RU2276732C2

RU2276732C2 - Turbine cooled blade

Info

Publication number: RU2276732C2
Application number: RU2004101447/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Николаевич Ковальногов (RU); Николай Николаевич Ковальногов; Давид Львович Жуховицкий (RU); Давид Львович Жуховицкий; Анна Александровна Цынаева (RU); Анна Александровна Цынаева
Original assignee: Ульяновский государственный технический университет
Priority date: 2004-01-16
Filing date: 2004-01-16
Publication date: 2006-05-20
Also published as: RU2004101447A

Abstract

FIELD: turbines.

SUBSTANCE: proposed blade of turbine is provided with channels of convective cooling and film cooling of leading edge. Space to supply cooling air to leading edge of cooled blade of turbine is provided from one side with limiting diaphragm with hole in central part, and at other side, chamber to divide cooling air flow of leading edge with control rib. Cooled blade is provided also with space to discharge cooling air, perforation ribs, cleaning holes and channels of convective and film cooling of blade trailing edge. Space to supply cooling air to trailing edge of turbine cooled blade is furnished with limiting diaphragm with hole in central part at one side, and chamber to divide cooling air flow of trailing edge of turbine blade with control rib at other side. Space to supply cooling air, both for leading and trailing edges of turbine cooled blade, is connected through hole in central part of limiting diaphragm with film cooling channel. Chamber dividing cooling air flow, both for leading and trailing edges of turbine cooled blade, with control rib made in form of cone is connected with convective cooling channel.

EFFECT: improved efficiency of cooling of turbine blade owing to improved film cooling.

2 dwg

Description

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах.The invention relates to turbine construction and can be used in high-temperature gas turbines.

Наиболее близкой охлаждаемой лопаткой того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является охлаждаемая лопатка турбины, включающая полость подвода охлаждающего воздуха к передней кромке охлаждаемой лопатки турбины, выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, имеющего с одной стороны ограничительную диафрагму с отверстием в центральной части, а с другой стороны камеру разделения потока охлаждающего воздуха передней кромки охлаждаемой лопатки турбины с ребром регулирования, полость выпуска охлаждающего воздуха, ребра перфорации, очистительные отверстия, полость подвода охлаждающего воздуха к задней кромке охлаждаемой лопатки турбины, также выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, имеющего с одной стороны ограничительную диафрагму с отверстием в центральной части, а с другой стороны камеру разделения потока охлаждающего воздуха задней кромки охлаждаемой лопатки турбины с ребром регулирования (см. патент №2208683 (РФ) Охлаждаемая лопатка турбины. / Н.Н.Ковальногов, Д.Л.Жуховицкий, А.А.Цынаева от 20.07.2003) и принятую за прототип. К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известной охлаждаемой лопатки, принятой за прототип, относится то, что в известной охлаждаемой лопатке недостаточно интенсивно осуществляется пленочное охлаждение.The closest cooled blade for the same purpose to the claimed invention according to the totality of features is a cooled turbine blade, including a cavity for supplying cooling air to the front edge of the cooled turbine blade, made in the form of a tangential snail swirl having on one side a restrictive diaphragm with a hole in the central part, and on the other hand, the cooling air flow separation chamber of the leading edge of the cooled turbine blade with the control rib, the exhaust cavity cooling air, perforation ribs, cleaning holes, a cavity for supplying cooling air to the trailing edge of the turbine blade to be cooled, also made in the form of a tangential snail swirl with a restrictive diaphragm with an aperture in the central part on one side and a rear cooling air flow separation chamber the edges of the cooled turbine blades with regulation rib (see patent No. 2208683 (RF) Cooled turbine blade. / N.N.Kovalnogov, D.L. Zhukhovitsky, A.A. Tsynaeva from 07.20.2003) and adopted as a prototype. The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below when using the known cooled blade adopted for the prototype include the fact that film cooling is not carried out sufficiently intensively in the known cooled blade.

