RU2369748C1 - Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя - Google Patents
Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2369748C1 RU2369748C1 RU2008106486/06A RU2008106486A RU2369748C1 RU 2369748 C1 RU2369748 C1 RU 2369748C1 RU 2008106486/06 A RU2008106486/06 A RU 2008106486/06A RU 2008106486 A RU2008106486 A RU 2008106486A RU 2369748 C1 RU2369748 C1 RU 2369748C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- gas turbine
- shelf
- shroud platform
- peripheral wall
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя содержит полое перо и бандажную полку с уплотнительными гребешками. Уплотнительные гребешки установлены на периферийной стенке бандажной полки, образующей ее внутреннюю полость. На радиальное ребро внутренней полости пера установлена перемычка, скрепленная с периферийной стенкой полости полки. Каналы выхода воздуха из этой полости расположены за уплотнительными гребешками бандажной полки у ее выходной кромки. Изобретение направлено на повышение надежности рабочей лопатки турбины и КПД двигателя путем уменьшения массы охлаждаемой полки и эффективного ее охлаждения. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, в частности к охлаждаемым лопаткам турбины газотурбинного двигателя.
Известна охлаждаемая сжатым воздухом лопатка с каналами в охлаждаемой бандажной полке, с двумя гребешками на полке (патент US №5122033).
Недостатками известной лопатки являются высокая сложность в изготовлении и большой вес полки из-за тяжелых стенок между каналами полки, что увеличивает нагрузку на перо лопатки и снижает ее надежность.
Наиболее близкой к заявляемой является полая охлаждаемая лопатка с бандажной полкой, с тремя гребешками на полке для снижения утечек рабочего газа в радиальные зазоры между лопатками. («Авиационный двигатель ПС-90А». / Под ред. А.А.Иноземцева, - М.: Либра - К, 2007 г., стр.89, 91, рис.6.3) - прототип.
Недостатком известной лопатки, принятой за прототип, является большой вес охлаждаемой полки, а также малоэффективное охлаждение лопатки и бандажной полки из-за высокого давления газа в пространстве между гребешками лопатки и рабочим колесом статора, что требует использования охлаждающего воздуха высокого давления и температуры, приводящих к снижению КПД двигателя.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности рабочей лопатки турбины путем уменьшения массы охлаждаемой полки и эффективного охлаждения бандажной полки и лопатки в целом, а также в повышении КПД двигателя.
Сущность технического решения заключается в том, что в охлаждаемой лопатке турбины газотурбинного двигателя, содержащей полое перо и бандажную полку с уплотнительными гребешками, согласно изобретению, уплотнительные гребешки установлены на периферийной стенке бандажной полки, образующей ее внутреннюю полость, при этом на радиальное ребро внутренней полости пера установлена перемычка, скрепленная с периферийной стенкой полости полки, при этом каналы выхода воздуха из этой полости расположены за уплотнительными гребешками бандажной полки у ее выходной кромки.
Установка уплотнительных гребешков на периферийной стенке бандажной полки позволяет снизить утечку газа между рабочим колесом и статором турбины, что повышает КПД турбомашины, а также за счет образования внутренней полости полки уменьшается масса охлаждаемой полки, что повышает надежность лопатки.
Установка на радиальное ребро внутренней полости пера лопатки перемычки, скрепленной с периферийной стенкой полости полки, обеспечивает прочность полки, что также повышает надежность лопатки.
Расположение каналов выхода воздуха из полости полки за уплотнительными гребешками полки у ее выходной кромки позволяет охлаждать лопатку воздухом с меньшим давлением и более холодным за счет того, что давление газа перед гребешками (со стороны входной кромки лопатки) существенно выше, чем за ними, и охлаждающий воздух выходит за гребешками, что повышает надежность бандажной полки и лопатки в целом.
На фиг.1 изображена охлаждаемая полочная лопатка турбомашины.
На фиг.2 - вид А на фиг.1.
На фиг.3 - вид Б на фиг.1.
