RU2403402C2 - Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей - Google Patents
Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2403402C2 RU2403402C2 RU2006122178/06A RU2006122178A RU2403402C2 RU 2403402 C2 RU2403402 C2 RU 2403402C2 RU 2006122178/06 A RU2006122178/06 A RU 2006122178/06A RU 2006122178 A RU2006122178 A RU 2006122178A RU 2403402 C2 RU2403402 C2 RU 2403402C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cavity
- blade
- radial end
- central
- outer side
- Prior art date
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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Рабочая лопатка газотурбинного двигателя имеет в своей центральной части контур охлаждения внутренней стороны и контур охлаждения наружной стороны. Контур охлаждения внутренней стороны включает в себя, по меньшей мере, одну первую и одну вторую полости внутренней стороны, проходящие радиально и в направлении толщины лопаток от внутренней стороны лопатки до центральной стенки, проходящей радиально и по направлению каркаса лопатки. Центральная полость проходит радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны до наружной стороны лопатки. Отверстие впуска воздуха расположено на радиальном конце первой полости внутренней стороны для питания воздухом контура внутренней стороны. Первый проход соединяет другой радиальный конец первой полости внутренней стороны с соседним радиальным концом второй полости внутренней стороны. Второй проход соединяет другой радиальный конец второй полости внутренней стороны с соседним радиальным концом центральной полости. Выпускные отверстия начинаются в центральной полости и выходят на внутреннюю сторону лопатки. Контур охлаждения наружной стороны включает в себя, по меньшей мере, одну первую и одну вторую полости наружной стороны, проходящие радиально и в направлении толщины лопаток с наружной стороны лопатки до центральной стенки. Центральная полость проходит радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны до наружной стороны лопатки. Отверстие впуска воздуха расположено на радиальном конце первой полости наружной стороны для питания воздухом контура наружной стороны. Первый проход соединяет другой радиальный конец первой полости
Description
Предшествующий уровень техники
Настоящее изобретение относится к области охлаждения рабочих лопаток газотурбинного двигателя, в частности лопаток турбин высокого давления.
Известен способ оснащения рабочих лопаток газовых турбин газотурбинного двигателя, таких как турбины высокого и низкого давления, внутренними контурами охлаждения, позволяющими им выдерживать без повреждений очень высокие температуры, которым они подвергаются во время работы газотурбинного двигателя. Так, в случае турбины высокого давления температура газов, выходящих из камеры сгорания, достигает значений, значительно выше тех, которые могут выдержать без повреждений рабочие лопатки турбины, что имеет следствием ограничение их срока службы.
Благодаря таким контурам охлаждения воздух, который вводится в лопатку главным образом через ее основание, пересекает ее, следуя по пути, образованному выполненными в лопатке полостями, прежде чем быть выпущенным через отверстия, выходящие на поверхность лопатки.
Существует несколько вариантов выполнения таких контуров охлаждения. В частности, некоторые контуры используют полости охлаждения, которые занимают всю ширину лопаток, что представляет собой неудобство из-за ограничения термической эффективности охлаждения. С целью устранения этого недостатка, другие контуры, описанные, в частности, в патентах EP 1288438 и EP 1288439, предполагают использование полостей охлаждения по краю, занимающих только одну сторону лопатки (внутреннюю сторону или наружную сторону), или же обе стороны с добавлением большой центральной камеры между этими полостями по краям. Хотя такие контуры эффективны с точки зрения температурного режима, они остаются сложными и дорогостоящими в изготовлении путем литья, и увеличивают вес полученных лопаток.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является исправление вышеуказанных недостатков известных систем и разработка контура охлаждения для рабочих лопаток, позволяющего осуществлять эффективное охлаждение лопаток, не снижая аэродинамических характеристик турбины, и имеющего невысокую стоимость изготовления.