Сущность изобретения заключается в обеспечении интенсивного охлаждения лопатки турбины, снижение температурного перепада по сечению лопатки. Технический результат - обеспечение эффективного охлаждения лопатки турбины за счет улучшения пленочного охлаждения.The essence of the invention is to provide intensive cooling of the turbine blade, reducing the temperature difference over the cross section of the blade. The technical result is the provision of effective cooling of the turbine blades by improving film cooling.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в предлагаемой охлаждаемой лопатке турбины, содержащей канал конвективного охлаждения передней кромки охлаждаемой лопатки турбины, канал пленочного охлаждения передней кромки охлаждаемой лопатки турбины, полость подвода охлаждающего воздуха к передней кромке охлаждаемой лопатки турбины, выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, имеющего с одной стороны ограничительную диафрагму с отверстием в центральной части, а с другой стороны камеру разделения потока охлаждающего воздуха передней кромки охлаждаемой лопатки турбины с ребром регулирования, полость выпуска охлаждающего воздуха, ребра перфорации, очистительные отверстия, канал конвективного охлаждения задней кромки охлаждаемой лопатки турбины, канал пленочного охлаждения задней кромки охлаждаемой лопатки турбины, полость подвода охлаждающего воздуха к задней кромке охлаждаемой лопатки турбины, также выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, имеющего с одной стороны ограничительную диафрагму с отверстием в центральной части, а с другой стороны камеру разделения потока охлаждающего воздуха задней кромки охлаждаемой лопатки турбины с ребром регулирования. Особенность заключается в том, что полость подвода охлаждающего воздуха (как для передней, так и для задней кромки охлаждаемой лопатки турбины) через отверстие в центральной части ограничительной диафрагмы соединена с каналом пленочного охлаждения, а камера разделения потока охлаждающего воздуха (как для передней, так и для задней кромки охлаждаемой лопатки турбины) с ребром регулирования, выполненным в виде конуса, соединена с каналом конвективного охлаждения.The specified technical result during the implementation of the invention is achieved by the fact that in the proposed cooled turbine blade, comprising a convective cooling channel for the leading edge of the cooled turbine blade, a film cooling channel of the leading edge of the cooled turbine blade, a cavity for supplying cooling air to the leading edge of the cooled turbine blade, made in the form of a tangential snail swirl, having on one side a restrictive diaphragm with a hole in the central part, and on the other hand a measure of the separation of the cooling air flow of the leading edge of the cooled turbine blade with the control rib, the cooling air outlet cavity, perforation ribs, cleaning holes, the convective cooling channel of the trailing edge of the cooled turbine blade, the film cooling channel of the trailing edge of the cooled turbine blade, the cooling air supply cavity to the trailing edge a cooled turbine blade, also made in the form of a tangential snail swirl, having on one side a restrictive diaphragm gmu with an aperture in the central part, and on the other hand, a chamber for separating the cooling air flow of the trailing edge of the cooled blade of the turbine with the regulation rib. The peculiarity lies in the fact that the cooling air supply cavity (for both the front and rear edges of the turbine blade to be cooled) is connected to the film cooling channel through an opening in the central part of the restriction diaphragm, and the cooling air flow separation chamber (both for the front and for the trailing edge of the cooled turbine blade) with a control rib made in the form of a cone connected to a convective cooling channel.

На чертежах представлено:The drawings show:

на фиг.1 изображена охлаждаемая лопатка турбины (прототип);figure 1 shows a cooled turbine blade (prototype);

на фиг.2 представлена охлаждаемая лопатка турбины, предложенная авторами.figure 2 presents the cooled turbine blade proposed by the authors.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения с получением вышеуказанного результата, заключаются в следующем.Information confirming the possibility of carrying out the invention to obtain the above result are as follows.

Охлаждаемая лопатка турбины содержит канал конвективного охлаждения 1 передней кромки охлаждаемой лопатки турбины, канал пленочного охлаждения 2 передней кромки охлаждаемой лопатки турбины, полость подвода охлаждающего воздуха 3 к передней кромке охлаждаемой лопатки турбины, выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, имеющего с одной стороны ограничительную диафрагму 4 с отверстием 5 в центральной части, а с другой стороны - камеру разделения 6 потока охлаждающего воздуха передней кромки охлаждаемой лопатки турбины с ребром регулирования 7, полость выпуска охлаждающего воздуха 8, ребра перфорации 9, 10, очистительные отверстия 11, канал конвективного охлаждения 12 задней кромки охлаждаемой лопатки турбины, канал пленочного охлаждения 13 задней кромки охлаждаемой лопатки турбины, полость подвода охлаждающего воздуха 14 к задней кромке охлаждаемой лопатки турбины, также выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, имеющего с одной стороны ограничительную диафрагму 15 с отверстием 16 в центральной части, а с другой стороны камеру разделения 17 потока охлаждающего воздуха задней кромки охлаждаемой лопатки турбины с ребром регулирования 18.The cooled turbine blade contains a convective cooling channel 1 of the leading edge of the cooled turbine blade, a film cooling channel 2 of the leading edge of the cooled turbine blade, a cavity for supplying cooling air 3 to the leading edge of the cooled turbine blade, made in the form of a tangential snail swirl having on one side a restrictive diaphragm 4 with a hole 5 in the central part, and on the other hand, a separation chamber 6 of the cooling air flow of the leading edge of the cooled turbine blade with p control bromine 7, cooling air exhaust cavity 8, perforation ribs 9, 10, cleaning holes 11, convective cooling channel 12 of the trailing edge of the turbine blade to be cooled, film cooling channel 13 of the trailing edge of the turbine blade to be cooled, cooling air supply cavity 14 to the trailing edge of the cooled blade turbines, also made in the form of a tangential snail swirl, having on one side a restrictive diaphragm 15 with an opening 16 in the central part, and on the other hand a separation chamber 17 Single trailing edge cooling air cooled turbine blade with regulating rib 18.

Работа по охлаждению лопатки турбины осуществляется следующим образом.Work on cooling the turbine blades is as follows.

