RU2393356C2 - Лопатка для газовой турбины, применение лопатки турбины, а также способ охлаждения лопатки турбины - Google Patents

Лопатка для газовой турбины, применение лопатки турбины, а также способ охлаждения лопатки турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2393356C2
RU2393356C2 RU2007123582/06A RU2007123582A RU2393356C2 RU 2393356 C2 RU2393356 C2 RU 2393356C2 RU 2007123582/06 A RU2007123582/06 A RU 2007123582/06A RU 2007123582 A RU2007123582 A RU 2007123582A RU 2393356 C2 RU2393356 C2 RU 2393356C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
turbine
trailing edge
tail
recesses
Prior art date
Application number
RU2007123582/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007123582A (ru
Inventor
Штефан БАЛЬДАУФ (DE)
Штефан БАЛЬДАУФ
Михель ХЕНДЛЕР (DE)
Михель ХЕНДЛЕР
Кристиан ЛЕРНЕР (DE)
Кристиан ЛЕРНЕР
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2007123582A publication Critical patent/RU2007123582A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2393356C2 publication Critical patent/RU2393356C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/24—Three-dimensional ellipsoidal
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/24—Three-dimensional ellipsoidal
    • F05D2250/241—Three-dimensional ellipsoidal spherical
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопатка газовой турбины выполнена с расположенной со стороны всасывания стенкой лопатки и сходящейся к ней в области задней кромки и расположенной со стороны нагнетания стенкой лопатки. Расположенная со стороны всасывания стенка лопатки включает в себя выступающий, по меньшей мере, на одном отдельном участке области задней кромки над концевой кромкой расположенной со стороны нагнетания стенки лопатки хвост задней кромки. Расположенная со стороны нагнетания поверхность хвоста задней кромки имеет углубления, каждое из которых соответственно имеет проходящую исключительно в расположенной со стороны нагнетания поверхности хвоста задней кромки окаймляющую кромку. Углубления имеют соответственно эллиптическую, в частности округлую, окаймляющую кромку или форму шарового сегмента. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения лопатки посредством осуществления локального завихрения охлаждающего воздуха, увеличивающего теплопередачу от хвоста задней кромки. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение касается лопатки для газовой турбины. Кроме того, оно касается газовой турбины с такой лопаткой и способа охлаждения лопатки турбины.
Газовые турбины применяются во многих областях для приведения в действие генераторов или рабочих машин. При этом внутренняя энергия топлива используется для создания вращательного движения вала турбины. Для этого топливо сжигается в нескольких горелках, причем сжатый воздух подается воздушным компрессором. В результате сжигания топлива создается находящаяся под высоким давлением рабочая среда с высокой температурой. Эта рабочая среда направляется в последующий турбинный блок, где она расширяется, совершая работу.
Турбинный блок газовой турбины для импульсной передачи рабочей среды на вал турбины имеет множество соединенных с валом турбины имеющих возможность вращения рабочих лопаток. Для этого рабочие лопатки венцеобразно расположены на валу турбины и таким образом образуют множество венцов рабочих лопаток или рядов рабочих лопаток. Турбина и компрессор расположены на общем, также названном как ротор турбины валу турбины, с которым также соединен генератор или, соответственно, рабочая машина и который установлен с возможностью вращения вокруг своей центральной оси.
Кроме того, турбинный блок обычно включает в себя множество неподвижных направляющих лопаток, которые также венцеобразно с формированием венцов направляющих лопаток или рядов направляющих лопаток закреплены на внутреннем корпусе или, соответственно, статоре турбины. При этом рабочие лопатки служат для привода вала турбины посредством импульсной передачи проходящей через турбину рабочей среды. Направляющие лопатки служат, наоборот, для направления потока рабочей среды между соответственно двумя следующими друг за другом, если смотреть в направлении потока рабочей среды, рядами рабочих лопаток или венцами рабочих лопаток. При этом следующие друг за другом пары из венца направляющих лопаток или ряда направляющих лопаток и из венца рабочих лопаток или ряда рабочих лопаток также называются как ступени турбины.
