RU2261995C2 - Микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь и способ изготовления детали с каналами охлаждения - Google Patents
Микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь и способ изготовления детали с каналами охлаждения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2261995C2 RU2261995C2 RU2003118266/06A RU2003118266A RU2261995C2 RU 2261995 C2 RU2261995 C2 RU 2261995C2 RU 2003118266/06 A RU2003118266/06 A RU 2003118266/06A RU 2003118266 A RU2003118266 A RU 2003118266A RU 2261995 C2 RU2261995 C2 RU 2261995C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling gas
- channel
- circuit
- cooling
- microcontour
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F1/00—Tubular elements; Assemblies of tubular elements
- F28F1/02—Tubular elements of cross-section which is non-circular
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- 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
- F01D5/185—Liquid cooling
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M5/00—Casings; Linings; Walls
- F23M5/08—Cooling thereof; Tube walls
- F23M5/085—Cooling thereof; Tube walls using air or other gas as the cooling medium
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
- F28D7/00—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
- F28D7/08—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being otherwise bent, e.g. in a serpentine or zig-zag
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
- F28D7/00—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
- F28D7/08—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being otherwise bent, e.g. in a serpentine or zig-zag
- F28D7/082—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being otherwise bent, e.g. in a serpentine or zig-zag with serpentine or zig-zag configuration
- F28D7/085—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being otherwise bent, e.g. in a serpentine or zig-zag with serpentine or zig-zag configuration in the form of parallel conduits coupled by bent portions
- F28D7/087—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits being otherwise bent, e.g. in a serpentine or zig-zag with serpentine or zig-zag configuration in the form of parallel conduits coupled by bent portions assembled in arrays, each array being arranged in the same plane
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
- F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
- F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
- F28D2021/0028—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for cooling heat generating elements, e.g. for cooling electronic components or electric devices
- F28D2021/0029—Heat sinks
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F2250/00—Arrangements for modifying the flow of the heat exchange media, e.g. flow guiding means; Particular flow patterns
- F28F2250/04—Communication passages between channels
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
- F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
- F28F2260/00—Heat exchangers or heat exchange elements having special size, e.g. microstructures
- F28F2260/02—Heat exchangers or heat exchange elements having special size, e.g. microstructures having microchannels
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Geometry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Inert Electrodes (AREA)
- Superconductors And Manufacturing Methods Therefor (AREA)
- Slot Machines And Peripheral Devices (AREA)
- Macromonomer-Based Addition Polymer (AREA)
- Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
- Pens And Brushes (AREA)
- Coupling Device And Connection With Printed Circuit (AREA)
- Thermotherapy And Cooling Therapy Devices (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
- Compression-Type Refrigeration Machines With Reversible Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к микроконтуру, предназначенному для отвода тепла и пленочной защиты в движущихся деталях. Микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь содержит, по крайней мере, одно впускное отверстие для ввода охлаждающего газа, канал контура, расположенный отходящим от упомянутого впускного отверстия с возможностью протекания через него упомянутого охлаждающего газа, и, по крайней мере, одно выпускное отверстие на концевой части упомянутого канала контура, расположенное с возможностью выхода через него упомянутого охлаждающего газа из упомянутого канала контура. Канал контура образован взаимным наложением и соединением группы чередующихся змеевидных контуров. Изобретение повышает эффективность охлаждения, снижает вероятность засорения микроконтура и повышает технологичность изготовления. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к звеньевому микроконтуру, предназначенному для отвода тепла и пленочной защиты в движущихся деталях. В частности, настоящее изобретение относится к звеньевому микроконтуру, конструкция которого обеспечивает устойчивость засорению, а также простоту и высокое качество изготовления.
Уровень техники
В движущихся деталях, например турбинах, движение с высокой скоростью сквозь газ используется различным образом для отвода внутреннего тепла, а также для создания защитной охлаждающей пленки на поверхности детали. В одном из таких способов используется введение внутрь детали каналов охлаждения, через которые может протекать охлаждающий газ, поглощая энергию тепла и выходя наружу таким образом, чтобы образовывать защитную пленку.
