RU201312U1

RU201312U1 - Cooled turbine nozzle blade of a gas turbine engine

Info

Publication number: RU201312U1
Application number: RU2020125316U
Authority: RU
Inventors: Светлана Евгеньевна Белова; Нахджаван Тапех Рональд Дехян
Priority date: 2020-07-21
Filing date: 2020-07-21
Publication date: 2020-12-09

Abstract

Предлагаемая полезная модель относится к авиадвигателестроению и энергетическому машиностроению.Технический результат при этом выражается в снижении температуры наиболее теплонапряженного (горячего) участка пера лопатки, достижение более высокой эффективности охлаждения, предотвращение появления трещин и прогаров, в росте ресурса лопатки и увеличении ее надежности.Технический результат достигается тем, что в охлаждаемой сопловой лопатке турбины газотурбинного двигателя, содержащей верхнюю и нижнюю торцевые полки и полое перо, в котором организованы полости для подачи охлаждающего воздуха - передняя в зоне передней кромки и задняя в области средней части лопатки и задней кромки, при этом для охлаждения наиболее верхней части передней кромки организована дополнительная полость, расположенная в верхней части передней кромки, в которую отдельно подается охлаждающий воздух.The proposed utility model relates to aircraft engine and power engineering. The technical result is expressed in reducing the temperature of the most heat-stressed (hot) section of the blade airfoil, achieving a higher cooling efficiency, preventing cracks and burnouts, in increasing the blade resource and increasing its reliability. is achieved by the fact that in a cooled nozzle blade of a turbine of a gas turbine engine, containing upper and lower end flanges and a hollow feather, in which cavities for supplying cooling air are organized - the front in the region of the leading edge and the rear in the region of the middle part of the blade and the trailing edge, while for For cooling the uppermost part of the leading edge, an additional cavity is organized, located in the upper part of the leading edge, into which cooling air is supplied separately.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к авиадвигателестроению и энергетическому машиностроению.The proposed utility model relates to aircraft engine building and power engineering.

Известна охлаждаемая сопловая лопатка турбины (Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей: учеб. пособие: в 2 кн. Кн. 1. Силовые нагрузки и конструкция основных элементов авиационных газотурбинных двигателей / В.П. Карасев, А.В. Кацура; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. - Красноярск, 2006. - 192 с. - рисунок 5.18 - https://lektsii.org/11-96300.html), содержащая полую оболочку, внутренняя полсть которой разделена на две полости: переднюю - в зоне передней кромки, и заднюю - для охлаждения средней части лопатки и ее концевой части. В передней полости располагается дефлектор, во второй - штырьки-турбулизаторы для интенсификации теплообмена. Охлаждающий воздух из обеих полостей выдувается в проточную часть через ряды перфораций.Known cooled nozzle turbine blade (Design and strength of aircraft gas turbine engines: study guide: in 2 books. Book. 1. Power loads and design of the main elements of aircraft gas turbine engines / VP Karasev, AV Katsura; Sib. State Aerospace University - Krasnoyarsk, 2006. - 192 p. - Figure 5.18 - https://lektsii.org/11-96300.html), containing a hollow shell, the inner cavity of which is divided into two cavities: the front - in the area of the leading edge, and the rear - for cooling the middle part of the blade and its end part. A deflector is located in the front cavity, in the second there are turbulator pins for intensifying heat transfer. Cooling air from both cavities is blown out into the flow path through the rows of perforations.

Также известна охлаждаемая сопловая лопатка турбины (https://leg.co.ua/arhiv/generaciya/teplovaya-zaschita-lopatok-turbin-2.html - рисунок 1.3), содержащая полую оболочку, внутренняя полсть которой разделена на две полости: переднюю - в зоне передней кромки, и заднюю - для охлаждения средней части лопатки и ее концевой части. В задней полости располагается дефлектор для интенсификации теплообмена. Охлаждающий воздух из обеих полостей выдувается в проточную часть через ряды перфораций.Also known is a cooled turbine nozzle blade (https://leg.co.ua/arhiv/generaciya/teplovaya-zaschita-lopatok-turbin-2.html - Figure 1.3), containing a hollow shell, the inner cavity of which is divided into two cavities: the front - in the area of the leading edge, and the rear - for cooling the middle part of the blade and its end part. A deflector is located in the rear cavity to intensify heat transfer. Cooling air from both cavities is blown out into the flow path through the rows of perforations.

Недостатком данных конструкций можно считать неэффективное охлаждение периферийной части входной кромки за счет того, что охлаждающий воздух поступает в эту зону, уже частично выработав свою охлаждающую способность (при подаче охладителя снизу) или нагревается из-за контакта с более горячими нижними слоями и менее эффективно охлажденной частью оболочки лопатки (при подаче охлаждающего воздуха сверху).The disadvantage of these structures can be considered ineffective cooling of the peripheral part of the leading edge due to the fact that the cooling air enters this zone, having already partially depleted its cooling capacity (when the coolant is supplied from below) or heats up due to contact with hotter lower layers and less efficiently cooled part of the blade shell (when cooling air is supplied from above).

