RU2188323C1

RU2188323C1 - Gas turbine cooled blade

Info

Publication number: RU2188323C1
Application number: RU2001104803A
Authority: RU
Inventors: М.С. Черный; И.В. Шевченко; Ю.Н. Пушкин; Е.А. Фокин; Е.Ф. Слепцов; Г.П. Тубикова
Original assignee: "МАТИ" - Российский государственный технологический университет им. К.Э.Циолковского
Priority date: 2001-02-21
Filing date: 2001-02-21
Publication date: 2002-08-27

Abstract

FIELD: transport engineering; gas turbines. SUBSTANCE: proposed cooled blade of gas turbine has hollow air foil portion with radial dividing partition in upper section of which, between end of radial partition and end face wall of air foil portion, turnable rib is made. In front space tilted semiribs are provided which are installed on concave and convex walls of blade and are interconnected by dowels. Semiribs on convex wall are tilted at acute angle to leading edge. Cylindrical dowels are installed in rear space of air foil portion. Semiribs on concave wall are tilted at obtuse angle to leading edge. Radial projection in rear space of air foil portion is connected with concave wall by pins. Leading edge is provided with cross ribs whose base is located in point of intersection of surface of leading edge with longitudinal axis of semiribs located on concave wall. Turning rib is provided with hole opposite to end of radial partition. EFFECT: improved cooling of blade. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может найти применение в конструкции охлаждаемых лопаток. The invention relates to the field of transport engineering and may find application in the construction of cooled blades.

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению является лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, радиальную разделительную перегородку, формирующую течение воздуха, продольные ребра, установленные на внутренней поверхности входной кромки, полуребра, установленные в передней полости пера на противоположных сторонах лопатки (вогнутой и выпуклой) под острым углом к внутренней поверхности входной кромки и соединенные штырями, поворотное ребро, установленное в верхнем сечении пера и служащее для разворота потока на 180^o и направления его к корневым сечениям, цилиндрические штыри, установленные в задней полости лопаток в шахматном порядке. На выходе имеется щель для выпуска воздуха в проточную часть турбины [1].Closest to the proposed invention is a gas turbine blade containing a hollow feather, a radial dividing wall that forms the air flow, longitudinal ribs installed on the inner surface of the inlet edge, half ribs installed in the front of the pen on opposite sides of the blade (concave and convex) under the sharp angle to the inner surface of the input edge and connected by pins, a rotary rib installed in the upper section of the pen and serves to turn the flow 180 ^o and direction it to the root sections, cylindrical pins mounted in the back cavity of the shoulder blades in a checkerboard pattern. At the exit there is a gap for the release of air into the flow part of the turbine [1].

Недостатком данной конструкции является недостаточная эффективность охлаждения входной кромки лопатки и неравномерность температурного поля лопатки в задней полости. The disadvantage of this design is the insufficient cooling efficiency of the input edge of the blade and the uneven temperature field of the blade in the posterior cavity.

Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения профильной части лопатки и выравнивания температурного поля в задней полости пера. The objective of the invention is to increase the cooling efficiency of the profile of the scapula and align the temperature field in the back cavity of the pen.

Эта задача решается тем, что предлагаемая охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо с радиальной разделительной перегородкой, в верхнем сечении которого, между концом радиальной перегородки и торцевой стенкой пера, выполнено поворотное ребро, в передней полости имеются наклонные полуребра, установленные на вогнутой и выпуклых стенках лопатки и соединенные между собой штырями, причем полуребра на выпуклой стенке наклонены под острым углом к входной кромке, а в задней стенке пера установлены цилиндрические штыри, отличающаяся тем, что полуребра на вогнутой стенке наклонены под тупым углом к входной кромке, перо дополнительно содержит в задней полости радиальный выступ, соединенный с вогнутой стенкой штырьками, а на входной кромке поперечные ребра, основание которых расположено в точке пересечения поверхности входной кромки с продольной осью полуребер, расположенных на вогнутой стенке, причем на поворотном ребре имеется отверстие, расположенное напротив конца радиальной перегородки. This problem is solved in that the proposed cooled gas turbine blade contains a hollow feather with a radial dividing partition, in the upper section of which, between the end of the radial partition and the end wall of the feather, a rotary rib is made, in the front cavity there are inclined half-ribs mounted on the concave and convex walls blades and interconnected by pins, moreover, the half-ribs on the convex wall are inclined at an acute angle to the input edge, and cylindrical pins are installed in the rear wall of the pen, distinguishing In that the half-ribs on the concave wall are obliquely inclined to the inlet edge, the feather additionally contains pins in the back cavity connected by pins to the concave wall, and transverse ribs on the inlet edge, the base of which is located at the intersection of the surface of the inlet edge with the longitudinal axis a half-rib located on a concave wall, and on the rotary rib there is an opening located opposite the end of the radial partition.

На фиг. 1 изображен продольный разрез лопатки; на фиг.2 - разрез А-А на фиг.1. In FIG. 1 shows a longitudinal section of a scapula; figure 2 is a section aa in figure 1.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины включает полое перо с входной кромкой 1, выпуклой стенкой 2 и вогнутой стенкой 3 и радиальной перегородкой 4. The cooled blade of a gas turbine includes a hollow feather with an inlet edge 1, a convex wall 2 and a concave wall 3 and a radial partition 4.