На Фиг.1 и 2 показаны известные в уровне техники каналы охлаждения. Охлаждающий газ 27 циркулирует внутри детали и выходит из отверстия 22 как выходящий газ 28, проходя сквозь поверхность 12 детали. Поток 24 газа тянется вдоль поверхности 12 детали и на приведенном чертеже показан перемещающимся слева направо вдоль поверхности 12 детали. Поток 24 газа обычно образуется в результате движения детали сквозь газ, часто этим движением является вращение. Выходящий газ 28 выходит через отверстие 22 в направлении, приблизительно перпендикулярном поверхности 12 детали. Выходя из отверстия 22, выходящий газ взаимодействует с потоком 24 газа и продолжает двигаться в целом в направлении, соответствующем направлению, в котором двигается поток 24 газа. В результате выходящий газ 28 направляется вдоль поверхности 12 детали и стремится плотно к ней прижаться, образуя пленку 26.
Поэтому целесообразно расположить отверстия 22 по поверхности 12 детали таким образом, чтобы образующаяся пленка 26, состоящая из холодного воздуха, образовывала защитную оболочку вокруг детали. Одна из известных в уровне техники конфигураций изображена на Фиг.3. Вдоль оси 20 расположено несколько отверстий 22, причем ось 20 проходит приблизительно перпендикулярно направлению потока 24 газа. Каждое отверстие имеет ширину, равную выходной части 16 (разрыв в поверхности). Шаг 18 определяется как расстояние вдоль оси 20 между соседними отверстиями 22. Таким образом, линейное перекрытие, обеспечиваемое при такой схеме расположения отверстий, равно отношению размера выходной части 16 к шагу 18. В соответствии с этим определением перекрытие возрастает, если отверстия располагаются ближе друг к другу (уменьшается шаг) или, при постоянном шаге, ширина отверстий 22 увеличивается (увеличивается выходная часть 16). Поэтому в предпочтительном варианте выполнения схема расположения отверстий 22 такова, чтобы обеспечивалось максимальное перекрытие. При таком расположении отверстий обеспечивается наибольшее перекрытие пленкой 26 поверхности 12 детали.
Помимо создания посредством простых отверстий каналов охлаждения, образованные в детали микроконтуры могут использоваться для повышения способности охлаждающего газа поглощать внутреннее тепло детали.
Использование микроконтуров позволяет обеспечить охлаждение с высокой конвективной эффективностью, при различных конфигурациях деталей и технологической простоте. Для современных схем охлаждения, помимо высокой конвективной эффективности, требуется и высокая эффективность пленки. На Фиг.4 и 5 показан микроконтур 5. Микроконтуры 5 могут быть выполнены в детали механической обработкой либо отформованы иным способом.
В тех случаях, когда для перекрытия поверхности детали используется совокупность микроконтуров, путем изменения геометрии каналов контуров можно добиться улучшения характеристик охлаждения. На Фиг.7 показано несколько змеевидных микроконтуров 6. Один из вариантов подобных и описанных выше конструкций для охлаждения турбинных лопаток раскрыт в публикации ЕР 1063388, представляющей ближайший аналог настоящего изобретения. В настоящем описании термин "змеевидный микроконтур" обычно относится к микроконтуру, прохождение которого в каком-либо направлении происходит за счет поперечных смещений с небольшими отклонениями, причем это поперечное смещение с чередующимися изгибами, сначала вправо, потом влево, в целом перпендикулярно общему направлению прохождения. Для увеличения перекрытия было бы желательно уменьшить шаг 18 в данной схеме расположения. В наиболее предпочтительном варианте выполнения шаг уменьшается до такой степени, чтобы соседние змеевидные микроконтуры 6 соприкасались. Однако при таком уменьшении шага 18 проявляется нежелательный эффект, состоящий в том, что охлаждающий газ из одного змеевидного микроконтура 6 будет смешиваться с охлаждающим газом другого змеевидного микроконтура 6, двигающегося с другой скоростью и имеющего другие плотность и температуру. Подобное несоответствие охлаждающих газов является результатом того, что смешиваются потоки газа, прошедшие пути разной длины и геометрии.
