RU2238411C1 - Cooled gas-turbine blade - Google Patents
Cooled gas-turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2238411C1 RU2238411C1 RU2003116188A RU2003116188A RU2238411C1 RU 2238411 C1 RU2238411 C1 RU 2238411C1 RU 2003116188 A RU2003116188 A RU 2003116188A RU 2003116188 A RU2003116188 A RU 2003116188A RU 2238411 C1 RU2238411 C1 RU 2238411C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- holes
- partition
- blade
- feather
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
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, состоящее из передней и задней полостей, разделенных перегородкой и имеющих дефлекторы с отверстиями; положение дефлекторов зафиксированы ребрами, а в стенке пера передней полости выполнены отверстия [1].Closest to the proposed invention is a gas turbine blade containing a hollow feather, consisting of front and rear cavities, separated by a partition and having deflectors with holes; the position of the deflectors is fixed by ribs, and holes are made in the wall of the feather of the front cavity [1].
Недостатком данной конструкции является высокая неравномерность температурного поля в поперечном сечении пера, вызванная тем, что разделительная перегородка имеет низкую температуру по сравнению со стенками, контактирующими с газовым потоком. Это приводит к значительным термическим напряжениям в материале лопатки и, как следствие, к ее разрушению по малоцикловой усталости.The disadvantage of this design is the high non-uniformity of the temperature field in the cross section of the pen, due to the fact that the dividing wall has a low temperature compared with the walls in contact with the gas stream. This leads to significant thermal stresses in the material of the blade and, as a consequence, to its destruction due to low-cycle fatigue.
Задачей изобретения является уменьшение неравномерности температурного поля поперечного сечения пера и, соответственно, уменьшение величины термических напряжений в конструкции.The objective of the invention is to reduce the unevenness of the temperature field of the cross section of the pen and, accordingly, to reduce the magnitude of thermal stresses in the structure.
Эта задача решается тем, что предлагаемая охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо, состоящее из передней и задней полостей, разделенных перегородкой и снабженных дефлекторами с отверстиями, в стенке передней полоти пера выполнены отверстия, а на разделительной перегородке, со стороны задней полости, выполнено радиальное ребро с отверстиями, причем соотношение площадей отверстий в дефлекторе задней полости лопатки со стороны корыта и площади отверстий со стороны спинки находится в пределах от 0,5 до 0,65.This problem is solved in that the proposed cooled blade of a gas turbine contains a hollow feather, consisting of a front and rear cavities separated by a partition and provided with deflectors with holes, holes are made in the wall of the front canvas of the feather, and a radial rib with holes, and the ratio of the area of the holes in the deflector of the posterior cavity of the scapula from the side of the trough and the area of the holes from the back is in the range from 0.5 to 0.65.
На фиг.1 изображен продольный разрез лопатки; на фиг.2 - разрез А-А фиг.1.Figure 1 shows a longitudinal section of the scapula; figure 2 is a section aa of figure 1.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1, состоящее из передней полости 2 и задней полости 3, разделенных между собой перегородкой 4. В передней полости 2 и задней полости 3 установлены дефлекторы 5 и 6. В дефлекторах 5 и 6 выполнены отверстия 7 и 8 для струйного охлаждения стенок пера 1. Стенки пера 1 в передней полости 2 имеют отверстия для 9 для пленочного охлаждения наружных стенок пера 1. Положение дефлектора 5 в передней полости 2 фиксируется поперечными ребрами 10 и 11, а положение дефлектора 6 в задней полости 3 фиксируется поперечными ребрами 12 и 13, выполненными соответственно со стороны спинки и корыта, и радиальным ребром 14, выполненным на перегородке 4 в задней полости 3. Радиальное ребро 14 обеспечивает фиксированную геометрию канала между дефлектором 6 и поверхностью перегородки 4. В радиальном ребре 14 выполнены отверстия 15. Площадь поперечного сечения отверстий 15 обеспечивает сохранение требуемого распределения расхода воздуха в каналах охлаждения по высоте пера 1. Соотношение площадей отверстий 8 в дефлекторе задней полости лопатки со стороны корыта и спинки находится в пределах от 0,5 до 0,65. В выходной щели 16 пера установлены три ряда цилиндрических штырей 17.The cooled blade of a gas turbine contains a
Система охлаждения лопатки работает следующим образом. Воздух поступает в дефлекторы 5 и 6. Через отверстия 7 в стенках дефлектора 5 воздух струями натекает на внутреннюю поверхность стенок пера 1, охлаждает их, движется между стенками дефлектора 5 и пера 1 и вытекает в проточную часть турбины через отверстия 9. В задней полости 3 воздух через отверстия 8 осуществляет струйное охлаждение стенок пера 1. Далее со стороны корыта воздух движется по каналам между ребрами 13 в сторону выходной кромки 16. Со стороны спинки часть воздуха движется в каналах между ребрами 12 в сторону перегородки 4, нагревает ее и через отверстия 15 поступает в каналы корыта, расположенные между ребрами 13. Другая часть воздуха движется по каналам между ребрами 12 в щель выходной кромки 16. В выходной щели 16 воздух проходит через три ряда штырей 17 и вытекает в проточную часть турбины.The cooling system of the blade works as follows. Air enters the
Соотношение площадей отверстий дефлектора 8 со стороны корыта и спинки 0,5-0,65 обеспечивает движение нагретого воздуха по поверхности перегородки 4, из каналов со стороны спинки. Таким образом, достигается увеличение температуры перегородки 4 и, соответственно, выравнивание температурного поля.The ratio of the area of the holes of the
Выбор соотношения площадей отверстий со стороны корыта Sот.кор и спинки Sот.сп обусловлен необходимостью уменьшения температуры перегородки при сохранении требуемого уровня эффективности охлаждения θ, прилежащего к выходной кромке (θ=(Т
Экспериментальные исследования на турбине показали, что обеспечивается уменьшение неравномерности температурного поля поперечного сечения лопатки на 70К и, соответственно, уменьшение термических напряжений на 23%.Experimental studies on the turbine showed that a decrease in the unevenness of the temperature field of the cross section of the blade by 70K and, accordingly, a decrease in thermal stresses by 23%.
