RU1815334C - Gas-turbine cooled blade - Google Patents
Gas-turbine cooled bladeInfo
- Publication number
- RU1815334C RU1815334C SU4813794A RU1815334C RU 1815334 C RU1815334 C RU 1815334C SU 4813794 A SU4813794 A SU 4813794A RU 1815334 C RU1815334 C RU 1815334C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ribs
- holes
- recesses
- movement
- openings
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Использование: в газовых турбинах; в частности в охлаждаемых лопатках высокотемпературных газовых турбин. Сущность: стержень выполнен с выемками и отверсти ми , причем выемки размещены за отверсти ми по направлению движени охлаждающей среды, оси отверстий ориентированы по направлению движени последней , а ребра выполнены с переменной высотой, увеличивающейс к выходным сечени м каналов. 2 ил.Usage: in gas turbines; in particular in cooled blades of high temperature gas turbines. SUBSTANCE: a core is made with recesses and openings, the recesses being located behind the openings in the direction of movement of the cooling medium, the axis of the openings are oriented in the direction of movement of the latter, and the ribs are made with a variable height that increases towards the outlet sections of the channels. 2 ill.
Description
Изобретение относитс к области турбин , в частности - к охлаждению лопаток высокотемпературных газовых турбин, предназначенных дл использовани во всех отрасл х народного хоз йства.The invention relates to the field of turbines, in particular to cooling blades of high temperature gas turbines intended for use in all sectors of the national economy.
Цель изобретени - повышение эффек- , тивности охлаждени и надежности.The purpose of the invention is to increase cooling efficiency and reliability.
Указанна цель достигаетс тем, что на пути сечени охладител по мере его подогрева осуществл ютс дополнительные подводы охлаждающей среды. Они происход т из расположенных по направлению , движени хладоагента отверстий в стержне. При этом, начина с места выдува охладител , размер поперечного сечени канала, по которому он течет, увеличиваетс . Эти меропри ти , не увеличива коэффициента гидравлического сопротивлени , привод т к снижению температуры несущего потока и, как следствие, улучшают эффективность охлаждени участков лопатки, наход щихс за отверсти ми. Благодар этому представл етс возможность обойтись минимальным расходом охладител дл обеспечени заданной температуры лопатки.This goal is achieved by the fact that additional supply of cooling medium is carried out along the cross-section of the cooler as it is heated. They come from the holes located in the direction of movement of the refrigerant in the rod. In this case, starting from the place of blowing out the cooler, the size of the cross-section of the channel through which it flows increases. These measures, without increasing the coefficient of hydraulic resistance, lead to a decrease in the temperature of the carrier flow and, as a result, improve the cooling efficiency of the sections of the blade located behind the holes. Thanks to this, it is possible to dispense with the minimum flow rate of the cooler in order to achieve the set blade temperature.
На фиг. 1 и 2 изображены лопатки с продольным и поперечным течением охладител , показана схема течени хладоагента , места расположени отверстий вдува охладител и их ориентаци по отношению к потоку.In FIG. Figures 1 and 2 show the blades with a longitudinal and transverse flow of the cooler, a diagram of the flow of the refrigerant, the location of the holes of the blower of the cooler and their orientation with respect to the flow are shown.
Охлаждаема лопатка турбины состоит из стержн 1 с ребрами 2 на его внешней поверхности и контактирующей с торцами ребер оболочки 3, образующей с ребрами каналы 4 дл прохода охлаждающей среды. При этом, стержень выполнен с выемками 5 и отверсти ми 6, причем отверсти ориентированы в направлении движени охлаждающе и среды, выемки размещены за отверсти ми.The cooled turbine blade consists of a rod 1 with ribs 2 on its outer surface and a shell 3 contacting with the ends of the ribs, forming channels 4 with the ribs for the passage of the cooling medium. In this case, the rod is made with recesses 5 and openings 6, the openings being oriented in the direction of movement of the cooling medium and the recesses being located behind the openings.