Как правило, направляющая лопатка имеет также называемую хвостовиком лопатки полку, которая для фиксации соответствующей направляющей лопатки расположена на внутреннем корпусе турбины в виде стенового элемента и которая формирует внешнюю границу канала горячего газа для проходящей через турбину рабочей среды. Для эффективного направления потока рабочей среды в направлении примыкающего к ряду направляющих лопаток ряда рабочих лопаток принадлежащая ряду направляющих лопаток направляющая лопатка обычно имеет изогнутый, крыловидный профиль поперечного сечения, так что при удерживаемых максимально незначительными потерях на трение на соответствующей направляющей лопатке устанавливается предусмотренное направление потока и таким образом ряд направляющих лопаток или, соответственно, согласованная с ним ступень турбины имеет максимально высокий коэффициент полезного действия. Для этого передняя кромка направляющей лопатки имеет круглое поперечное сечение, которое сужается в остро сходящуюся заднюю кромку направляющей лопатки. Рабочая лопатка выполнена аналогично, причем, как правило, специфические параметры, как например, максимальная толщина профиля, радиус кривизны на передней кромке и тому подобное, согласованы с соответствующей целью применения, т.е. оптимизированы для особенно эффективной импульсной передачи рабочей среды на соответствующую рабочую лопатку.
При расчете вышеописанной газовой турбины дополнительно к достигаемой мощности, обычно, объектом расчета также является особенно высокий коэффициент полезного действия. При этом повышение коэффициента полезного действия по аэродинамическим основаниям принципиально может достигаться посредством увеличения температуры, с которой рабочая среда выходит из камеры сгорания и поступает в турбинный блок. Следовательно, температура для такой газовой турбины стремится к диапазону приблизительно от 1200°С до 1500°С и даже достигает его.
Однако при такой высокой температуре рабочей среды нагружаемые этой средой компоненты и конструктивные элементы подвергаются высоким термическим нагрузкам. Чтобы все-таки обеспечить при высокой надежности относительно долгий срок службы данных компонентов, обычно необходимо охлаждение данных компонентов, в частности лопаток турбины. Для предотвращения термических деформаций материала, которые ограничивают срок службы компонентов, как правило, стремятся достичь, по возможности, равномерного охлаждения компонентов. При этом для использования в качестве охлаждающего средства обычно подходит охлаждающий воздух, которому передается тепло подлежащих охлаждению конструктивных элементов. При этом охлаждающий воздух в случае так называемого "ударного охлаждения" может направляться, по существу, перпендикулярно на подлежащую охлаждению поверхность или в случае так называемого "пленочного охлаждения" может направляться вдоль подлежащей охлаждению поверхности, т.е., по существу, по касательной к ней. Кроме того, для конвективного охлаждения компонентов турбины могут быть предусмотрены интегрированные в них каналы для охлаждающего воздуха. Наконец, можно также комбинировать друг с другом различные виды охлаждения.
Для охлаждения термически особенно сильно нагруженных лопаток турбины, в частности направляющих лопаток, охлаждающий воздух обычно вводится внутрь нее так, что стенки соответствующей лопатки турбины охлаждаются изнутри. По меньшей мере, часть этого охлаждающего воздуха через выходные отверстия в направлении потока рабочей среды выдавливается назад из внутреннего пространства лопатки из задней кромки лопатки турбины. Чтобы выполнить заднюю кромку аэродинамически благоприятной или, соответственно, обеспечить эффективное охлаждение относительно тонкой задней кромки с помощью выдавливаемого (выдуваемого) охлаждающего воздуха, при сохранении особенно аэродинамически благоприятного контура на стороне всасывания пера лопатки первоначально клиновидно сходящаяся в области задней кромки с расположенной со стороны всасывания стенкой лопатки расположенная со стороны нагнетания стенка лопатки настолько отрезана, что выступающий над концом кромки расположенной со стороны нагнетания стенки лопатки участок расположенной со стороны всасывания стенки лопатки образует так называемый "хвост" задней кромки с незначительной толщиной. Такое выполнение задней кромки также называется "срезанная задняя кромка". В зависимости от производителя, распространены также и другие названия, как например, "отвод со стороны нагнетания". Хвост задней кромки охлаждается посредством пленочного охлаждения за счет охлаждающего воздуха, выходящего из зазора между концевой кромкой расположенной со стороны нагнетания стенки лопатки и хвостом задней кромки расположенной со стороны всасывания стенки лопатки. Свободные участки хвоста задней кромки прерываются называющимися также как "край" усиливающими участками или перемычками, у которых расположенная со стороны нагнетания стенка лопатки с целью стабилизации лопатки турбины в области задней кромки соответственно проходит до конца задней кромки, так что задняя кромка выдерживается там относительно массивной.