Как известно из термодинамики турбин, радиальная эпюра температуры газа перед лопаткой неравномерна - она имеет максимум, расположенный примерно в средней части верхней половины пера (т.е. примерно на 2/3 высоты лопатки от втулочного сечения).As is known from the thermodynamics of turbines, the radial diagram of the gas temperature in front of the blade is uneven - it has a maximum located approximately in the middle part of the upper half of the airfoil (i.e., approximately at 2/3 of the blade height from the bushing section).

При проектировании существующих конструкций охлаждаемых рабочих лопаток не учтен характер распределения температуры газа перед входной кромкой, поэтому, у всех конструкций сопловых лопаток для охлаждения всей входной кромки организуется одна полость, в которую подается охладитель и выдувается в ряды перфораций в проточную часть.When designing existing designs of cooled rotor blades, the nature of the gas temperature distribution in front of the leading edge is not taken into account, therefore, for all designs of nozzle blades for cooling the entire leading edge, one cavity is organized, into which a coolant is supplied and blown into the rows of perforations into the flow path.

Таким образом, в зону максимального воздействия температуры газа на лопатку подается охладитель с более низким расходом (т.к. некоторая его часть выдувается в перфорации в корневых сечениях) и уже частично выработавший свою охлаждающую способность на нижней половине высоты пера. В случае же подачи охлаждающего воздуха сверху, он немедленно нагревается за счет влияния воздуха, находящегося нижней части, располагающейся по всей высоте лопатки.Thus, a cooler with a lower flow rate is supplied to the zone of maximum gas temperature effect on the blade (since some of it is blown out in the perforations in the root sections) and has already partially exhausted its cooling capacity at the lower half of the feather height. If the cooling air is supplied from above, it immediately heats up due to the influence of the air located at the bottom, located along the entire height of the blade.

Прототипом предлагаемой полезной модели может служить охлаждаемая сопловая лопатка турбины газотурбинного двигателя (патент РФ №2573096, F01D 5/18, дата публ. 20.07.2014 г.), содержащая полую оболочку, внутренняя полсть которой разделена на две полости: переднюю - в зоне передней кромки, и заднюю - для охлаждения средней части лопатки и ее концевой части. В передней полости расположен выступ и опирающаяся на него нагружаемая распорка для уменьшения вызываемых в лопатке напряжений. Охлаждающий воздух из обеих полостей выдувается в проточную часть через ряды перфораций.The prototype of the proposed utility model can be a cooled nozzle blade of a turbine of a gas turbine engine (RF patent No. 2573096, F01D 5/18, published on July 20, 2014), which contains a hollow shell, the inner cavity of which is divided into two cavities: the front cavity - in the front edges, and rear - for cooling the middle part of the blade and its end part. In the front cavity there is a protrusion and a load spacer resting on it to reduce the stresses caused in the blade. Cooling air from both cavities is blown out into the flow path through the rows of perforations.

Недостатком прототипа, также как и недостатком аналогов, является недостаточное охлаждение периферийной части входной кромки за счет того, что охладитель поступает в периферийную часть пера в зоне входной кромки, уже частично выработав свою охлаждающую способность,The disadvantage of the prototype, as well as the disadvantage of analogs, is insufficient cooling of the peripheral part of the input edge due to the fact that the coolant enters the peripheral part of the feather in the area of the input edge, having already partially developed its cooling capacity,

Для устранения вышеописанного недостатка предлагается полезная модель охлаждаемой сопловой лопатки турбины газотурбинного двигателя, содержащая полую оболочку, внутренняя полсть которой разделена на три полости: две в зоне передней кромки (располагаются одна над другой по высоте лопатки) и одну - для охлаждения средней части лопатки (по ее длине) и хвостовой части лопатки.To eliminate the above-described disadvantage, a useful model of a cooled nozzle blade of a gas turbine engine turbine is proposed, containing a hollow shell, the inner cavity of which is divided into three cavities: two in the leading edge zone (located one above the other along the blade height) and one for cooling the middle part of the blade (along its length) and the tail of the scapula.

Преимущество данной полезной модели заключается в том, что ее конструкция позволяет подавать к наиболее проблемному в плане температурной напряженности (максимально горячему) участку пера лопатки поток охлаждающего воздуха, не использованного при охлаждении других (в данном случае - корневых) участков пера лопатки, за счет чего достигается более высокий уровень эффективности охлаждения, более интенсивно снижается температура лопатки, а значит, снижается вероятность появления трещин и прогара. В итоге - повышается надежность лопатки и ее ресурс.The advantage of this utility model is that its design makes it possible to supply to the most problematic in terms of temperature stress (the hottest) portion of the blade airfoil a flow of cooling air that was not used for cooling other (in this case, the root) portions of the blade airfoil, due to which a higher level of cooling efficiency is achieved, the temperature of the blade decreases more intensively, which means that the likelihood of cracks and burnout is reduced. As a result, the blade reliability and its resource increase.