Например, охлаждающий газ, входящий в точке А, распространяется справа налево по змеевидному микроконтуру 6 по изгибу влево через точку В, затем по прямой и далее, поворачивая направо, к точке D. Если шаг змеевидных микроконтуров уменьшить настолько, что они будут соприкасаться, точка D' на самом верхнем микроконтуре 6 коснется точки В смежного змеевидного микроконтура 6. Как было упомянуто, охлаждающий газ, проходящий мимо точки D, а значит и точки D', пройдет больше поворотов и большее расстояние, чем охлаждающий газ, проходящий точку В. В результате свойства газов, проходящих точки В и D', различаются.
Таким образом, требуется разработка способа формирования микроконтура, составленного из группы соприкасающихся или взаимно налагающихся змеевидных микроконтуров, благодаря чему обеспечивается максимальное перекрытие с одновременным уменьшением несоответствия свойств охлаждающего газа, находящегося на стыках змеевидных микроконтуров, входящих в составной микроконтур.
Сущность изобретения
Таким образом, задачей настоящего изобретения является создание усовершенствованной конструкции микроконтура для охлаждения деталей, в частности летательного аппарата.
Согласно настоящему изобретению, микроконтур для обеспечения протекания потока охлаждающего газа через деталь содержит, по крайней мере, одно впускное отверстие для ввода охлаждающего газа, канал контура, расположенный отходящим от впускного отверстия с возможностью протекания через него охлаждающего газа и образованный взаимным наложением и соединением группы чередующихся змеевидных контуров, и, по крайней мере, одно выпускное отверстие на концевой части канала контура, расположенное с возможностью выхода через него охлаждающего газа из канала контура.
Упомянутая деталь может быть изготовлена из металла, выбранного из группы, состоящей из сплавов на основе никеля и сплавов на основе кобальта, и, представлять собой тип детали из следующей группы: внутренняя облицовка камеры сгорания, рабочие и сопловые лопатки турбины, внешнее воздухонепроницаемое уплотнение лопаток турбины, стенки торцевых частей сопловых лопаток и кромки аэродинамических поверхностей.
Предпочтительно, если выпускное отверстие представляет собой щелевое отверстие образования пленки.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается способ изготовления детали с улучшенным с охлаждением потоком охлаждающего газа, в котором изготавливают группу микроконтуров под поверхностью детали, которые содержат, по крайней мере, одно впускное отверстие для ввода охлаждающего газа, канал контура, отходящий от впускного отверстия с возможностью протекания через него охлаждающего газа и образованный наложением группы чередующихся змеевидных контуров, и, по крайней мере, одно выпускное отверстие на концевой части канала контура, расположенное с возможностью выхода через него охлаждающего газа из канала контура, и при этом обеспечивают возможность пропускания охлаждающего газа через впускное отверстие, через канал контура и из выпускного отверстия.
Предпочтительно, если при изготовлении группы микроконтуров сначала формуют тугоплавкий металл по форме микроконтуров, затем вводят упомянутый тугоплавкий металл в литьевую форму и отливают упомянутую деталь, а после отливки извлекают тугоплавкий металл из детали.
Перечень фигур чертежей и иных материалов
Фиг.1. Вид поперечного сечения отверстия для охлаждения, известного в уровне техники.
Фиг.2. Аксонометрическое изображение отверстия для охлаждения, известного в уровне техники.
Фиг.3. Аксонометрическое изображение группы отверстий для охлаждения, известных в уровне техники.
Фиг.4. Вид поперечного сечения микроконтура для охлаждения, известного в уровне техники.
Фиг.5. Аксонометрическое изображение микроконтура для охлаждения, известного в уровне техники.
Фиг.6. Аксонометрическое изображение змеевидного микроконтура, в котором имеется щелевое отверстие образования пленки.
Фиг.7. Вид группы змеевидных микроконтуров, известных в уровне техники.
Фиг.8. Вид группы чередующихся змеевидных контуров.
