RU2042833C1 - Охлаждаемая лопатка газовой турбины - Google Patents
Охлаждаемая лопатка газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2042833C1 RU2042833C1 RU93033541A RU93033541A RU2042833C1 RU 2042833 C1 RU2042833 C1 RU 2042833C1 RU 93033541 A RU93033541 A RU 93033541A RU 93033541 A RU93033541 A RU 93033541A RU 2042833 C1 RU2042833 C1 RU 2042833C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pen
- blade
- zone
- ribs
- matrix
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Использование: в транспортном машиностроении для газовых турбин авиационных двигателей. Сущность изобретения: при работе турбины охлаждающий воздух поступает в область пера 1, проходит по каналам 4, охлаждает лопатку и выбрасыввается из нее. Ориентация ребер 2 и 3, введение радиального ребра 5 и V-образных перегородок 6 позволяет рационально распределить потоки охладителя по каналам лопатки. 2 ил.
Description
Изобретение относится к транспортному машиностроению и может быть использовано в газовых турбинах авиационных двигателей.
Известна охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, на внутренней поверхности которого размещены продольные ребра [1]
Наиболее близкой к изобретению является охлаждаемая лопатка, содержащая полое перо, в зоне выходной кромки которого размещены наклонные ребра, наклоненные со стороны корыта и спинки в противоположных направлениях и контактирующие торцами между собой [2]
Однако эта охлаждаемая лопатка характеризуется недостаточным уровнем интенсивности охлаждения и нерациональным распределением охладителя по каналам пера, не учитывающим распределение коэффициента теплоотдачи от газа по внешней поверхности пера лопатки.
Наиболее близкой к изобретению является охлаждаемая лопатка, содержащая полое перо, в зоне выходной кромки которого размещены наклонные ребра, наклоненные со стороны корыта и спинки в противоположных направлениях и контактирующие торцами между собой [2]
Однако эта охлаждаемая лопатка характеризуется недостаточным уровнем интенсивности охлаждения и нерациональным распределением охладителя по каналам пера, не учитывающим распределение коэффициента теплоотдачи от газа по внешней поверхности пера лопатки.
Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности охлаждения лопатки газовой турбины путем рационального распределения потоков воздуха по охлаждающим каналам лопатки, что позволяет выравнять температурное поле и снизить термические напряжения.
Технический результат достигается тем, что в охлаждаемой лопатке газовой турбины, содержащей полое перо, на внутренней поверхности корыта и спинки которого выполнены наклонные, параллельные ребра, контактирующие торцами между собой с образованием перекрещивающихся каналов в виде матрицы для прохода охлаждающей среды, перо снабжено радиальным ребром, размещенным в его корневой зоне, продольным коллектором, выполненным в центральной зоне пера и разделяющим матрицу на входную сужающуюся к периферии пера и выходную расширяющуюся зоны, V-образными глухими перегородками, размещенными в выходных сечениях каналов входной зоны матрицы вдоль коллектора, причем ребра, размещенные на спинке и корыте пера, наклонены под острым и тупым углами соответственно относительно продольной оси турбины, ориентированной по направлению движения газа.
Такое выполнение охлаждаемой лопатки позволяет повысить эффективность ее охлаждения, выравнять температурное поле и снизить термические напряжения в лопатке.
На фиг. 1 показана охлаждаемая лопатка со вскрытой спинкой; на фиг. 2 узел I на фиг. 1.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1 на внутренней поверхности корыта которого выполнены наклонные ребра 2, на внутренней поверхности спинки-ребра 3. Ребра 2 и 3 выполнены наклонными, параллельными, контактирующими торцами между собой с образованием перекрещивающихся каналов 4 в виде матрицы для прохода охлаждающей среды. Перо 1 снабжено радиальным ребром 5, размещенным в его корневой зоне, и V-образными перегородками 6. Размещенные на спинке пера 1 ребра 3 наклонены к продольной оси турбины, ориентированной по направлению движения газа под острым углом, а размещенные на корыте пера 1 ребра 2 наклонены под тупым углом. В центральной зоне пера 1 выполнен продольный коллектор 7, разделяющий матрицу на входную сужающуюся к периферии пера 1 и выходную расширяющуюся зоны, причем V-образные перегородки 6 размещены в выходных сечениях каналов 4 входной зоны вдоль коллектора 7.
При работе турбины охлаждающий воздух поступает в полость пера 1, проходит по каналам 4, охлаждает лопатку и выбрасывается из нее. При этом предлагаемая ориентация ребер 2 и 3, введение радиального ребра 5 и V-образных перегородок 6 позволяет рационально распределить потоки охладителя, создать направленное течение к зоне входной кромки пера 1 с перепусками в коллектор 7 по каналам 4, размещенным между перегородками 6, и таким образом эффективно охладить переднюю матрицу, сужение которой к периферии пера 1 эквивалентно перепуску воздуха, а также собрать воздух в коллекторе 7 для равномерного охлаждения выходной зоны матрицы пера 1.
Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения лопатки, снизить температурную неравномерность в профильных и поперечных сечениях пера 1, а также термические напряжения в лопатке.
