Gas turbine engine with seal having protrusions | |
EP3467265B1 (en) | Airfoil for a gas turbine engine and corresponding core structure for manufacturing an airfoil | |
US10626733B2 (en) | Airfoil having internal hybrid cooling cavities | |
US10633980B2 (en) | Airfoil having internal hybrid cooling cavities | |
SU987195A1 (en) | Axial fan vane | |
EP3121430A1 (en) | A nacelle assembly | |
KR102626194B1 (en) | Airfoil of gas turbine and film cooling hole |