RU2013158323A - Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей - Google Patents

Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей Download PDF

Info

Publication number
RU2013158323A
RU2013158323A RU2013158323/06A RU2013158323A RU2013158323A RU 2013158323 A RU2013158323 A RU 2013158323A RU 2013158323/06 A RU2013158323/06 A RU 2013158323/06A RU 2013158323 A RU2013158323 A RU 2013158323A RU 2013158323 A RU2013158323 A RU 2013158323A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aerodynamic profile
hollow aerodynamic
forced cooling
cooling tube
hollow
Prior art date
Application number
RU2013158323/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2606004C2 (ru
Inventor
Джонатан МАГГЛСТОУН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2013158323A publication Critical patent/RU2013158323A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2606004C2 publication Critical patent/RU2606004C2/ru

Links

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
    • 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
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/51—Building or constructing in particular ways in a modular way, e.g. using several identical or complementary parts or features
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/53—Building or constructing in particular ways by integrally manufacturing a component, e.g. by milling from a billet or one piece construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/61—Assembly methods using limited numbers of standard modules which can be adapted by machining
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Турбинный узел (10), содержащий в основном полый аэродинамический профиль (12) по меньшей мере один сегмент (14, 14') стенки, расположенный на стороне (16, 16') полого аэродинамического профиля (12), ориентированной в основном перпендикулярно направлению (18) размаха полого аэродинамического профиля (12), и по меньшей мере одно вводное отверстие (20) в указанном по меньшей мере одном сегменте (14, 14') стенки, обеспечивающее доступ в полый аэродинамический профиль (12), и по меньшей мере одну трубку (22, 22а) принудительного охлаждения, подлежащую введению через вводное отверстие (20) в полый аэродинамический профиль (12) для расположения внутри полого аэродинамического профиля (12) и проходящую по меньшей мере в направлении (18) размаха полого аэродинамического профиля (12), при этом в собранном состоянии трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12), по меньшей мере одна выступающая часть (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения проходит в направлении (26), ориентированном в основном перпендикулярно направлению (18) размаха, за край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, при этом выступающая часть (24, 24а) перекрыта по меньшей мере частью (30) сегмента (14, 14') стенки, и при этом смежно с выступающей частью (24, 24а) расположена перекрывающая часть (76) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения, которая упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, и при этом выступающая часть (24, 24а) и перекрывающая часть (76) выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого.2. Турбинный узел по п. 1, в котором полый аэродинамический профиль (12) содержит заднюю кромку (32) и переднюю кромку (34), и при это�

Claims (14)