Охлаждающий сжатый воздух поступает в полость подвода воздуха 3 к передней кромке, выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, холодный поток, движущийся через отверстие 5 в диафрагме 4 в канал пленочного охлаждения передней кромки 2 охлаждаемой лопатки турбины, полученный в процессе температурного разделения охлаждающего воздуха в камере разделения 6, имеет температуру ниже подаваемого охлаждающего потока воздуха, а горячий, направляемый из камеры разделения 6 в канал конвективного охлаждения 1 передней кромки охлаждаемой лопатки турбины через полость, образованную регулирующим ребром 7, каналом конвективного охлаждения 1 и ее корнем, имеет температуру выше температуры исходного охлаждающего воздуха, но ниже температуры газа в межлопаточном пространстве. При этом расход воздуха, поступающего в канал 1, зависит от геометрических параметров ребра 7, выполненного в виде конуса. Эффективность охлаждения задней кромки лопатки турбины повышена за счет того, что сжатый воздух, поступающий в полость подвода воздуха 14 к задней кромке, выполненную в виде тангенциального улиточного завихрителя, холодный поток, движущийся через отверстие 16 в диафрагме 15 в канал пленочного охлаждения передней кромки 13 передней кромки охлаждаемой лопатки турбины, полученный в процессе температурного разделения охлаждающего воздуха в камере разделения 17, имеет температуру ниже подаваемого охлаждающего потока воздуха, а горячий, направляемый из камеры разделения 17 в канал конвективного охлаждения 12 передней кромки охлаждаемой лопатки турбины через полость, образованную регулирующим ребром 18, каналом конвективного охлаждения 12 и ее корнем, имеет температуру выше температуры исходного охлаждающего воздуха, но ниже температуры газа в межлопаточном пространстве. При этом расход воздуха, поступающего в канал 12, зависит от геометрических параметров ребра 18, выполненного в виде конуса.The cooling compressed air enters the air supply cavity 3 to the leading edge, made in the form of a tangential snail swirl, a cold stream moving through the hole 5 in the diaphragm 4 into the film cooling channel of the leading edge 2 of the cooled turbine blade obtained in the process of temperature separation of cooling air in the chamber separation 6, has a temperature lower than the supplied cooling air flow, and hot, cooled from the separation chamber 6 into the convective cooling channel 1 of the leading edge, is cooled nd turbine blades through the cavity formed by the regulating rib 7, the convective cooling channel 1 and its root, has a temperature higher than the initial cooling air temperature, but below the temperature of the gas in the inter-blade space. In this case, the flow rate of air entering the channel 1 depends on the geometric parameters of the rib 7, made in the form of a cone. The cooling efficiency of the trailing edge of the turbine blade is increased due to the fact that the compressed air entering the air supply cavity 14 to the trailing edge is made in the form of a tangential snail swirl, cold flow moving through the hole 16 in the diaphragm 15 into the film cooling channel of the leading edge 13 of the front edge the edges of the cooled turbine blades obtained in the process of temperature separation of cooling air in the separation chamber 17, has a temperature below the supplied cooling air flow, and hot, directs removed from the separation chamber 17 into the convective cooling channel 12 of the leading edge of the cooled turbine blade through the cavity formed by the regulating rib 18, the convective cooling channel 12 and its root, has a temperature higher than the temperature of the initial cooling air, but lower than the gas temperature in the interscapular space. In this case, the flow rate of air entering the channel 12 depends on the geometrical parameters of the rib 18, made in the form of a cone.

Таким образом, температура лопатки стабилизируется за счет уменьшения температурного перепада по сечению лопатки, а охлаждение лопатки осуществляется более эффективно.Thus, the temperature of the blade is stabilized by reducing the temperature difference over the cross section of the blade, and the cooling of the blade is carried out more efficiently.

Claims

A cooled turbine blade containing a convective cooling channel for the leading edge of the cooled turbine blade, a film cooling channel for the leading edge of the cooled turbine blade, a cavity for supplying cooling air to the leading edge of the cooled turbine blade, made in the form of a tangential snail swirl having on one side a restrictive diaphragm with a hole in the central part, and on the other hand, the cooling air flow separation chamber of the leading edge of the cooled turbine blade with a rib regulation, cooling air exhaust cavity, perforation ribs, cleaning holes, convective cooling channel for the trailing edge of the cooled turbine blade, film cooling channel for the trailing edge of the cooled turbine blade, cooling air supply cavity for the trailing edge of the cooled turbine blade, also made in the form of a tangential snail swirl, having on one side a restrictive diaphragm with an aperture in the central part, and on the other hand a cooling air flow separation chamber xa of the trailing edge of the cooled turbine blade with a control rib, characterized in that the cavity for supplying cooling air (for both the leading and trailing edges of the cooled turbine blade) is connected to the film cooling channel through an opening in the central part of the restriction diaphragm, and the cooling flow separation chamber air (for both the front and rear edges of the cooled turbine blades) with a control rib made in the form of a cone connected to a convective cooling channel.