Увеличение проходного сечени канала 4 происходит за счет увеличени высоты ребра h от отверстий до следующего их местонахождени вплоть до выхода из лопатки.The increase in the passage section of the channel 4 occurs due to the increase in the height of the rib h from the holes to their next location up to the exit from the blade.
Увеличение проходного сечени в канале за отверсти ми позвол ет варьировать гидравлическим сопротивлением тракта с целью выбора его оптимального значени . Снижение температуры охладител по ходуThe increase in the cross section in the channel behind the holes allows the hydraulic resistance of the tract to be varied in order to select its optimal value. Lower cooler temperature downstream
елate
сwith
ооoo
СПJoint venture
со ыfrom s
44
его течени дает возможность охладить лопатку до заданной температуры при меньшем расходе хладоагента, чем это потребовалось бы при использовании традиционной схемы при прочих равных услови х . Это способствует повышению КПД турбины и улучшению экономичности установки в целом.its flow makes it possible to cool the blade to a predetermined temperature at a lower refrigerant flow rate than would be required if the traditional scheme were used, ceteris paribus. This helps to increase the efficiency of the turbine and improve the efficiency of the installation as a whole.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4813794 RU1815334C (en) | 1990-04-16 | 1990-04-16 | Gas-turbine cooled blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4813794 RU1815334C (en) | 1990-04-16 | 1990-04-16 | Gas-turbine cooled blade |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1815334C true RU1815334C (en) | 1993-05-15 |
Family
ID=21508033
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4813794 RU1815334C (en) | 1990-04-16 | 1990-04-16 | Gas-turbine cooled blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1815334C (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3106616B1 (en) | 2015-05-08 | 2018-04-18 | United Technologies Corporation | Axial skin core cooling passage for a turbine engine component |
-
1990
- 1990-04-16 RU SU4813794 patent/RU1815334C/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Швец И.П., Дыбан Е.П. Воздушное охлаждение деталей газовых турбин, Киев, На- укова думка, 1974, с. 138. Патент GB N 2111604, кл. F01 D5/18, 1988. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3106616B1 (en) | 2015-05-08 | 2018-04-18 | United Technologies Corporation | Axial skin core cooling passage for a turbine engine component |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3369792A (en) | Airfoil vane | |
US5993156A (en) | Turbine vane cooling system | |
JP5901705B2 (en) | Gas turbine stationary blade and gas turbine equipped with such a stationary blade | |
RU2179245C2 (en) | Gas-turbine engine with turbine blade air cooling system and method of cooling hollow profile part blades | |
US3540810A (en) | Slanted partition for hollow airfoil vane insert | |
GB1080860A (en) | Gas turbine engines with cooled nozzle vanes | |
US5352091A (en) | Gas turbine airfoil | |
US8840363B2 (en) | Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly | |
US4541775A (en) | Clearance control in turbine seals | |
IL115715A (en) | Gas turbine vane with enhanced cooling | |
CA2233821A1 (en) | Gas turbine cooled moving blade | |
JP2011515618A5 (en) | ||
JP2013007381A (en) | Turbine airfoil | |
CN101779001A (en) | Blade cooling structure of gas turbine | |
JP5329418B2 (en) | Turbine blade | |
RU2425982C2 (en) | Gas turbine vane | |
KR20010101372A (en) | Method of cooling a combustion turbine | |
KR101885460B1 (en) | Pre swirler device for gas turbine | |
RU1815334C (en) | Gas-turbine cooled blade | |
RU2004104123A (en) | TURBINE SHOVEL WITH AIR COOLING SYSTEM AND TURBINE CONTAINING SUCH SHOVELS | |
JP2953842B2 (en) | Turbine vane | |
RU2236609C1 (en) | Gas-turbine engine | |
SU1567127A3 (en) | Aerial power unit | |
US6422811B1 (en) | Cooling arrangement for blades of a gas turbine | |
WO1996012874A1 (en) | Gas turbine blade with enhanced cooling |