Фиг.9. Вид звеньевого микроконтура в соответствии с настоящим изобретением.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Микроконтуры могут быть отформованы из тугоплавких металлов и заключены в пресс-форму детали перед ее отливкой. Ряд тугоплавких металлов, включая молибден (Мо) и вольфрам (W), имеют температуру плавления, превосходящую обычные температуры литья суперсплавов на основе никеля. Эти тугоплавкие металлы могут выпускаться в виде допускающих пластическую деформацию тонких листов или форм с размерами, требуемыми для создания каналов охлаждения, характерных для конструкций, используемых для охлаждения турбин и камер сгорания. В частности, подобные микроконтуры могут быть сделаны внутри деталей, к которым относятся внутренняя облицовка камеры сгорания, рабочих и сопловых лопаток турбины, внешнего воздухонепроницаемого уплотнения лопаток турбины, стенок торцевых частей сопловых лопаток и кромок аэродинамических поверхностей, а также и иных деталей. В предпочтительном варианте выполнения подобные детали выполняются частично или целиком из сплавов на основе никеля или сплавов на основе кобальта. Тонкие листы и фольга из тугоплавкого металла достаточно пластичны для того, чтобы их можно было изгибать и придавать им сложные формы. Пластичность обеспечивает прочность конструкции, которая в состоянии выдержать цикл вощения/отслаивания.
После отливки тугоплавкий металл может быть удален, например, химическим процессом, термическим отсосом или окислением, в результате чего остается полость, образующая микроконтур 5.
На Фиг.6 показан змеевидный микроконтур 6, содержащий щелевое отверстие 30 образования пленки. Щелевое отверстие 30 образования пленки образует щель в поверхности детали, внутри которой сделан змеевидный микроконтур 6, через которую может выходить охлаждающий газ. В предпочтительном варианте выполнения щелевое отверстие 30 образования пленки имеет, в основном, линейную протяженность и вытянуто вдоль части канала 29 контура. Поскольку площадь поверхности щелевого отверстия 30 образования пленки превышает площадь поперечного сечения канала 29 контура, скорость, с которой охлаждающий газ выходит сквозь щелевое отверстие 30 образования пленки, меньше скорости его движения по каналу 29 контура. В результате выходящий охлаждающий газ выходит с пониженной скоростью, что способствует предотвращению его сдувания. Кроме того, щелевое отверстие 30 образования пленки обладает большей выходной частью 16, чем отверстие с диаметром, приблизительно равным диаметру канала 29 контура.
На Фиг.8 представлен вариант выполнения группы чередующихся змеевидных (извилистых) микроконтуров 6, имеющих выпускные отверстия, представляющие собой щелевые отверстия 30 образования пленки. Чередующиеся змеевидные микроконтуры 6 расположены вдоль оси 20 таким образом, что каждый центральный змеевидный микроконтур 6 граничит с двумя змеевидными микроконтурами 6, каждый из которых представляет собой зеркальное отражение центрального змеевидного микроконтура 6. В результате, если шаг сократится настолько, что произойдет соприкосновение смежных змеевидных микроконтуров 6, сходные элементы окажутся наложенными друг на друга. Например, точка В совпала бы с точкой В'. Точка D совпала бы с точкой D'. Поскольку при такой схеме сходные точки на канале 29 контура совпадут, свойства охлаждающих газов, находящихся в любой из этих точек после прохождения по смежным каналам 29 контура, будут почти одинаковыми. В итоге, при смешивании газов не возникнет неприемлемых несоответствий в температуре или давлении газа.
На Фиг.9 изображен предпочтительный вариант выполнения звеньевого (из нескольких соединенных звеньев) микроконтура 7 в соответствии с настоящим изобретением. Звеньевой микроконтур 7 образован посредством взаимного наложения чередующихся змеевидных микроконтуров, причем шаг чередующихся змеевидных микроконтуров уменьшен настолько, что смежные чередующиеся змеевидные микроконтуры соприкасаются. Степень уменьшения шага для осуществления взаимного наложения чередующихся змеевидных контуров при создании звеньевого микроконтура 7 может меняться в зависимости от требуемых характеристик потока охлаждающего газа.
Звеньевые микроконтуры могут быть использованы для того, чтобы перекрыть поверхность движущейся детали, например турбины или аэродинамической поверхности, сетью мелких каналов. Параметры этих каналов могут быть согласованы с тепловой нагрузкой в данном месте и геометрией детали. Геометрия звеньевых микроконтуров обеспечивает получение ряда преимуществ по сравнению с разделенными микроконтурами.
Звеньевые микроконтуры снижают вероятность засорения. Повороты в каналах микроконтура в существующих микроконтурах образуют места скопления загрязнений, особенно в условиях вращения вращающихся лопаток. В звеньевых контурах эти повороты исключены, благодаря чему отпадает опасность такого скопления.