При этом является проблематичным то, что несмотря на описанное охлаждение хвоста задней кромки в этой области могут возникать обусловленные конструкцией перегревы. В частности, вызванное этим образование трещин ограничивает срок службы данной лопатки турбины. Поскольку в случае необходимых для устранения подобного рода обусловленных износом дефектов профилактических работ самые большие части газовой турбины или, соответственно, соответствующего турбинного блока должны демонтироваться и затем снова монтироваться, то наряду с расходами на приобретение и монтаж заменяющих частей также еще возникает относительно длительное время простоя. Хотя эрозии лопаток турбины, в частности, в области их соответствующей задней кромки можно противодействовать посредством увеличенного введения охлаждающего воздуха, однако это, в свою очередь, уменьшает общий коэффициент полезного действия газовой турбины.
Поэтому в основе изобретения лежит задача предоставления лопатки для газовой турбины, которая при небольшом расходе охлаждающего воздуха имеет особенно высокий срок службы. Другой задачей является указание применения такой лопатки турбины. Кроме того, также должен предоставляться способ охлаждения лопатки турбины.
Относительно лопатки турбины указанная задача решается в соответствии с изобретением за счет того, что расположенная со стороны нагнетания поверхность хвоста задней кромки имеет несколько желобообразных углублений.
При этом изобретение исходит из того, что в области хвоста задней кромки продольно проходящая у стороны нагнетания рабочая среда или, соответственно, горячий газ смешивается с выходящим из внутреннего пространства лопатки охлаждающим воздухом, так что особенно чувствительный из-за своего тонкого выполнения хвост задней кромки непосредственно нагружен относительно теплым охлаждающим воздухом с соответственно меньшими охлаждающими возможностями. Вследствие этого может возникнуть перегрев конца задней кромки, который может приводить к образованию трещин и, тем самым, к уменьшению срока службы соответствующей лопатки турбины. Кроме того, изобретение исходит из того факта, что в интересах высокого коэффициента полезного действия газовой турбины следовало бы отказаться от увеличенного введения охлаждающего воздуха. Вместо этого систему охлаждения области задней кромки необходимо выполнить таким образом, чтобы максимально полно использовался остающийся после смешивания с горячей рабочей средой охлаждающий потенциал. Для этого должна быть увеличена теплопередача от задней кромки или, соответственно, хвоста задней кромки к продольно проходящей смеси горячий газ/охлаждающий воздух.
При этом на хвосте задней кромки необходимо выполнить подходящие элементы так, что, с одной стороны, происходит воздействие потока или завихрение тангенциально продольно проходящей у хвоста задней кромки смеси горячий газ/охлаждающий воздух, которое способствует увеличенной теплопередаче. Однако, с другой стороны, такое воздействие потока необходимо рассчитывать так, чтобы не происходило отрыва или, соответственно, отклонения охлаждающей пленки от подлежащей охлаждению поверхности. Для этой цели предусмотрены желобообразные углубления, так называемые "впадины", которые увеличивают турбулентность продольно проходящей у хвоста задней кромки охлаждающей пленки, однако не приводят к ее отклонению от поверхности задней кромки. При этом увеличивается отводимое количество теплоты, в то время как нежелательное падение давления уменьшается. При этом эти углубления выполнены таким образом, что каждое из них соответственно имеет проходящую исключительно в расположенной со стороны нагнетания поверхности хвоста задней кромки окаймляющую кромку.
Более предпочтительно, если несколько расположенных в хвосте нижней кромки углублений имеют соответственно эллиптические, в частности округлые, окаймляющие кромки. В особенно предпочтительном варианте осуществления, который по сравнению с гладким хвостом задней кромки способствует лишь незначительному, чтобы о нем говорить, увеличению сопротивления потока, подобное окаймление осуществляется посредством того, что соответствующее углубление имеет форму шарового сегмента.
Подходящая подгонка углублений к скорости и пропускной способности продольной проходящей у задней кромки смеси рабочая среда/охлаждающий воздух и к размеру лопатки турбины осуществляется, когда радиус в случае углубления с округлым окаймлением составляет предпочтительно около 1/10-1/4 ширины хвоста задней кромки. Максимальная глубина шарового сегмента особенно предпочтительно соответствует приблизительно 1/3 соответствующего радиуса шара. Углубления со слегка отклоняющимся от округлой формы окаймлением, например, эллиптическим окаймлением с небольшим эксцентриситетом, в отношении своей глубины и своей плоской протяженности рассчитаны аналогично углублениям с округлым окаймлением или, соответственно, с формой в виде шарового сегмента.
