RU2250378C1 - Turbine blade - Google Patents
Turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2250378C1 RU2250378C1 RU2003127343/06A RU2003127343A RU2250378C1 RU 2250378 C1 RU2250378 C1 RU 2250378C1 RU 2003127343/06 A RU2003127343/06 A RU 2003127343/06A RU 2003127343 A RU2003127343 A RU 2003127343A RU 2250378 C1 RU2250378 C1 RU 2250378C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- coating
- gas
- turbine
- temperature
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкции охлаждаемых лопаток турбин газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of engineering, and in particular to the construction of cooled turbine blades of gas turbine engines.
Охлаждение лопатки воздухом, продуваемым через внутреннюю полость, обеспечивает ее работоспособность в условиях высоких (1000...1200°С) температур. Температура газа перед турбиной перспективных ГТД должна превысить 2000°С. При таких температурах значительная доля тепла (более 20%) передается излучением. Высокая неравномерность температурного поля как по толщине (900...1040°С на поверхности, 550...750°С на стенке внутренней полости), так и по поверхности профиля лопатки (1000...1040°С на входной кромке, 850...950°С на середине профиля) приводит к появлению больших знакопеременных напряжений, повторяющихся при каждом цикле запуска двигателя. Возникновение термических напряжений обусловлено неравномерным расширением материала детали при ее неравномерном нагреве, когда более нагретые участки, расширяясь, оказываются стесненными холодными. Уровень этих напряжений в некоторых частях лопатки, например на кромках, превышает предел упругости для данной температуры. В результате материал получает значительные знакопеременные деформации, приводящие к быстрому (за 500-5000 циклов) разрушению лопатки.The cooling of the blade by air blown through the internal cavity ensures its operability in conditions of high (1000 ... 1200 ° C) temperatures. The gas temperature in front of the turbine of the prospective gas turbine should exceed 2000 ° С. At such temperatures, a significant fraction of the heat (more than 20%) is transmitted by radiation. High non-uniformity of the temperature field both in thickness (900 ... 1040 ° С on the surface, 550 ... 750 ° С on the wall of the inner cavity), and on the surface of the blade profile (1000 ... 1040 ° С on the inlet edge, 850 ... 950 ° C in the middle of the profile) leads to the appearance of large alternating stresses that are repeated every time the engine starts. The occurrence of thermal stresses is due to the uneven expansion of the material of the part when it is unevenly heated, when the more heated areas expand, appear to be constrained cold. The level of these stresses in some parts of the blade, for example at the edges, exceeds the elastic limit for a given temperature. As a result, the material receives significant alternating deformations, leading to rapid (in 500-5000 cycles), the destruction of the scapula.
Известна охлаждаемая рабочая лопатка турбины (патент США №6106231 от 22.08.2000 г.), конструкция которой включает теплозащитное керамическое покрытие, нанесенное на наиболее нагретых частях профиля пера, например на входной и выходной кромках. Использование покрытия выравнивает температурное поле по профилю: перепад температур между кромками и серединой профиля пера снижается на 40-50°С. В результате снижается уровень термонапряжений от действия температурного перепада по поверхности основного материала, повышая сопротивление термоусталости лопатки.Known cooled turbine working blade (US patent No. 6106231 from 08/22/2000), the design of which includes a heat-protective ceramic coating deposited on the most heated parts of the pen profile, for example at the input and output edges. Using a coating evens the temperature field along the profile: the temperature difference between the edges and the middle of the profile of the pen is reduced by 40-50 ° C. As a result, the level of thermal stresses from the action of the temperature difference on the surface of the base material is reduced, increasing the resistance to thermal stability of the blade.
Основным недостатком данной конструкции является сохранение температурных перепадов между наружной и внутренней поверхностями лопатки, имеющих циклический характер, что ведет к сохранению знакопеременных напряжений в материалах лопатки и керамического покрытия. Учитывая низкую стойкость керамики к растягивающим напряжениям, неизбежно быстрое растрескивание и скол покрытия с последующим разрушением основного материала.The main disadvantage of this design is the preservation of temperature differences between the outer and inner surfaces of the blade, which are cyclical in nature, which leads to the preservation of alternating stresses in the materials of the blade and ceramic coating. Given the low resistance of ceramics to tensile stresses, inevitably rapid cracking and chip coating with subsequent destruction of the base material.