Преимущества звеньевых микроконтуров проявляются и в процессе изготовления. Поскольку посредством соединения объединены микроконтуры, то также оказываются объединенными и оправки, используемые для их формования. Благодаря этому объединению образуется более жесткая структура для процесса литья, что значительно снижает вероятность брака при литье.
Очевидно, что в соответствии с настоящим изобретением описаны звеньевой микроконтур, отличающийся высокой технологичностью и не подверженный засорению, и способ введения таких микроконтуров в детали, полностью отвечающие целям, средствам и преимуществам, изложенным выше. Хотя настоящее изобретение было описано на примере конкретных вариантов его выполнения, для специалиста, ознакомившегося с приведенным описанием, будут очевидны и другие варианты, модификации и изменения. Соответственно, данное изобретение охватывает все варианты, модификации и изменения, попадающие в широкую область притязаний приложенной формулы.
Claims (6)
1. Микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь, содержащий по крайней мере одно впускное отверстие для ввода охлаждающего газа, канал контура, расположенный отходящим от упомянутого впускного отверстия с возможностью протекания через него упомянутого охлаждающего газа, и по крайней мере одно выпускное отверстие на концевой части упомянутого канала контура, расположенное с возможностью выхода через него упомянутого охлаждающего газа из упомянутого канала контура, отличающийся тем, что канал контура образован взаимным наложением и соединением группы чередующихся змеевидных контуров.
2. Микроконтур по п.1, отличающийся тем, что упомянутая деталь представляет собой тип детали из следующей группы: внутренняя облицовка камеры сгорания, рабочие и сопловые лопатки турбины, внешнее воздухонепроницаемое уплотнение лопаток турбины, стенки торцевых частей сопловых лопаток и кромки аэродинамических поверхностей.
3. Микроконтур по п.1, отличающийся тем, что упомянутая деталь изготовлена из металла, выбранного из группы, состоящей из сплавов на основе никеля и сплавов на основе кобальта.
4. Микроконтур по п.1, отличающийся тем, что упомянутое по крайней мере одно выпускное отверстие представляет собой щелевое отверстие образования пленки.
5. Способ изготовления детали с каналами охлаждения, в котором изготавливают группу микроконтуров под поверхностью детали, содержащих по крайней мере одно впускное отверстие для ввода охлаждающего газа, канал контура, отходящий от упомянутого впускного отверстия с возможностью протекания через него упомянутого охлаждающего газа, и по крайней мере одно выпускное отверстие на концевой части упомянутого канала контура, расположенное с возможностью выхода через него упомянутого охлаждающего газа из канала контура, отличающийся тем, что канал контура формируют посредством взаимного наложения группы чередующихся змеевидных контуров.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что при упомянутом изготовлении группы микроконтуров сначала формуют тугоплавкий металл по форме упомянутых микроконтуров, затем вводят упомянутый тугоплавкий металл в литьевую форму и отливают упомянутую деталь, а после отливки извлекают упомянутый тугоплавкий металл из упомянутой детали.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/176,443 | 2002-06-19 | ||
US10/176,443 US6705831B2 (en) | 2002-06-19 | 2002-06-19 | Linked, manufacturable, non-plugging microcircuits |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003118266A RU2003118266A (ru) | 2004-12-10 |
RU2261995C2 true RU2261995C2 (ru) | 2005-10-10 |
Family
ID=29717839
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003118266/06A RU2261995C2 (ru) | 2002-06-19 | 2003-06-19 | Микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь и способ изготовления детали с каналами охлаждения |
Country Status (12)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6705831B2 (ru) |
EP (1) | EP1375824B1 (ru) |
JP (1) | JP3866226B2 (ru) |
KR (2) | KR20030097707A (ru) |
AT (1) | ATE325938T1 (ru) |
AU (1) | AU2003204539B2 (ru) |
CA (1) | CA2432492A1 (ru) |
DE (1) | DE60305100T2 (ru) |
DK (1) | DK1375824T3 (ru) |
IL (1) | IL156300A0 (ru) |
RU (1) | RU2261995C2 (ru) |
SG (1) | SG115541A1 (ru) |
Cited By (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2014031516A1 (en) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