1. Турбинный узел (10), содержащий в основном полый аэродинамический профиль (12) по меньшей мере один сегмент (14, 14') стенки, расположенный на стороне (16, 16') полого аэродинамического профиля (12), ориентированной в основном перпендикулярно направлению (18) размаха полого аэродинамического профиля (12), и по меньшей мере одно вводное отверстие (20) в указанном по меньшей мере одном сегменте (14, 14') стенки, обеспечивающее доступ в полый аэродинамический профиль (12), и по меньшей мере одну трубку (22, 22а) принудительного охлаждения, подлежащую введению через вводное отверстие (20) в полый аэродинамический профиль (12) для расположения внутри полого аэродинамического профиля (12) и проходящую по меньшей мере в направлении (18) размаха полого аэродинамического профиля (12), при этом в собранном состоянии трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12), по меньшей мере одна выступающая часть (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения проходит в направлении (26), ориентированном в основном перпендикулярно направлению (18) размаха, за край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, при этом выступающая часть (24, 24а) перекрыта по меньшей мере частью (30) сегмента (14, 14') стенки, и при этом смежно с выступающей частью (24, 24а) расположена перекрывающая часть (76) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения, которая упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, и при этом выступающая часть (24, 24а) и перекрывающая часть (76) выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого.
2. Турбинный узел по п. 1, в котором полый аэродинамический профиль (12) содержит заднюю кромку (32) и переднюю кромку (34), и при этом выступающая часть (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения проходит в направлении задней кромки (32).
3. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22, 22а) принудительного охлаждения проходит, по существу, по всему размаху полого аэродинамического профиля (12).
4. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22, 22 а) принудительного охлаждения имеет ступенчатый контур (40), который упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки.
5. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22) принудительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов (42, 44), в частности, из заднего элемента (42) и переднего элемента (44), при этом, в частности, задний элемент (42) расположен в направлении задней кромки (32) полого аэродинамического профиля (12), а передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (34) полого аэродинамического профиля (12).
6. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (22) принудительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов (42, 44), проходящих каждый по существу по всему размаху (38) полого аэродинамического профиля (12).
7. Турбинный узел по п. 5, в котором передний элемент (44) блокирует задний элемент (42) внутри полого аэродинамического профиля (12), за счет чего предотвращается возможность перемещения заднего элемента (42) из полого аэродинамического профиля (12).
8. Турбинный узел по п. 5, в котором передний элемент (44) блокирует задний элемент (42) по положению в полом аэродинамическом профиле (12) посредством прессовой посадки и/или посадки с геометрическим замыканием, в частности, посредством посадки с геометрическим замыканием между ступенчатым контуром (40) трубки (22) принудительного охлаждения и краем (28) вводного отверстия (20) сегмента (14, 14') стенки.
9. Турбинный узел по п. 1, в котором сегмент (14, 14') стенки по меньшей мере с одним вводным отверстием (20) в сегменте (14, 14') стенки является зоной (46) наружной платформы (48) и/или внутренней платформы (50).
10. Турбинный узел по п. 1, в котором полый аэродинамический профиль (12) содержит по меньшей мере одну распорку (52) на внутренней поверхности (54) полого аэродинамического профиля (12) для удерживания трубки (22, 22а) принудительного охлаждения на заданном расстоянии от указанной поверхности (54) полого аэродинамического профиля (12), выполненную, в частности, в виде выступа или запирающего штифта или ребра.
11. Турбинный узел по любому из пп. 1-10, в котором полый аэродинамический профиль (12) является турбинной лопаткой или лопастью.
12. Способ сборки трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в основном полом аэродинамическом профиле (12) турбинного узла (10), при этом указанный способ содержит стадии:
ввода трубки (22, 22а) принудительного охлаждения через вводное отверстие (20) в сегменте (14, 14') стенки в полый аэродинамический профиль (12), при этом сегмент (14, 14') стенки расположен на стороне (16, 16') полого аэродинамического профиля (12), ориентированной в основном перпендикулярно направлению (18) размаха полого аэродинамического профиля (12) (I),
маневрирования по меньшей мере выступающей части (24, 24а) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения в такое положение, что выступающая часть (24, 24а) выступает в направлении (26), ориентированном в основном перпендикулярно направлению (18) размаха, за край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, при этом выступающая часть (24, 24а) перекрывается по меньшей мере частью (30) сегмента (14, 14') стенки, и при этом смежно с выступающей частью (24, 24а) расположена перекрывающая часть (76) трубки (22, 22а) принудительного охлаждения, которая упирается в край (28) вводного отверстия (20) в сегменте (14, 14') стенки, и при этом выступающая часть (24, 24а) и перекрывающая часть (7 6) выполнены интегрально друг с другом в виде единого целого (II).
13. Способ сборки трубки (22) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12) турбинного узла (10) по п. 12, в котором трубка (22) принудительного охлаждения состоит по меньшей мере из переднего элемента (42) и заднего элемента (44), и при этом после маневрирования заднего элемента (42) в положение (II), вводят в полый аэродинамический профиль (12) передний элемент (44) смежно с задним элементом (42) через вводное отверстие (20) в сегменте (14, 14') стенки и маневрируют в положение в полом аэродинамическом профиле (12) (III).
14. Способ сборки трубки (22) принудительного охлаждения в полом аэродинамическом профиле (12) турбинного узла (10) по п. 13, в котором положение заднего элемента (42) блокируется в полом аэродинамическом профиле (12) с помощью переднего элемента (44), за счет чего предотвращается перемещение заднего элемента (42) из полого аэродинамического профиля (12), в частности, положение заднего элемента (42) блокируется в полом аэродинамическом профиле (12) с помощью прессовой посадки и/или посадки с геометрическим замыканием (IV).
RU2013158323A 2011-06-27 2012-06-11 Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей RU2606004C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP11171552.0 2011-06-27
EP11171552A EP2540969A1 (en) 2011-06-27 2011-06-27 Impingement cooling of turbine blades or vanes
PCT/EP2012/060985 WO2013000691A1 (en) 2011-06-27 2012-06-11 Impingement cooling of turbine blades or vanes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013158323A true RU2013158323A (ru) 2015-08-10
RU2606004C2 RU2606004C2 (ru) 2017-01-10