Источник информацииSourse of information
1. Копелев С.З. Проектирование проточной части турбин авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1984, стр.172, рис.7.2.1. Kopelev S.Z. Design of the flow part of aircraft engine turbines. - M.: Mechanical Engineering, 1984, p. 172, Fig. 7.2.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003116188A RU2238411C1 (en) | 2003-06-03 | 2003-06-03 | Cooled gas-turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003116188A RU2238411C1 (en) | 2003-06-03 | 2003-06-03 | Cooled gas-turbine blade |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2238411C1 true RU2238411C1 (en) | 2004-10-20 |
RU2003116188A RU2003116188A (en) | 2004-11-20 |
Family
ID=33538037
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003116188A RU2238411C1 (en) | 2003-06-03 | 2003-06-03 | Cooled gas-turbine blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2238411C1 (en) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2573085C2 (en) * | 2010-06-23 | 2016-01-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Gas turbine blade |
RU2663966C1 (en) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Gas turbine guide vane cooled blade |
RU183620U1 (en) * | 2017-10-27 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | COOLED GAS TURBINE SHOVEL |
RU2686244C1 (en) * | 2018-11-13 | 2019-04-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Cooled blade of gas turbine |
RU2704511C2 (en) * | 2015-07-20 | 2019-10-29 | Сафран Хеликоптер Энджинз | High pressure nozzle vane blade comprising insert with variable geometry |
RU2732531C1 (en) * | 2019-10-11 | 2020-09-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled blade of gas turbine |
RU2814335C2 (en) * | 2019-03-22 | 2024-02-28 | Сафран Эркрафт Энджинз | Gas turbine engine blade equipped with optimized cooling system |
-
2003
- 2003-06-03 RU RU2003116188A patent/RU2238411C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2573085C2 (en) * | 2010-06-23 | 2016-01-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Gas turbine blade |
RU2704511C2 (en) * | 2015-07-20 | 2019-10-29 | Сафран Хеликоптер Энджинз | High pressure nozzle vane blade comprising insert with variable geometry |
RU183620U1 (en) * | 2017-10-27 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | COOLED GAS TURBINE SHOVEL |
RU2663966C1 (en) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Gas turbine guide vane cooled blade |
RU2686244C1 (en) * | 2018-11-13 | 2019-04-24 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Cooled blade of gas turbine |
RU2814335C2 (en) * | 2019-03-22 | 2024-02-28 | Сафран Эркрафт Энджинз | Gas turbine engine blade equipped with optimized cooling system |
RU2732531C1 (en) * | 2019-10-11 | 2020-09-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled blade of gas turbine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6981840B2 (en) | Converging pin cooled airfoil | |
US4616976A (en) | Cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
US7690892B1 (en) | Turbine airfoil with multiple impingement cooling circuit | |
US6254334B1 (en) | Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine | |
JP4856417B2 (en) | Turbine wall | |
EP0971095B1 (en) | A coolable airfoil for a gas turbine engine | |
US6379118B2 (en) | Cooled blade for a gas turbine | |
JP5383270B2 (en) | Gas turbine blade | |
US8920111B2 (en) | Airfoil incorporating tapered cooling structures defining cooling passageways | |
EP0392664B1 (en) | Cooled turbine blade and combined cycle power plant having gas turbine with this cooled turbine blade | |
US7513739B2 (en) | Cooling circuits for a turbomachine moving blade | |
US6832889B1 (en) | Integrated bridge turbine blade | |
US7556476B1 (en) | Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling | |
US20170030198A1 (en) | Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component | |
KR20010105148A (en) | Nozzle cavity insert having impingement and convection cooling regions | |
US20070128034A1 (en) | Zigzag cooled turbine airfoil | |
EP3006670B1 (en) | Turbine blades having lifted rib turbulator structures | |
EP1052373B1 (en) | Pressure compensated turbine nozzle | |
JPS6148609B2 (en) | ||
CA2497755A1 (en) | Microcircuit cooling for a turbine airfoil | |
EP3124745A1 (en) | Turbo-engine component with film cooled wall | |
CN103161513A (en) | Improved nozzle vane for a gas turbine engine | |
JPH07189603A (en) | Turbine cooled blade and cooling member | |
US5813827A (en) | Apparatus for cooling a gas turbine airfoil | |
RU2238411C1 (en) | Cooled gas-turbine blade |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090604 |