WO2014031518A1 (en) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
WO2014031290A1 (en) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Uop Llc | Steady state high temperature reactor |
US8927769B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-01-06 | Uop Llc | Production of acrylic acid from a methane conversion process |
US8933275B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-01-13 | Uop Llc | Production of oxygenates from a methane conversion process |
US8937186B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-01-20 | Uop Llc | Acids removal and methane conversion process using a supersonic flow reactor |
US9023255B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-05-05 | Uop Llc | Production of nitrogen compounds from a methane conversion process |
US9205398B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-12-08 | Uop Llc | Production of butanediol from a methane conversion process |
US9308513B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-04-12 | Uop Llc | Production of vinyl chloride from a methane conversion process |
US9327265B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-05-03 | Uop Llc | Production of aromatics from a methane conversion process |
US9370757B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-06-21 | Uop Llc | Pyrolytic reactor |
US9434663B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-09-06 | Uop Llc | Glycols removal and methane conversion process using a supersonic flow reactor |
US9656229B2 (en) | 2012-08-21 | 2017-05-23 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
US9707530B2 (en) | 2012-08-21 | 2017-07-18 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6951193B1 (en) | 2002-03-01 | 2005-10-04 | Draper Samuel D | Film-cooled internal combustion engine |
US6932571B2 (en) * | 2003-02-05 | 2005-08-23 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for a turbine blade tip |
US7216689B2 (en) * | 2004-06-14 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Investment casting |
US7172012B1 (en) | 2004-07-14 | 2007-02-06 | United Technologies Corporation | Investment casting |
US20070227706A1 (en) * | 2005-09-19 | 2007-10-04 | United Technologies Corporation | Compact heat exchanger |
US7621719B2 (en) * | 2005-09-30 | 2009-11-24 | United Technologies Corporation | Multiple cooling schemes for turbine blade outer air seal |
DE102005050118B4 (de) * | 2005-10-18 | 2009-04-09 | Werkzeugbau Siegfried Hofmann Gmbh | Anordnung zur Temperierung eines metallischen Körpers sowie Verwendung derselben |
US7744347B2 (en) | 2005-11-08 | 2010-06-29 | United Technologies Corporation | Peripheral microcircuit serpentine cooling for turbine airfoils |
US7364405B2 (en) * | 2005-11-23 | 2008-04-29 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for vanes |
US8177506B2 (en) * | 2006-01-25 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling with an aspect ratio of unity |
US7448850B2 (en) | 2006-04-07 | 2008-11-11 | General Electric Company | Closed loop, steam cooled turbine shroud |
US7699583B2 (en) * | 2006-07-21 | 2010-04-20 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling |
US7553131B2 (en) * | 2006-07-21 | 2009-06-30 | United Technologies Corporation | Integrated platform, tip, and main body microcircuits for turbine blades |
US7581927B2 (en) * | 2006-07-28 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | Serpentine microcircuit cooling with pressure side features |
US7686582B2 (en) * | 2006-07-28 | 2010-03-30 | United Technologies Corporation | Radial split serpentine microcircuits |
US7527474B1 (en) | 2006-08-11 | 2009-05-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages |
US7537431B1 (en) * | 2006-08-21 | 2009-05-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade tip with mini-serpentine cooling circuit |
US7717675B1 (en) | 2007-05-24 | 2010-05-18 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with a near wall mini serpentine cooling circuit |
US7857589B1 (en) | 2007-09-21 | 2010-12-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with near-wall cooling |
US8157527B2 (en) * | 2008-07-03 | 2012-04-17 | United Technologies Corporation | Airfoil with tapered radial cooling passage |
US8572844B2 (en) * | 2008-08-29 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Airfoil with leading edge cooling passage |