Для особенно равномерного воздействия продольной проходящей смеси рабочая среда/охлаждающий воздух углубления предпочтительным образом регулярно распределены на расположенной со стороны нагнетания поверхности хвоста задней кромки, причем расстояние между окаймлением каждых двух смежных углублений в случае формы в виде шарового сегмента составляет, предпочтительно, от половины до полутора диаметров шара.
Настоящая лопатка турбины, хвост задней кромки которой имеет желобообразные углубления, в соответствии с изобретением применяется в предпочтительно стационарной газовой турбине для решения задачи, направленной на указание применения названной выше лопатки турбины. В частности, под лопаткой турбины может подразумеваться направляющая лопатка. Предпочтительно, соответственно несколько таких направляющих лопаток объединены в несколько рядов направляющих лопаток. Соответственно, то же самое имеет место и для случая рабочих (роторных) лопаток. В частности, снабженная традиционными лопатками газовая турбина для увеличения своего коэффициента полезного действия может дооснащаться улучшенными относительно охлаждения задней кромки лопатками турбины.
Относительно способа, задача решается за счет того, что продольно проходящий у хвоста задней кромки охлаждающий воздух подвергается локальному завихрению посредством расположенных в хвосте задней кромки углублений.
Достигаемое с помощью изобретения преимущество заключается, в частности, в том, что у лопатки турбины с так называемой "срезанной задней кромкой" посредством целенаправленного нанесения поверхностной структуры на расположенную со стороны нагнетания поверхность хвоста задней кромки с большим количеством относительно малых и неглубоких желобообразных углублений ("впадин"), аналогично поверхности мяча для гольфа, достигается повышенная теплопередача к проходящему мимо охлаждающему воздуху. Вследствие этого, в этой особенно критической области может снижаться термическая нагрузка и тем самым предотвращаться или, по меньшей мере, замедляться повреждение конца задней кромки, так что конец задней кромки или, соответственно, лопатка турбины, которой принадлежит эта задняя кромка, имеет более высокий срок службы и/или может эксплуатироваться при более высокой температуре. Поскольку в дальнейшем сопротивление потока посредством впадин не увеличивается по сравнению с лопаткой турбины с гладким хвостом задней кромки и тем самым струя охлаждающего воздуха или, соответственно, рабочая среда не испытывает падения давления, то есть аэродинамические рабочие характеристики лопатки турбины сохраняются, то вследствие экономии охлаждающего воздуха также достигается увеличенный общий коэффициент полезного действия соответствующего турбинного блока. Поверхностная структура при соответствующем выполнении литейной формы может наноситься с относительно небольшими затратами непосредственно при отливке лопатки турбины.
Пример осуществления изобретения более подробно поясняется посредством чертежей, на которых показано:
Фиг.1 - продольный разрез газовой турбины;
Фиг.2 - вид сбоку фрагмента лопатки газовой турбины согласно фиг.1;
Фиг.3 - фрагмент поперечного разреза лопатки турбины согласно фиг.2.
Одинаковые части на всех фигурах обозначены одними и теми же ссылочными позициями.
Газовая турбина 1 согласно фиг.1 имеет компрессор 2 для воздуха для сжигания топлива, камеру 4 сгорания, а также турбину 6 для привода компрессора 2 и непоказанного генератора или рабочей машины. Для этого турбина 6 и компрессор 2 расположены на общем, также называемом как ротор турбины, валу 8 турбины, с которым также соединен генератор или, соответственно, рабочая машина, и который установлен с возможностью вращения вокруг своей центральной оси 9.
Выполненная в виде кольцевой камеры сгорания камера 4 сгорания оборудована несколькими горелками 10 для сжигания жидкого или газообразного топлива. Кроме того, на своей внутренней стенке она снабжена подробнее не представленными теплозащитными элементами.