Для решения данной задачи лопатка согласно изобретению имеет в своей центральной части контур охлаждения внутренней стороны и контур охлаждения наружной стороны. Контур охлаждения внутренней стороны включает в себя по меньшей мере первую и вторую полости внутренней стороны, проходящие радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны лопатки до центральной стенки, которая проходит радиально и в направлении каркаса лопатки, центральную полость, которая в свою очередь проходит радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны до наружной стороны лопатки, отверстие для впуска воздуха на радиальном конце первой полости внутренней стороны, служащее для запитывания воздухом контура внутренней стороны, первый проход, соединяющий другой радиальный конец первой полости внутренней стороны с соседним радиальным концом второй полости внутренней стороны, второй проход, соединяющий другой радиальный конец второй полости внутренней стороны с соседним радиальным концом центральной полости, и выпускные отверстия, начинающиеся в центральной полости и выходящие на внутреннюю сторону лопатки. Что касается контура охлаждения наружной стороны, то он включает в себя по меньшей мере первую и вторую полости наружной стороны, проходящие радиально и в направлении толщины лопатки от наружной стороны лопатки до центральной стенки, которая проходит радиально и в направлении каркаса лопатки, центральную полость, которая в свою очередь проходит радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны до наружной стороны лопатки, отверстие для впуска воздуха на радиальном конце первой полости наружной стороны, служащее для запитывания воздухом контура наружной стороны, первый проход, соединяющий другой радиальный конец первой полости наружной стороны с соседним радиальным концом второй полости наружной стороны, второй проход, соединяющий другой радиальный конец второй полости наружной стороны с соседним радиальным концом центральной полости, и выпускные отверстия, начинающиеся в центральной полости и выходящие на внутреннюю сторону лопатки.
Благодаря таким контурам стало возможным осуществлять однородное и эффективное охлаждение лопаток. Действительно, центральная стенка, отделяющая полости внутренней стороны от полостей наружной стороны, охлаждается воздухом, циркулирующим в контурах внутренней и наружной сторон. В результате этого происходит падение средней температуры лопаток, прямым следствием чего является увеличение срока службы лопаток. К тому же, эти контуры охлаждения не создают никаких особых проблем для изготовления и установки в турбине.
Согласно одному из вариантов осуществления изобретения лопатка дополнительно содержит контур охлаждения передней кромки, включающий в себя по меньшей мере одну полость, проходящую радиально вблизи передней кромки лопатки, по меньшей мере одно отверстие для впуска воздуха, выходящее в полость передней кромки, и выпускные отверстия, начинающиеся в вышеупомянутой полости передней кромки и выходящие на переднюю кромку лопатки.
Согласно другому варианту осуществления изобретения лопатка дополнительно содержит контур охлаждения задней кромки, включающий в себя по меньшей мере одну полость, проходящую радиально вблизи задней кромки лопатки, по меньшей мере одно отверстие для впуска воздуха, выходящее в полость задней кромки, и выпускные отверстия, начинающиеся в вышеупомянутой полости задней кромки и выходящие на внутреннюю сторону лопатки.
Преимущественно, внутренние стенки полостей контуров охлаждения внутренней и наружной сторон снабжены пертурбаторами потока, призванными увеличивать теплопередачу вдоль этих стенок.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения вытекают из описания, приведенного ниже со ссылками на фигуры приложенных чертежей, иллюстрирующих неограничивающий пример осуществления изобретения. В числе фигур:
- фиг.1 изображает вид в поперечном сечении рабочей лопатки согласно одному из способов осуществления изобретения;
- фиг.2 и 3 изображают виды в поперечном сечении Фиг.1 соответственно, согласно II-II и III-III; и
- фиг.4 и 5 - виды в поперечном сечении рабочих лопаток согласно другим вариантам осуществления изобретения;
Подробное описание изобретения
Фиг.1-3 изображают рабочую лопатку 10 газотурбинного двигателя, в частности рабочую лопатку турбины высокого давления. Изобретение применимо также к другим рабочим лопаткам газотурбинного двигателя, например к лопатке турбины низкого давления такого двигателя.
Лопатка 10 включает в себя аэродинамическую поверхность (или лопасть), которая проходит радиально между основанием лопатки 12 и вершиной лопатки 14. Эта аэродинамическая поверхность состоит из передней кромки 16, расположенной навстречу потоку горячих газов, выходящему из камеры сгорания газотурбинного двигателя, задней кромки 18, противостоящей передней кромке 16, боковой поверхности внутренней стороны 20 и боковой поверхности наружной стороны 22, при этом боковые поверхности 20, 22 соединяют переднюю кромку 16 с задней кромкой 18.
Рабочая лопатка 10 газотурбинного двигателя согласно изобретению имеет в своей центральной части С, то есть в той своей части, для которой расстояние между поверхностями ее внутренней стороны 20 и наружной стороны 22 наиболее велико, контур охлаждения внутренней стороны и контур охлаждения наружной стороны.
Контур охлаждения внутренней стороны лопаток включает в себя, в частности, по меньшей мере одну первую полость внутренней стороны 24, вторую полость внутренней стороны 26 и центральную полость 28 (большее количество полостей внутренней стороны вполне возможно). Полости 24, 26 и 28 распространяются радиально между основанием 12 и вершиной 14 лопатки.