Целью создания предлагаемой полезной модели сопловой лопатки является необходимость повышения ее надежности и ресурса за счет обеспечения эффективного охлаждения наиболее нагретого участка пера без ущерба для процесса охлаждения других зон лопатки.The purpose of creating the proposed useful model of a nozzle blade is the need to increase its reliability and resource by ensuring effective cooling of the most heated portion of the feather without prejudice to the cooling process of other zones of the blade.

Технический результат при этом выражается в снижении температуры наиболее теплонапряженного (горячего) участка пера лопатки, достижение более высокой эффективности охлаждения, предотвращение появления трещин и прогаров, в росте ресурса лопатки и увеличении ее надежности.The technical result is expressed in reducing the temperature of the most heat-stressed (hot) section of the blade airfoil, achieving a higher cooling efficiency, preventing cracks and burnouts, increasing blade life and increasing its reliability.

Технический результат достигается тем, что в охлаждаемой сопловой лопатке турбины газотурбинного двигателя, содержащей верхнюю и нижнюю торцевые полки и полое перо, в котором организованы полости для подачи охлаждающего воздуха - передняя в зоне передней кромки и задняя в области средней части лопатки и задней кромки, при этом для охлаждения наиболее верхней части передней кромки организована дополнительная полость, расположенная в верхней части передней кромки, в которую отдельно подается охлаждающий воздух.The technical result is achieved by the fact that in a cooled nozzle blade of a turbine of a gas turbine engine, containing the upper and lower end shelves and a hollow feather, in which cavities for supplying cooling air are organized - the front in the region of the leading edge and the rear in the region of the middle part of the blade and the trailing edge, when For cooling the uppermost part of the leading edge, an additional cavity is arranged, located in the upper part of the leading edge, into which cooling air is supplied separately.

На фиг. 1 представлена предлагаемая конструкция лопатки. Охлаждаемая сопловая лопатка турбины состоит из верхней 1 и нижней 2 торцевых полок и полого пера 3. В полом пере организованы три полости для охлаждения: две передних для охлаждения передней кромки 4 и 5 и задняя 6 для охлаждения средней части лопатки и хвостовика. Задняя полость 6 снабжена турбулизаторами 7 для интенсификации процесса охлаждения. Охлаждающий воздух из этих полостей в ряды перфораций выдувается в проточную часть турбины.FIG. 1 shows the proposed blade design. The cooled turbine nozzle blade consists of upper 1 and lower 2 end flanges and hollow feather 3. Three cavities for cooling are rearranged in the floor: two front ones for cooling the leading edges 4 and 5 and rear 6 for cooling the middle part of the blade and the root. The rear cavity 6 is equipped with turbulators 7 to intensify the cooling process. Cooling air from these cavities is blown out into the rows of perforations into the turbine flow path.

Передняя верхняя полость 4 организована для эффективного охлаждения максимально нагретого горячим газом участка передней кромки, расположенного примерно в средней части верхней половины пера (т.е. примерно на 2/3 высоты от втулочного сечения).The front upper cavity 4 is arranged for efficient cooling of the area of the leading edge, which is maximally heated by hot gas, located approximately in the middle part of the upper half of the airfoil (i.e., approximately 2/3 of the height from the hub section).

Для охлаждения лопаток сопловых аппаратов применяется воздух, подаваемый из-за компрессора в полости, расположенные внутри лопатки. Охлаждаемые лопатки выполняются полыми с внутренними полостями для течения охлаждающего воздуха, который после процесса теплосъема выдувается в проточную часть через ряды перфораций в оболочке лопатки. Расположение, формы и другие конструктивные особенности полостей при проектировании определяются из соображений получения максимальных коэффициентов эффективности охлаждения для различных участков и сечений пера.To cool the blades of the nozzle apparatus, the air supplied from the compressor into the cavities located inside the blade is used. The cooled blades are hollow with internal cavities for the flow of cooling air, which, after the heat removal process, is blown into the flow path through the rows of perforations in the blade shell. The location, shape and other design features of the cavities during the design are determined from considerations of obtaining the maximum coefficients of cooling efficiency for various sections and sections of the feather.

Принцип действия предлагаемой полезной модели базируется на использовании охлаждающей способности ветви потока охладителя, не соприкасающегося в нагреваемой газом стенкой (оболочкой) лопатки. Он заключается в том, что для охлаждения наиболее нагретого участка передней кромки лопатки охлаждающий воздух подается в специально созданную для этого полость, не сообщающуюся с другими полостями охлаждения.The principle of operation of the proposed utility model is based on the use of the cooling capacity of the flow branch of the cooler, which is not in contact in the gas-heated wall (shell) of the blade. It consists in the fact that in order to cool the most heated portion of the leading edge of the blade, the cooling air is supplied to a cavity specially created for this, not communicating with other cooling cavities.

Claims

A cooled nozzle blade of a turbine of a gas turbine engine, containing upper and lower end flanges and a hollow feather, in which cavities for supplying cooling air are organized - the front in the area of the leading edge and the rear in the region of the middle part of the blade and the trailing edge, characterized in that for cooling the uppermost part of the leading edge, an additional cavity is organized, located in the upper part of the leading edge, into which cooling air is separately supplied.