Прототипом предлагаемой конструкции лопатки является платино-алюминидное покрытие деталей ГТД по патенту США №6413584 от 02.07.02. На поверхность лопатки в зоне действия максимальных температур наносится покрытие, состоящее из платины и алюминидов, обладающее высокой стойкостью к малоцикловой усталости и окислению. Его высокая пластичность предотвращает развитие термоусталостных трещин и окисление металла, а алюминидное покрытие имеет высокую эрозионную стойкость. Поверх этого покрытия может наноситься керамическое теплозащитное покрытие. Однако платино-алюминидное покрытие не препятствует теплопередаче от поверхности к материалу из-за малой толщины и относительно высокой теплопроводности.The prototype of the proposed design of the blades is a platinum-aluminide coating of gas turbine engine parts according to US patent No. 6413584 dated 02.07.02. A coating consisting of platinum and aluminides, which is highly resistant to low-cycle fatigue and oxidation, is applied to the surface of the blade in the zone of maximum temperatures. Its high ductility prevents the development of heat-fatigue cracks and metal oxidation, and the aluminide coating has high erosion resistance. A ceramic thermal barrier coating may be applied over this coating. However, the platinum-aluminide coating does not interfere with heat transfer from the surface to the material due to the small thickness and relatively high thermal conductivity.
Технической задачей предлагаемого устройства является повышение термоциклического ресурса лопатки.The technical task of the proposed device is to increase the thermocyclic resource of the blade.
Технический результат достигается путем предотвращения возникновения термических напряжений.The technical result is achieved by preventing the occurrence of thermal stresses.
Для этого на поверхность лопатки в зонах наибольшего влияния лучевой теплопередачи (например, на входную кромку) наносят высокотемпературное тепло- и светоотражающее покрытие.To do this, a high-temperature heat and reflective coating is applied to the surface of the blade in the areas of greatest influence of radiation heat transfer (for example, to the input edge).
Степень поглощения лучистой энергии зависит от коэффициента черноты материала, из которого состоит поверхность детали. Коэффициент черноты зависит от состояния поверхности материалов: для никелевых материалов, обычно применяемых для изготовления лопаток турбин, он составляет от ε=0,7...0,85 в зависимости от шероховатости поверхности и длительности работы при высоких температурах. Использование термостойких тепло- и светоотражающих покрытий, имеющих коэффициент черноты ε=0,05...0,2, позволяет снизить температуру материала лопатки. Для покрытия могут быть использованы металлы, обладающие высокой теплостойкостью, например платина, палладий и др. Для получения необходимых отражающих свойств покрытие наносится на полированную поверхность детали и также полируется. Необходимо, чтобы покрытие было достаточно термостойким и не изменяло своих отражающих свойств при длительном высокотемпературном нагреве.The degree of absorption of radiant energy depends on the black factor of the material of which the surface of the part consists. The blackness coefficient depends on the surface condition of the materials: for nickel materials, usually used for the manufacture of turbine blades, it ranges from ε = 0.7 ... 0.85 depending on the surface roughness and duration of work at high temperatures. The use of heat-resistant heat and reflective coatings having a black factor ε = 0.05 ... 0.2 allows to reduce the temperature of the blade material. For coating, metals with high heat resistance, for example, platinum, palladium, etc. can be used. To obtain the necessary reflective properties, the coating is applied to the polished surface of the part and also polished. It is necessary that the coating is sufficiently heat-resistant and does not change its reflective properties during prolonged high-temperature heating.
Образования сажи при высоких температурах газа при правильной организации процесса горения (полном сгорании топлива) не происходит.The formation of soot at high gas temperatures with the proper organization of the combustion process (complete combustion of fuel) does not occur.
Поскольку температура горячей поверхности охлаждаемой лопатки существенно различается, покрытие наносится на те части лопаток, где температура материала на поверхности превышает 950°С. Покрытие целесообразно наносить и поверх других теплозащитных покрытий, имеющих коэффициент линейного расширения, близкий к основному материалу.Since the temperature of the hot surface of the cooled blade varies significantly, the coating is applied to those parts of the blades where the surface temperature of the material exceeds 950 ° C. It is advisable to apply the coating on top of other heat-protective coatings having a coefficient of linear expansion close to the base material.
Предлагаемое устройство лопаток поясняется чертежами, где на фиг.1 показан внешний вид заявляемой лопатки турбины, на фиг.2 приведен поперечный разрез пера лопатки, на фиг.3 приведены расчетные графики изменения температуры на поверхности лопатки Тповерхн от температуры газа Тгаза.The proposed device of the blades is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows the appearance of the inventive turbine blades, Fig. 2 shows a cross section of a feather of a blade, Fig. 3 shows calculated graphs of the temperature change on the surface of the blades T surface from the gas temperature T of the gas .