Турбина 6 имеет несколько соединенных с валом 8 турбины вращаемых рабочих лопаток 12. Рабочие лопатки 12 расположены венцеобразно и таким образом образуют несколько рядов рабочих лопаток. Кроме того, турбина 6 включает в себя несколько неподвижных направляющих лопаток 14, которые также венцеобразно закреплены на внутреннем корпусе 16 турбины 6 с образованием рядов направляющих лопаток. При этом рабочие лопатки 12 служат для привода вала 8 турбины посредством импульсной передачи проходящей через турбину 6 рабочей среды М. Направляющие лопатки 14, наоборот, служат для направления потока рабочей среды М между соответственно двумя следующими друг за другом - если смотреть в направлении потока рабочей среды - рядами рабочих лопаток или венцами рабочих лопаток. При этом следующие друг за другом пары из венца направляющих лопаток 14 или ряда направляющих лопаток и из венца рабочих лопаток 12 или ряда рабочих лопаток также называются как ступени турбины.
Каждая направляющая лопатка 12 имеет также названную хвостовиком лопатки полку 18, которая для фиксации соответствующей направляющей лопатки 14 расположена на внутреннем корпусе 16 турбины 6 в виде стенового элемента. При этом полка 18 является термически относительно сильно нагружаемым конструктивным элементом, который образует внешнюю границу канала горячего газа для проходящей через турбину 6 рабочей среды М. Каждая рабочая лопатка 12 аналогичным образом закреплена на валу 8 турбины посредством также названной хвостовиком полки 20.
Для достижения относительно высокого коэффициента полезного действия газовая турбина 1 рассчитана для относительно высокой температуры на выходе выходящей из камеры сгорания 4 рабочей среды М приблизительно от 1200°С до 1500°С. При этом также для обеспечения высокого срока службы или продолжительности эксплуатации газовой турбины 1 ее основные компоненты, в частности лопатки 15 турбины (т.е. направляющие лопатки 14 и/или рабочие лопатки 12) выполнены с возможностью охлаждения.
Для охлаждения лопатки 15 турбины, в частности направляющей лопатки 14, применяется охлаждающий воздух К, который вводится во внутреннее пространство лопатки 15 турбины для охлаждения, в частности, наружной стенки изнутри. Часть этого охлаждающего воздуха К выдувается наружу из расположенных со стороны конца выпускных отверстий лопатки 15 турбины для охлаждения особенно термочувствительной области 21 с задней кромкой 22.
Для более подробного пояснения системы охлаждения лопаток 15 турбины в области задней кромки 22 на фиг.2 и 3 представлена одна из лопаток 15 турбины, причем фиг.2 показывает вид сбоку фрагмента лопатки 15 турбины, а фиг.3 - поперечный разрез профиля лопатки. Из этих фигур можно заключить, что лопатка 15 турбины с обеих сторон обтекается рабочей средой М в направлении задней кромки 22, причем профиль лопатки относительно рабочей среды М ограничивается расположенной со стороны нагнетания стенкой 24 лопатки и обращенной от стороны нагнетания или расположенной со стороны всасывания стенкой 26 лопатки. Для подходящего в случае высокого аэродинамического коэффициента полезного действия также и для охлаждения выполнения области 21 задней кромки лопатка 15 турбины имеет так называемую "срезанную заднюю кромку", у которой расположенная со стороны нагнетания стенка 24 лопатки отстоит от задней кромки 22 таким образом, что расположенная со стороны всасывания стенка 26 лопатки образует выступающий над концевой кромкой 27 расположенной со стороны нагнетания стенки 24 лопатки хвост 28 задней кромки. Эти участки со свободным, нагружаемым с двух сторон рабочей средой М хвостом 28 задней кромки прерываются лишь стабилизирующе действующими подпирающими элементами 30, причем область 21 задней кромки в этих так называемых участках "краях" выполняется совместно с продленной до задней кромки 22 и расположенной со стороны нагнетания стенкой 24 лопатки. Однако также возможны варианты с укороченными или не остро сходящимися участками "края".
В случае такой "срезанной задней кромки" хвост 28 задней кромки или, соответственно, обращенная от стороны нагнетания или расположенная со стороны всасывания стенка 26 лопатки охлаждается охлаждающей пленкой из охлаждающего воздуха К, который выходит из внутреннего пространства лопатки 15 турбины. При этом охлаждающий воздух К в области хвоста 28 задней кромки смешивается с набегающей на стороне нагнетания рабочей средой М, так что температура охлаждающей пленки, протекающей вдоль внутренней стороны обращенной от стороны нагнетания стенки 26 лопатки, увеличивается в области хвоста 28 задней кромки.