US8303252B2 (en) * | 2008-10-16 | 2012-11-06 | United Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate |
US8109725B2 (en) * | 2008-12-15 | 2012-02-07 | United Technologies Corporation | Airfoil with wrapped leading edge cooling passage |
US8167558B2 (en) * | 2009-01-19 | 2012-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Modular serpentine cooling systems for turbine engine components |
US8096772B2 (en) * | 2009-03-20 | 2012-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels within the inner endwall |
US8011888B1 (en) * | 2009-04-18 | 2011-09-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine cooling |
US8894363B2 (en) * | 2011-02-09 | 2014-11-25 | Siemens Energy, Inc. | Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system |
GB201016335D0 (en) * | 2010-09-29 | 2010-11-10 | Rolls Royce Plc | Endwall component for a turbine stage of a gas turbine engine |
US8449246B1 (en) * | 2010-12-01 | 2013-05-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | BOAS with micro serpentine cooling |
US9057523B2 (en) | 2011-07-29 | 2015-06-16 | United Technologies Corporation | Microcircuit cooling for gas turbine engine combustor |
US8978385B2 (en) | 2011-07-29 | 2015-03-17 | United Technologies Corporation | Distributed cooling for gas turbine engine combustor |
EP3047113B1 (en) * | 2013-09-18 | 2024-01-10 | RTX Corporation | Tortuous cooling passageway for engine component |
US9416667B2 (en) * | 2013-11-22 | 2016-08-16 | General Electric Company | Modified turbine components with internally cooled supplemental elements and methods for making the same |
US10329934B2 (en) | 2014-12-15 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Reversible flow blade outer air seal |
US10533749B2 (en) | 2015-10-27 | 2020-01-14 | Pratt & Whitney Cananda Corp. | Effusion cooling holes |
US10871075B2 (en) | 2015-10-27 | 2020-12-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling passages in a turbine component |
US10378359B2 (en) * | 2016-05-17 | 2019-08-13 | United Technologies Corporation | Heat exchanger with precision manufactured flow passages |
US10544941B2 (en) * | 2016-12-07 | 2020-01-28 | General Electric Company | Fuel nozzle assembly with micro-channel cooling |
CN109579408A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-04-05 | 南京久鼎制冷空调设备有限公司 | 一种冷库用水冷式一体机 |
KR102510535B1 (ko) | 2021-02-23 | 2023-03-15 | 두산에너빌리티 주식회사 | 링 세그먼트 및 이를 포함하는 터보머신 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1530594A (en) * | 1974-12-13 | 1978-11-01 | Rolls Royce | Perforate laminated material |
US4768700A (en) * | 1987-08-17 | 1988-09-06 | General Motors Corporation | Diffusion bonding method |
US5383766A (en) * | 1990-07-09 | 1995-01-24 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
US5649806A (en) * | 1993-11-22 | 1997-07-22 | United Technologies Corporation | Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals |
JPH11219548A (ja) * | 1998-02-03 | 1999-08-10 | Fujitsu Ltd | 光ディスク用情報読み取り・書き込み装置 |
US6247896B1 (en) * | 1999-06-23 | 2001-06-19 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling an airfoil |
US6213714B1 (en) * | 1999-06-29 | 2001-04-10 | Allison Advanced Development Company | Cooled airfoil |
US6254334B1 (en) * | 1999-10-05 | 2001-07-03 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine |
US6402470B1 (en) * | 1999-10-05 | 2002-06-11 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine |
US6280140B1 (en) * | 1999-11-18 | 2001-08-28 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling an airfoil |
-
2002
- 2002-06-19 US US10/176,443 patent/US6705831B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-06-04 IL IL15630003A patent/IL156300A0/xx unknown
- 2003-06-05 AU AU2003204539A patent/AU2003204539B2/en not_active Ceased
- 2003-06-09 SG SG200303189A patent/SG115541A1/en unknown
- 2003-06-16 CA CA002432492A patent/CA2432492A1/en not_active Abandoned
- 2003-06-19 EP EP03253894A patent/EP1375824B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-19 DE DE60305100T patent/DE60305100T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-06-19 RU RU2003118266/06A patent/RU2261995C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-06-19 KR KR10-2003-0039951A patent/KR20030097707A/ko not_active Application Discontinuation
- 2003-06-19 AT AT03253894T patent/ATE325938T1/de not_active IP Right Cessation
- 2003-06-19 DK DK03253894T patent/DK1375824T3/da active