Радиальная перегородка 4 формирует в передней полости радиальный канал 5, в котором на выпуклой стенке установлены наклонные полуребра 6, под острым углом α к входной кромке. На поверхности полуребер 6 выполнены штырьки 7, соединяющие поверхность полуребер 6 с вогнутой стенкой 3. На вогнутой стенке 3 установлены полуребра 8 под тупым углом β к входной кромке. Концы полуребер 6 и 8 соединены штырями 9. На входной кромке 1 установлены поперечные ребра 10, основание которых расположено в точке пересечения входной кромки 1 с продольной осью полуребер 8. Между концом радиальной перегородки 4 и торцевой стенкой пера установлено поворотное ребро 11 с отверстием 12, расположенным напротив конца радиальной перегородки 4. В задней полости 13, на выпуклой стенке установлен радиальный выступ 14, соединенный с вогнутой стенкой 3 штырьками 15 и цилиндрические штыри 16. Для выпуска воздуха в проточную часть турбины имеется щель 17. The radial partition 4 forms a radial channel 5 in the front cavity, in which inclined half-ribs 6 are mounted on the convex wall at an acute angle α to the entrance edge. On the surface of the half-rib 6, pins 7 are made connecting the surface of the half-rib 6 with a concave wall 3. On the concave wall 3, half-ribs 8 are installed at an obtuse angle β to the input edge. The ends of the half-ribs 6 and 8 are connected by pins 9. On the inlet edge 1 there are transverse ribs 10, the base of which is located at the intersection of the inlet edge 1 with the longitudinal axis of the half-ribs 8. Between the end of the radial partition 4 and the end wall of the pen, a rotary rib 11 is installed with an opening 12, located opposite the end of the radial partition 4. In the rear cavity 13, on the convex wall, there is a radial protrusion 14 connected to the concave wall by 3 pins 15 and cylindrical pins 16. For air discharge into the turbine flow section slit 17.

Лопатка работает следующим образом. The blade works as follows.

Воздух поступает в радиальный канал 5 и делится на два потока, один движется вдоль входной кромки 1, второй поток проходит через сужения, образованные полуребрами 6 и штырьками 7, поджимается к вогнутой стенке 3 и полуребрами 8 направляется на входную кромку 1. Описанное выше расположение полуребер 8 и поперечных ребер 10 обеспечивает взаимодействие потоков охладителя, интенсифицирующее охлаждение входной кромки. Поворотное ребро 11 поворачивает поток в заднюю полость 13. Радиальный выступ 14 и штырьки 15 формируют коллекторную раздачу воздуха в зону установки цилиндрических штырей. Установка радиального выступа 14 на выпуклой стенке 2 исключает струйный обдув выпуклой стенки и интенсифицирует охлаждение вогнутой стенки 3. Далее воздух проходит через четыре ряда цилиндрических штырей 16 и вытекает в проточную часть турбины. The air enters the radial channel 5 and is divided into two streams, one moves along the inlet edge 1, the second stream passes through the constrictions formed by the half-ribs 6 and pins 7, is pressed to the concave wall 3 and the half-ribs 8 are directed to the input edge 1. The above-described arrangement of the half-ribs 8 and transverse ribs 10 provides the interaction of the flows of the cooler, intensifying the cooling of the input edge. The swivel rib 11 turns the flow into the back cavity 13. The radial protrusion 14 and the pins 15 form a manifold air distribution in the installation area of the cylindrical pins. The installation of the radial protrusion 14 on the convex wall 2 eliminates jet blowing of the convex wall and intensifies the cooling of the concave wall 3. Next, the air passes through four rows of cylindrical pins 16 and flows into the turbine flow part.

По полученным экспериментальным данным предложенная конструкция позволяет повысить эффективность охлаждения входной кромки рабочих лопаток на 10% и эффективность охлаждения вогнутой стенки в средней части пера на 15%. According to the obtained experimental data, the proposed design allows to increase the cooling efficiency of the input edge of the blades by 10% and the cooling efficiency of the concave wall in the middle part of the pen by 15%.

Источники информации
1. С. З. Копелев, М.Н.Галкин, А.А.Харин, И.В.Шевченко. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин. М.: Машиностроение, 1993, стр. 68-69, рис. 2.11.Sources of information
1. S.Z. Kopelev, M.N. Galkin, A.A. Kharin, I.V. Shevchenko. Thermal and hydraulic characteristics of cooled gas turbine blades. M.: Engineering, 1993, pp. 68-69, Fig. 2.11.

Claims

A cooled blade of a gas turbine containing a hollow feather with a radial dividing wall, in the upper section of which, between the end of the radial wall and the end wall of the feather, a rotary rib is made, in the front cavity there are inclined half ribs mounted on the concave and convex walls of the blade and interconnected by pins moreover, the half-ribs on the convex wall are inclined at an acute angle to the inlet edge, and cylindrical pins are installed in the rear cavity of the pen, characterized in that the half-ribs on the concave wall nke are inclined at an obtuse angle to the input edge, the feather additionally contains pins in the rear cavity connected by pins to the concave wall, and transverse ribs on the input edge, the base of which is located at the intersection of the surface of the input edge with the longitudinal axis of the half-ribs located on the concave wall moreover, on the rotary rib there is an opening located opposite the end of the radial partition.