Лопатка включает перо 1, полку замка 2, замковую часть 3. Лопатка имеет внутреннюю полость 4, охлаждаемую воздухом. На перо лопатки фиг.1 в области входной кромки 5, температура которой превышает 950°С, на полированную поверхность нанесено отражающее покрытие 6.The blade includes a
По полученным расчетным данным температура на поверхности незащищенной охлаждаемой турбинной лопатки (кривая 1) изменяется от 840°С при Тгаза=1400°C до 1065°С при Тгаза=1850°С. При использовании вместе с охлаждением отражающего покрытия (кривая 2) температура на поверхности снизится до 820°С при Тгаза=1400°С и 1020°С при Тгаза=1850°С. Таким образом, использование отражающего покрытия позволяет более чем на 45°С снизить уровень температуры поверхности материала лопатки турбины по сравнению с охлаждаемой лопаткой без отражающего покрытия при использовании в перспективных высокотемпературных двигателях.According to the calculated data, the temperature on the surface of an unprotected cooled turbine blade (curve 1) varies from 840 ° C at gas T = 1400 ° C to 1065 ° C at gas T = 1850 ° C. When used together with cooling a reflective coating (curve 2), the surface temperature will decrease to 820 ° С at gas T = 1400 ° С and 1020 ° С at gas T = 1850 ° С. Thus, the use of a reflective coating makes it possible to lower the surface temperature of the turbine blade material by more than 45 ° C compared to a cooled blade without a reflective coating when used in promising high-temperature engines.
Заявляемая лопатка турбины работает следующим образом.The inventive turbine blade operates as follows.
Лопатка (фиг.1) находится в потоке горячего газа, ее внутренняя поверхность 4 омывается охлаждающим воздухом. Отражающий слой 6 с коэффициентом черноты менее 0,2 на входной кромке препятствует теплопритоку излучением, снижая уровень температуры на защищаемой поверхности лопатки в зависимости от температуры газа от 20 до 45°С, уменьшая тем самым температурный перепад по поверхности. Покрытие имеет высокую термостойкость, поэтому изменение коэффициента степени черноты невелико.The blade (figure 1) is in a stream of hot gas, its
Снижение температурного перепада уменьшает термические напряжения, а также улучшает механические свойства основного материала в зонах нанесения покрытия, что сопровождается повышением ресурса лопаток турбины.Reducing the temperature difference reduces thermal stresses, and also improves the mechanical properties of the base material in the coating areas, which is accompanied by an increase in the resource of the turbine blades.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003127343/06A RU2250378C1 (en) | 2003-09-10 | 2003-09-10 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003127343/06A RU2250378C1 (en) | 2003-09-10 | 2003-09-10 | Turbine blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2250378C1 true RU2250378C1 (en) | 2005-04-20 |
Family
ID=35634897
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003127343/06A RU2250378C1 (en) | 2003-09-10 | 2003-09-10 | Turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2250378C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2600837C2 (en) * | 2012-05-09 | 2016-10-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Blade assembly with a binding ptal coating and thermal barrier coating and method for manufacture thereof |
-
2003
- 2003-09-10 RU RU2003127343/06A patent/RU2250378C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2600837C2 (en) * | 2012-05-09 | 2016-10-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Blade assembly with a binding ptal coating and thermal barrier coating and method for manufacture thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6887587B2 (en) | Reflective coatings to reduce radiation heat transfer | |
| Siegel et al. | Analysis of thermal radiation effects on temperatures in turbine engine thermal barrier coatings | |
| US6926496B2 (en) | High temperature turbine nozzle for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing | |
| US6925811B2 (en) | High temperature combustor wall for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing | |
| JPS641552B2 (en) | ||
| EP1435490B1 (en) | High temperature centerbody and process for manufacturing | |
| JP2004211702A5 (en) | ||
| US7003959B2 (en) | High temperature splash plate for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing | |
| RU2250378C1 (en) | Turbine blade | |
| JPH09327779A (en) | Method for forming crack in ceramic film, and ceramic film parts formed by the method | |
| EP3269934B1 (en) | Structure comprising a reflective thermal barrier coating and corresponding method of creating a thermal barrier coating | |
| FR2423643A1 (en) | INTERNAL COMBUSTION ENGINE CYLINDER HEAD | |
| EP1531192A1 (en) | Thermal barrier coating having a heat radiation absorbing topcoat | |
| RU2250414C1 (en) | Combustion chamber | |
| Shiembob | Development of a plasma sprayed ceramic gas path seal for high pressure turbine applications | |
| RU2118462C1 (en) | Turbomachine rotating blade | |
| RU2003136712A (en) | MULTILAYERED HIGH TEMPERATURE HEAT PROTECTIVE CERAMIC COATING | |
| JPS63290254A (en) | Thermally sprayed film combining heat resistance with wear resistance | |
| Sharma et al. | Analyses of temperature and thermal stresses of a ceramic-coated Diesel engine valve | |
| JP2010031828A (en) | Exhaust valve for engine | |
| JPS61126359A (en) | Heat resisting piston and its manufacture | |
| RU94035846A (en) | Metal-ceramic coating for protection of articles from dispersion-hardening alloys and process of manufacture of protective coating on specified articles | |
| Brunner et al. | In-situ heat transfer measurements on coated and uncoated turbine blades of a full-scale turbine | |
| Uppu et al. | Two-Dimensional Thermal Performance Analysis of a Semi-Transparent Spectral Zirconia Thermal Barrier Coating | |
| Fox et al. | Simulated Engine Test of Combustor Mini‐Segments Using a High Power Co2 Laser |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100911 |