Чтобы предотвратить то, что вследствие этого произойдет перегрев хвоста 28 задней кромки лопатки 15 турбины, который может привести к возникновению трещин, хвост 28 задней кромки специфически рассчитан для особенно эффективной теплопередачи к уже предварительно нагретому посредством контакта с горячей рабочей средой М охлаждающему воздуху К. Для этого на обращенной к стороне нагнетания стороне хвоста 28 задней кромки предусмотрено несколько желобообразных углублений 32. Они создают завихрение внутри слоя охлаждающего воздуха без возникновения его отрыва или вытеснения от хвоста задней кромки, вследствие чего может достигаться повышенная теплопередача от хвоста 28 задней кромки к охлаждающей пленке. Таким образом, при удерживаемом незначительным падении давления обеспечивается повышенный охлаждающий эффект.
Углубления 32 выполнены так, что их соответственно окаймляющие кромки 34 предусмотрены исключительно в расположенной со стороны нагнетания поверхности хвоста 28 задней кромки. В примере осуществления углубления 32 имеют соответственно форму шарового сегмента. Следовательно, они имеют округлые окаймляющие кромки 34 с радиусом приблизительно 1/10 ширины "x" хвоста 28 задней кромки. Глубина шарового сегмента соответствует приблизительно 1/3 радиуса шара. За счет этого обеспечено хорошее воздействие на воздушный поток, в то время как механическая стабильность хвоста 28 задней кромки снижается самое большее несущественно. Углубления 32 формируют регулярный рисунок так, что описанный охлаждающий эффект является равномерно действенным на всей расположенной со стороны нагнетания поверхности хвоста 28 задней кромки (за исключением прерванных подпирающими элементами 30 участков, которые и без того рассчитаны на более высокие термические нагрузки). Чтобы достичь особенно равномерного охлаждающего эффекта, собственно выполнены углубления 32, которые предварительно заданы рисунком, но вследствие недостатка места на конце хвоста 28 задней кромки больше полностью не умещаются на оставшейся поверхности.

Claims (11)

1. Лопатка (15) для газовой турбины (1) с расположенной со стороны всасывания стенкой (26) лопатки и сходящейся к ней в области (21) задней кромки и расположенной со стороны нагнетания стенкой (24) лопатки, причем расположенная со стороны всасывания стенка (26) лопатки включает в себя выступающий, по меньшей мере, на одном отдельном участке области (21) задней кромки над концевой кромкой (27,) расположенной со стороны нагнетания стенки (24) лопатки, хвост (28) задней кромки, и при этом расположенная со стороны нагнетания поверхность хвоста (28) задней кромки имеет углубления (32), отличающаяся тем, что каждое углубление (32) соответственно имеет проходящую исключительно в расположенной со стороны нагнетания поверхности хвоста (28) задней кромки окаймляющую кромку (34).
2. Лопатка (15) турбины по п.1, отличающаяся тем, что углубления (32) имеют соответственно эллиптическую, в частности округлую, окаймляющую кромку (34).
3. Лопатка (15) турбины по п.2, отличающаяся тем, что углубления (32) имеют соответственно форму шарового сегмента.
4. Лопатка (15) турбины по п.3, отличающаяся тем, что радиус образованной посредством окаймляющей кромки (34) окружности составляет соответственно 1/10-1/4 ширины (x) хвоста (28) задней кромки.
5. Лопатка (15) турбины по п.3 или 4, отличающаяся тем, что глубина шарового сегмента составляет приблизительно 1/3 радиуса шара.
6. Лопатка (15) турбины по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что углубления (32) имеют регулярное расположение.
7. Лопатка (15) турбины по п.3 или 4, отличающаяся тем, что углубления (32) имеют соответственно одинаковый размер и расположены регулярно, причем расстояние между окаймляющими кромками (34) каждых двух смежных углублений (32) составляет от одного до полутора диаметра шарового сегмента.
8. Лопатка (15) турбины по п.5, отличающаяся тем, что углубления (32) имеют регулярное расположение.
9. Лопатка (15) турбины по п.5 отличающаяся тем, что углубления (32) имеют соответственно одинаковый размер и расположены регулярно, причем расстояние между окаймляющими кромками (34) каждых двух смежных углублений (32) составляет от одного до полутора диаметра шарового сегмента.
10. Способ охлаждения лопатки (15) турбины по любому из пп.1-9, отличающийся тем, что продольно проходящий у хвоста (28) задней кромки охлаждающий воздух (К) подвергают локальному завихрению посредством расположенных на хвосте (28) задней кромки углублений (32).
11. Применение лопатки (15) турбины по любому из пп.1-9 в газовой турбине.