Лопатка 1 имеет перо 2, входную кромку 3, выходную кромку 4, полую бандажную полку 5. Стенки 6 и 7 бандажной полки 5 соединены между собой боковыми стенками 8 и 9 и перемычкой 10, установленной на радиальное ребро 11 внутренней полости 12 пера 2. Ребро 11 проходит между каналами 13 и 14. На стенке 6 бандажной полки 5 установлены уплотнительные гребешки 15 и 16. Перемычка 10 расположена под гребешком 16 и разделяет выходную часть канала 17 на 2 канала 18 и 19. Каналы 18 и 19 выходят в полость 20 выходной кромки бандажной полки, пересекая направление каналов 13 и 14 пера лопатки.
Работает лопатка следующим образом. При работе турбины высокого давления гребешки 15 и 16 вследствие температурного удлинения элементов лопатки 1 врезаются в статорную деталь 21, тем самым снижают утечку газа в радиальном зазоре 22. Температура и давление газа за лопатками 1 турбины существенно ниже. Охлаждающий воздух проходит через корневую часть лопатки (не показано) и попадает в каналы 13, 14 и 17, охлаждая полые перо и бандажную полку. Затем через каналы 18 и 19 охлаждающий воздух с меньшим давлением и более холодный выходит в полость 20 выходной кромки бандажной полки.
Таким образом, путем эффективного охлаждения бандажной полки и лопатки в целом повышается КПД и надежность рабочей лопатки газотурбинного двигателя.
Claims (1)
- Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая полое перо и бандажную полку с уплотнительными гребешками, отличающаяся тем, что уплотнительные гребешки установлены на периферийной стенке бандажной полки, образующей ее внутреннюю полость, при этом на радиальное ребро внутренней полости пера установлена перемычка, скрепленная с периферийной стенкой полости полки, при этом каналы выхода воздуха из этой полости расположены за уплотнительными гребешками бандажной полки у ее выходной кромки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008106486/06A RU2369748C1 (ru) | 2008-02-19 | 2008-02-19 | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008106486/06A RU2369748C1 (ru) | 2008-02-19 | 2008-02-19 | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2369748C1 true RU2369748C1 (ru) | 2009-10-10 |
Family
ID=41260962
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008106486/06A RU2369748C1 (ru) | 2008-02-19 | 2008-02-19 | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2369748C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2541078C2 (ru) * | 2010-05-05 | 2015-02-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Турбинная лопатка и способ ее изготовления |
-
2008
- 2008-02-19 RU RU2008106486/06A patent/RU2369748C1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2541078C2 (ru) * | 2010-05-05 | 2015-02-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Турбинная лопатка и способ ее изготовления |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10822957B2 (en) | Fillet optimization for turbine airfoil | |
US8684698B2 (en) | Compressor airfoil with tip dihedral | |
US8721291B2 (en) | Flow directing member for gas turbine engine | |
EP2746536A1 (en) | Rotor stage of a turbine | |
RU2638495C2 (ru) | Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины | |
EP2597264B1 (en) | Aerofoil cooling arrangement | |
EP2732136B1 (en) | Gas turbine engine with blade having grooves in the platfrom front and aft faces | |
EP2924238B1 (en) | Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air | |
US10221858B2 (en) | Impeller blade morphology | |
EP1944468A2 (en) | Gas turbine blade | |
US20180142564A1 (en) | Combined turbine nozzle and shroud deflection limiter | |
KR102377650B1 (ko) | 에어포일 선행 에지 통로의 후미에서 외벽에 걸쳐 있는 중간 중앙 통로 | |
US9611744B2 (en) | Intercooled compressor for a gas turbine engine | |
US9932837B2 (en) | Low pressure loss cooled blade | |
CA2861171A1 (en) | Internally cooled airfoil | |
RU2355890C1 (ru) | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина | |
RU2369748C1 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя | |
US9500093B2 (en) | Internally cooled airfoil | |
RU2369749C1 (ru) | Двухступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2347914C1 (ru) | Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя | |
RU2549397C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2549398C1 (ru) | Двухконтурный двигатель | |
EP4136324B1 (en) | Turbine blade |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203 Effective date: 20191203 |