- 2003-06-19 JP JP2003175178A patent/JP3866226B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-02-10 KR KR1020060012786A patent/KR100604031B1/ko not_active IP Right Cessation
Cited By (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2014031516A1 (en) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
WO2014031518A1 (en) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
WO2014031290A1 (en) * | 2012-08-21 | 2014-02-27 | Uop Llc | Steady state high temperature reactor |
US8927769B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-01-06 | Uop Llc | Production of acrylic acid from a methane conversion process |
US8933275B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-01-13 | Uop Llc | Production of oxygenates from a methane conversion process |
US8937186B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-01-20 | Uop Llc | Acids removal and methane conversion process using a supersonic flow reactor |
US9023255B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-05-05 | Uop Llc | Production of nitrogen compounds from a methane conversion process |
US9205398B2 (en) | 2012-08-21 | 2015-12-08 | Uop Llc | Production of butanediol from a methane conversion process |
US9308513B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-04-12 | Uop Llc | Production of vinyl chloride from a methane conversion process |
US9327265B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-05-03 | Uop Llc | Production of aromatics from a methane conversion process |
US9370757B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-06-21 | Uop Llc | Pyrolytic reactor |
US9434663B2 (en) | 2012-08-21 | 2016-09-06 | Uop Llc | Glycols removal and methane conversion process using a supersonic flow reactor |
US9656229B2 (en) | 2012-08-21 | 2017-05-23 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
US9689615B2 (en) | 2012-08-21 | 2017-06-27 | Uop Llc | Steady state high temperature reactor |
US9707530B2 (en) | 2012-08-21 | 2017-07-18 | Uop Llc | Methane conversion apparatus and process using a supersonic flow reactor |
EA029049B1 (ru) * | 2012-08-21 | 2018-02-28 | Юоп Ллк | Стабильно работающий высокотемпературный реактор |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60305100D1 (de) | 2006-06-14 |
JP3866226B2 (ja) | 2007-01-10 |
KR20060032606A (ko) | 2006-04-17 |
AU2003204539B2 (en) | 2004-12-16 |
CA2432492A1 (en) | 2003-12-19 |
SG115541A1 (en) | 2005-10-28 |
EP1375824B1 (en) | 2006-05-10 |
KR100604031B1 (ko) | 2006-07-24 |
KR20030097707A (ko) | 2003-12-31 |
JP2004061105A (ja) | 2004-02-26 |
US20030235494A1 (en) | 2003-12-25 |
EP1375824A2 (en) | 2004-01-02 |
EP1375824A3 (en) | 2004-09-08 |
AU2003204539A1 (en) | 2004-01-22 |
DE60305100T2 (de) | 2006-12-14 |
IL156300A0 (en) | 2004-01-04 |
ATE325938T1 (de) | 2006-06-15 |
US6705831B2 (en) | 2004-03-16 |
DK1375824T3 (da) | 2006-06-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2261995C2 (ru) | Микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь и способ изготовления детали с каналами охлаждения | |
US10808551B2 (en) | Airfoil cooling circuits | |
KR100705116B1 (ko) | 미세회로들을 위한 개선된 필름 냉각 | |
US8414263B1 (en) | Turbine stator vane with near wall integrated micro cooling channels | |
US6132169A (en) | Turbine airfoil and methods for airfoil cooling | |
US5472316A (en) | Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils | |
EP1055800B1 (en) | Turbine airfoil with internal cooling | |
US7862325B2 (en) | Apparatus for forming turbine blade with angled internal ribs | |
US20100119377A1 (en) | Cooling arrangement | |
JP2008080398A (ja) | 鋳造コア、シュラウド、鋳造方法、およびシュラウドを設計する方法 | |
WO2001031171A1 (en) | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging | |
RU2003118266A (ru) | Звеньевой микроконтур для протекания потока охлаждающего газа через деталь и способ изготовления детали с каналами охлаждения | |
US11434768B2 (en) | Multi-walled airfoil core | |
EP3090145B1 (en) | Gas turbine engine component cooling passage turbulator | |
CN112343665B (zh) | 具有冷却孔的发动机构件 | |
EP3228818B1 (en) | Core component having toroidal structures | |
JP6986834B2 (ja) | 物品を冷却する物品および方法 | |
RU2003118267A (ru) | Встаиваемый микроконтур для создания охлаждающей пленки на поверхности детали и способ изготовления детали с каналами охлажления |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080620 |