RU2007123582/06A 2004-11-23 2005-11-07 Лопатка для газовой турбины, применение лопатки турбины, а также способ охлаждения лопатки турбины RU2393356C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP04027789A EP1659262A1 (de) 2004-11-23 2004-11-23 Turbinenschaufel für eine Gasturbine, Verwendung einer Turbinenschaufel sowie Verfahren zum Kühlen einer Turbinenschaufel
EP04027789.9 2004-11-23

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007123582A RU2007123582A (ru) 2008-12-27
RU2393356C2 true RU2393356C2 (ru) 2010-06-27

Family

ID=34927494

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007123582/06A RU2393356C2 (ru) 2004-11-23 2005-11-07 Лопатка для газовой турбины, применение лопатки турбины, а также способ охлаждения лопатки турбины

Country Status (10)

Country Link
US (1) US7766616B2 (ru)
EP (2) EP1659262A1 (ru)
JP (1) JP2008520890A (ru)
CN (1) CN100575672C (ru)
AT (1) ATE445085T1 (ru)
DE (1) DE502005008298D1 (ru)
ES (1) ES2333242T3 (ru)
PL (1) PL1834066T3 (ru)
RU (1) RU2393356C2 (ru)
WO (1) WO2006056525A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2585668C2 (ru) * 2010-08-05 2016-06-10 Сименс Акциенгезелльшафт Перо лопатки турбины и способ нанесения теплозащитного покрытия

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7766615B2 (en) * 2007-02-21 2010-08-03 United Technlogies Corporation Local indented trailing edge heat transfer devices
US7815414B2 (en) * 2007-07-27 2010-10-19 United Technologies Corporation Airfoil mini-core plugging devices
JP2010043568A (ja) * 2008-08-11 2010-02-25 Ihi Corp タービン翼及びタービン翼後縁部の放熱促進部品
US8061989B1 (en) * 2008-10-20 2011-11-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall cooling
US20110033311A1 (en) * 2009-08-06 2011-02-10 Martin Nicholas F Turbine Airfoil Cooling System with Pin Fin Cooling Chambers
US20110268583A1 (en) * 2010-04-30 2011-11-03 General Electric Company Airfoil trailing edge and method of manufacturing the same
JP2012189026A (ja) * 2011-03-11 2012-10-04 Ihi Corp タービン翼
CN102410687A (zh) * 2011-07-28 2012-04-11 上海交通大学 具有针肋-凹陷复合阵列的热沉及针肋-凹陷复合阵列的布置方法
CN103542748A (zh) * 2011-07-28 2014-01-29 上海交通大学 热沉的针肋-凹陷复合阵列结构及针肋-凹陷复合阵列的布置方法
JP6025110B2 (ja) 2011-11-30 2016-11-16 株式会社Ihi タービン翼
US9488052B2 (en) * 2012-02-10 2016-11-08 General Electric Technology Gmbh Method for reconditioning a blade of a gas turbine and also a reconditioned blade
US20130280093A1 (en) * 2012-04-24 2013-10-24 Mark F. Zelesky Gas turbine engine core providing exterior airfoil portion
US9644903B1 (en) 2012-06-01 2017-05-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Shaped recess flow control
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
US9850762B2 (en) 2013-03-13 2017-12-26 General Electric Company Dust mitigation for turbine blade tip turns
US9732617B2 (en) * 2013-11-26 2017-08-15 General Electric Company Cooled airfoil trailing edge and method of cooling the airfoil trailing edge
US10422235B2 (en) 2014-05-29 2019-09-24 General Electric Company Angled impingement inserts with cooling features
WO2015184294A1 (en) 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Fastback turbulator
US9957816B2 (en) 2014-05-29 2018-05-01 General Electric Company Angled impingement insert
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
US10690055B2 (en) 2014-05-29 2020-06-23 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10260354B2 (en) * 2016-02-12 2019-04-16 General Electric Company Airfoil trailing edge cooling
US20170234225A1 (en) * 2016-02-13 2017-08-17 General Electric Company Component cooling for a gas turbine engine
CN107035421A (zh) * 2017-06-01 2017-08-11 西北工业大学 一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
CN107269319A (zh) * 2017-06-01 2017-10-20 西北工业大学 一种带有球面凹坑的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