Claims (1)
- ОХЛАЖДАЕМАЯ ЛОПАТКА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ, содержащая полое перо, на внутренней поверхности корыта и спинки которого выполнены наклонные параллельные ребра, контактирующие торцами между собой с образованием перекрещивающихся каналов в виде матрицы для прохода охлаждающейся среды, отличающаяся тем, что перо снабжено радиальным ребром, размещенным в его корневой зоне, продольным коллектором, выполненным в центральной зоне пера и разделяющим матрицу на входную сужающуюся к периферии пера и выходную расширяющуюся зоны, V-образными перегородками, размещенными в выходных сечениях каналов входной зоны матрицы вдоль коллектора, причем ребра, размещенные на спинке и корыте пера, наклонены под острым и тупым углами соответственно к продольной оси турбины, ориентированной по направлению движения газа.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93033541A RU2042833C1 (ru) | 1993-06-29 | 1993-06-29 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93033541A RU2042833C1 (ru) | 1993-06-29 | 1993-06-29 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2042833C1 true RU2042833C1 (ru) | 1995-08-27 |
RU93033541A RU93033541A (ru) | 1996-11-10 |
Family
ID=20144100
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93033541A RU2042833C1 (ru) | 1993-06-29 | 1993-06-29 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2042833C1 (ru) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1999061756A1 (en) * | 1998-05-25 | 1999-12-02 | Asea Brown Boveri Ab | A component for a gas turbine |
EP1369554A1 (en) * | 2002-06-06 | 2003-12-10 | General Electric Company | Cooling of a double walled turbine blade and method of fabrication |
WO2005083236A1 (en) * | 2004-02-27 | 2005-09-09 | Siemens Industrial Turbomachinery A.B. | Blade or vane for a rotary machine |
WO2005083235A1 (en) * | 2004-02-27 | 2005-09-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade or vane for a turbomachine |
RU2494262C2 (ru) * | 2011-05-10 | 2013-09-27 | Открытое Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Мотор" | Колесо компрессора с облегченными лопатками |
CN109026173A (zh) * | 2018-10-18 | 2018-12-18 | 哈尔滨电气股份有限公司 | 一种适用于20-30mw等级的燃机第二级动叶的冷却结构 |
CN110714802A (zh) * | 2019-11-28 | 2020-01-21 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片内部冷却的间断型交错肋结构 |
RU2825684C1 (ru) * | 2023-06-06 | 2024-08-28 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
-
1993
- 1993-06-29 RU RU93033541A patent/RU2042833C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
1. Копелев С.З. Охлаждаемые лопатки газовых турбин. М.: Наука, 1983, с.18. * |
2. Локай В.И. и др. Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985, с.114. * |
Cited By (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1999061756A1 (en) * | 1998-05-25 | 1999-12-02 | Asea Brown Boveri Ab | A component for a gas turbine |
US6382907B1 (en) | 1998-05-25 | 2002-05-07 | Abb Ab | Component for a gas turbine |
EP1369554A1 (en) * | 2002-06-06 | 2003-12-10 | General Electric Company | Cooling of a double walled turbine blade and method of fabrication |
CN1997810B (zh) * | 2004-02-27 | 2010-05-26 | 西门子公司 | 旋转式机械的叶片或轮叶 |
WO2005083235A1 (en) * | 2004-02-27 | 2005-09-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade or vane for a turbomachine |
US7674092B2 (en) | 2004-02-27 | 2010-03-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade or vane for a turbomachine |
WO2005083236A1 (en) * | 2004-02-27 | 2005-09-09 | Siemens Industrial Turbomachinery A.B. | Blade or vane for a rotary machine |
RU2494262C2 (ru) * | 2011-05-10 | 2013-09-27 | Открытое Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Мотор" | Колесо компрессора с облегченными лопатками |
CN109026173A (zh) * | 2018-10-18 | 2018-12-18 | 哈尔滨电气股份有限公司 | 一种适用于20-30mw等级的燃机第二级动叶的冷却结构 |
CN109026173B (zh) * | 2018-10-18 | 2024-05-28 | 哈尔滨电气股份有限公司 | 一种适用于20-30mw等级的燃机第二级动叶的冷却结构 |
CN110714802A (zh) * | 2019-11-28 | 2020-01-21 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片内部冷却的间断型交错肋结构 |
CN110714802B (zh) * | 2019-11-28 | 2022-01-11 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片内部冷却的间断型交错肋结构 |
RU2825684C1 (ru) * | 2023-06-06 | 2024-08-28 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3806276A (en) | Cooled turbine blade | |
US4775296A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
CA2383959C (en) | Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils | |
US4515526A (en) | Coolable airfoil for a rotary machine | |
US3574481A (en) | Variable area cooled airfoil construction for gas turbines | |
US7572103B2 (en) | Component comprising a multiplicity of cooling passages | |
US7390168B2 (en) | Vortex cooling for turbine blades | |
JP4509263B2 (ja) | 側壁インピンジメント冷却チャンバーを備えた後方流動蛇行エーロフォイル冷却回路 | |
US5609466A (en) | Gas turbine vane with a cooled inner shroud | |
CA2477402C (en) | Converging pin cooled airfoil | |
JP4669202B2 (ja) | ガスタービン羽根 | |
CA2327857C (en) | Turbine nozzle with sloped film cooling | |
RU2531712C2 (ru) | Лопатка для газовой турбины с охлаждаемой законцовкой периферической части лопатки | |
AU640513B2 (en) | Apparatus and method for cooling rotating blades in a gas turbine | |
GB2210415A (en) | Turbine vane with cooling features | |
US20030068222A1 (en) | Turbine airfoil with enhanced heat transfer | |
JP3111183B2 (ja) | タービン・エーロフォイル | |
CA2232897A1 (en) | Gas turbine cooling moving blade | |
KR20050019008A (ko) | 마이크로회로 에어포일 본체 | |
RU2285804C1 (ru) | Элемент газотурбинного двигателя и способ его изготовления | |
FR2715693A1 (fr) | Aube fixe ou mobile refroidie de turbine. | |
US6146098A (en) | Tip shroud for cooled blade of gas turbine | |
US6092991A (en) | Gas turbine blade | |
RU2042833C1 (ru) | Охлаждаемая лопатка газовой турбины | |
JPH0112921B2 (ru) |