Family

ID=44936631

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013158323A RU2606004C2 (ru) 2011-06-27 2012-06-11 Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9650899B2 (ru)
EP (2) EP2540969A1 (ru)
CN (1) CN103608546B (ru)
RU (1) RU2606004C2 (ru)
WO (1) WO2013000691A1 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015075227A2 (en) * 2013-11-25 2015-05-28 Alstom Technology Ltd Blade assembly for a turbomachine on the basis of a modular structure
US10655477B2 (en) * 2016-07-26 2020-05-19 General Electric Company Turbine components and method for forming turbine components

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540810A (en) * 1966-03-17 1970-11-17 Gen Electric Slanted partition for hollow airfoil vane insert
BE755567A (fr) 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
GB1587401A (en) 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4482295A (en) 1982-04-08 1984-11-13 Westinghouse Electric Corp. Turbine airfoil vane structure
US4798515A (en) * 1986-05-19 1989-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Variable nozzle area turbine vane cooling
US5405242A (en) 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5145315A (en) * 1991-09-27 1992-09-08 Westinghouse Electric Corp. Gas turbine vane cooling air insert
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
RU2043508C1 (ru) 1992-06-15 1995-09-10 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Охлаждаемая рабочая лопатка турбины
US5288207A (en) 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
US6398486B1 (en) * 2000-06-01 2002-06-04 General Electric Company Steam exit flow design for aft cavities of an airfoil
EP1191189A1 (de) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenschaufel
US6607355B2 (en) 2001-10-09 2003-08-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced heat transfer
GB2386926A (en) 2002-03-27 2003-10-01 Alstom Two part impingement tube for a turbine blade or vane
ITTO20020607A1 (it) 2002-07-12 2004-01-12 Fiatavio Spa Metodo per la realizzazione ed il montaggio di un dispositivo di raffreddamento in una paletta di una turbina assiale a gas e paletta per un
US6951444B2 (en) * 2002-10-22 2005-10-04 Siemens Aktiengesselschaft Turbine and a turbine vane for a turbine
US7008185B2 (en) 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
FR2899271B1 (fr) * 2006-03-29 2008-05-30 Snecma Sa Ensemble d'une aube et d'une chemise de refroidissement, distributeur de turbomachine comportant l'ensemble, turbomachine, procede de montage et de reparation de l'ensemble
US8353668B2 (en) * 2009-02-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Airfoil insert having a tab extending away from the body defining a portion of outlet periphery
CN201474728U (zh) 2009-08-31 2010-05-19 中国航空动力机械研究所 涡轮冷却叶片

Also Published As

Publication number Publication date
EP2723989A1 (en) 2014-04-30
CN103608546B (zh) 2016-06-08
EP2723989B1 (en) 2017-01-18
EP2540969A1 (en) 2013-01-02
WO2013000691A1 (en) 2013-01-03
CN103608546A (zh) 2014-02-26
RU2606004C2 (ru) 2017-01-10
US9650899B2 (en) 2017-05-16
US20140119888A1 (en) 2014-05-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014132847A (ru) Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
RU2011105096A (ru) Способ повышения жесткости нервюры
FR2980770B1 (fr) Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice.
WO2014113162A3 (en) Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits
WO2014035517A3 (en) Gas turbine engine turbine vane platform core
RU2011106289A (ru) Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
JP2014528538A5 (ru)
RU2012112001A (ru) Разделитель потока газа с противообледенительным устройством, содержащим тепловой мост
WO2014158284A3 (en) Bi-cast turbine vane
JP2014092153A5 (ru)
WO2015091289A3 (en) Rotor blade or guide vane assembly
RU2017118252A (ru) Узел створки блокирования потока, содержащий блокирующую створку из термопластика, для использования в турбинном двигателе
RU2015134137A (ru) Лопасть турбины
WO2015065563A3 (en) Connection for a fairing in a mid-turbine frame of a gas turbine engine
EP2093376A3 (en) A turbine vane segment, the corresponding nozzle assembly and method of cooling this vane
JP2014181715A5 (ru)
WO2014011276A3 (en) Turbine airfoil trailing edge bifurcated cooling holes
RU2013108920A (ru) Рабочая лопатка турбины (варианты )
ES2422587T3 (es) Fuselaje de aeronave resistente a impactos
RU2013158323A (ru) Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей
RU2015148195A (ru) Роторная лопасть ветроэнергетической установки
JP2015090108A5 (ru)
RU2012158352A (ru) Профильная часть сопловой лопатки турбины, статор турбины и сопловая лопатка турбины
RU2017119187A (ru) Лопатка турбины с концевой крышкой
RU2015133194A (ru) Лопатка для турбомашины

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180612