CN107013254A (zh) * 2017-06-01 2017-08-04 西北工业大学 一种带有球面凸块的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
JP7168926B2 (ja) * 2018-03-28 2022-11-10 三菱重工業株式会社 フィルム冷却構造
CN109058173A (zh) * 2018-08-17 2018-12-21 大连凌海华威科技服务有限责任公司 凹坑型压气机叶片及其对叶栅内流动分离的控制方法
FR3102794B1 (fr) * 2019-10-31 2022-09-09 Safran Aircraft Engines Composant de turbomachine comportant des orifices de refroidissement ameliores
FR3107562B1 (fr) * 2020-02-20 2022-06-10 Safran Aube de turbomachine comportant des fentes de refroidissement de son bord de fuite équipées de perturbateurs
CN112682107B (zh) * 2020-12-20 2023-07-21 中国航发四川燃气涡轮研究院 带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构及方法和燃气轮机

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB679931A (en) * 1949-12-02 1952-09-24 Bristol Aeroplane Co Ltd Improvements in or relating to blades for turbines or the like
DE1601613A1 (de) * 1967-08-03 1970-12-17 Motoren Turbinen Union Turbinenschaufel,insbesondere Turbinenleitschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
US4720239A (en) * 1982-10-22 1988-01-19 Owczarek Jerzy A Stator blades of turbomachines
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US5337568A (en) * 1993-04-05 1994-08-16 General Electric Company Micro-grooved heat transfer wall
FR2782118B1 (fr) * 1998-08-05 2000-09-15 Snecma Aube de turbine refroidie a bord de fuite amenage
US6183197B1 (en) * 1999-02-22 2001-02-06 General Electric Company Airfoil with reduced heat load
US6607355B2 (en) 2001-10-09 2003-08-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced heat transfer
US6695582B2 (en) * 2002-06-06 2004-02-24 General Electric Company Turbine blade wall cooling apparatus and method of fabrication

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2585668C2 (ru) * 2010-08-05 2016-06-10 Сименс Акциенгезелльшафт Перо лопатки турбины и способ нанесения теплозащитного покрытия

Also Published As

Publication number Publication date
EP1834066B1 (de) 2009-10-07
PL1834066T3 (pl) 2010-03-31
EP1834066A1 (de) 2007-09-19
ATE445085T1 (de) 2009-10-15
RU2007123582A (ru) 2008-12-27
US7766616B2 (en) 2010-08-03
CN100575672C (zh) 2009-12-30
JP2008520890A (ja) 2008-06-19
CN101057061A (zh) 2007-10-17
WO2006056525A1 (de) 2006-06-01
US20080124225A1 (en) 2008-05-29
EP1659262A1 (de) 2006-05-24
ES2333242T3 (es) 2010-02-18
DE502005008298D1 (de) 2009-11-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2393356C2 (ru) Лопатка для газовой турбины, применение лопатки турбины, а также способ охлаждения лопатки турбины
JP6266231B2 (ja) タービンロータブレード先端における冷却構造
US10113433B2 (en) Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
JP6209609B2 (ja) 動翼
JP5848876B2 (ja) タービンブレード冷却システム
US8684664B2 (en) Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US20170138211A1 (en) Ring segment cooling structure and gas turbine having the same
KR20160037093A (ko) 가스 터빈의 터빈 블레이드를 위한 냉각 기구
JP2009144724A (ja) 発散型タービンノズル
KR102153065B1 (ko) 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11015452B2 (en) Gas turbine blade
JP6506549B2 (ja) タービンブレード内の構造構成および冷却回路
US10605090B2 (en) Intermediate central passage spanning outer walls aft of airfoil leading edge passage
US11624285B2 (en) Airfoil and gas turbine having same
KR20170128128A (ko) 냉매 통로의 턴 개구에 응력 저감용 구근식 돌출부를 갖춘 블레이드
JP2017110661A (ja) 微細チャネル回路に入口通路を形成する際にターゲット特徴を利用するためのシステムおよび方法
US9739155B2 (en) Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
JP6873673B2 (ja) タービンロータブレード内の内部冷却構成
US10655478B2 (en) Turbine blade and gas turbine
JP2016200144A (ja) タービン翼形部
US11643934B2 (en) Trailing edge tip cooling of blade of a gas turbine blade
US10774664B2 (en) Plenum for cooling turbine flowpath components and blades
WO2017047516A1 (ja) 燃焼器用筒、燃焼器及びガスタービン
US20160186577A1 (en) Cooling configurations for turbine blades
JP7224928B2 (ja) タービン動翼及びガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191108