Кроме того, полости 24, 26 внутренней стороны проходят в направлении толщины лопатки (то есть, в направлении ее ширины, определяемой расстоянием между поверхностями внутренней стороны 20 и наружной стороны 22) от внутренней стороны 20 лопатки до центральной стенки (или перегородки) 30, проходящей в свою очередь, с одной стороны радиально между основанием 12 и вершиной 14 лопатки и с другой стороны в направлении каркаса 32 лопатки. Центральная полость 28 проходит в направлении толщины лопатки от ее внутренней стороны 20 до ее наружной стороны 22.
Как видно из Фиг.2, контур охлаждения внутренней стороны включает в себя также отверстие впуска воздуха 34 на радиальном конце первой полости внутренней стороны 24 (на уровне основания 12 лопатки) для запитывания воздухом контура внутренней стороны.
Первый проход 36 соединяет другой радиальный конец первой полости внутренней стороны 24 (на уровне вершины 14 лопатки) с соседним радиальным концом второй полости внутренней стороны 26. Второй проход 38 соединяет другой радиальный конец второй полости внутренней стороны 26 (то есть, на уровне основания 12 лопатки) с соседним радиальным концом центральной полости 28 контура внутренней стороны.
Контур охлаждения внутренней стороны включает в себя также выпускные отверстия 40, начинающиеся в центральной полости 28 и выходящие на поверхность внутренней стороны 20 лопатки. Эти отверстия 40 регулярно распределены по всей радиальной высоте лопаток.
Циркуляция охлаждающего воздуха, который проходит по этому контуру внутренней стороны, происходит как было показано выше. Контур питается охлаждающим воздухом через впускное отверстие 34. Воздух проходит вначале через первую полость внутренней стороны 24, затем через вторую полость внутренней стороны 26 и, наконец, через центральную полость 28, прежде чем быть выпущенными на внутреннюю сторону 20 лопатки через выпускные отверстия 40.
Контур охлаждения наружной стороны лопатки включает в себя, в частности, по меньшей мере одну первую полость наружной стороны 42, вторую полость наружной стороны 44 и центральную полость 46 (большее количество полостей наружной стороны вполне возможно). Полости 42, 44 и 46 проходят радиально между основанием 12 и вершиной 14 лопатки.
Кроме того, полости 42, 44 наружной стороны проходят в направлении толщины лопатки от внутренней стороны 22 лопатки до центральной стенки 30, описанной ранее в связи с контуром охлаждения внутренней стороны лопаток. Центральная полость 46 проходит в направлении толщины лопатки от ее внутренней стороны 20 до ее наружной стороны 22.
Как показано на фиг.3, контур охлаждения наружной стороны включает в себя также отверстие впуска воздуха 48 на радиальном конце первой полости наружной стороны 42 (на уровне основания 12 лопатки) для запитывания воздухом контура наружной стороны.
Первый проход 50 соединяет другой радиальный конец первой полости наружной стороны 42 (на уровне вершины 14 лопатки) с соседним радиальным концом второй полости наружной стороны 44. Второй проход 52 соединяет другой радиальный конец второй полости наружной стороны 44 (то есть, на уровне основания 12 лопатки) с соседним радиальным концом центральной полости 46 контура наружной стороны.
Контур охлаждения наружной стороны включает в себя также выпускные отверстия 54, начинающиеся в центральной полости 46 и выходящие на поверхность внутренней стороны 20 лопатки. Эти отверстия 54 регулярно распределены по всей радиальной высоте лопаток.
Циркуляция охлаждающего воздуха, который проходит по этому контуру наружной стороны, происходит как было показано выше. Контур питается охлаждающим воздухом через впускное отверстие 48. Воздух проходит вначале через первую полость внутренней стороны 42, затем через вторую полость внутренней стороны 44 и, наконец, через центральную полость 46, прежде чем быть выпущенным на внутреннюю сторону 20 лопатки через выпускные отверстия 54.
Следует отметить, что контуры охлаждения внутренней стороны и наружной стороны имеют каждый свое собственное отверстие впуска воздуха и что не существует никакого сообщения воздуха одного и другого контуров, таким образом, эти контуры полностью независимы друг от друга.
Следует также отметить, что полости внутренней стороны 24, 26 и полости наружной стороны 42, 44 контуров охлаждения внутренней и наружной сторон расположены с той и с другой стороны центральной стенки 30. Кроме того, центральная полость 28 контура внутренней стороны расположена со стороны передней кромки 16 лопатки, в то время как центральная полость 46 контура наружной стороны расположена со стороны задней кромки 18 лопатки.
Как показано на фиг.1-3, внутренние стенки полостей 24, 26, 28, 42, 44 и 46 контуров охлаждения внутренней стороны и наружной стороны преимущественно могут быть снабжены пертурбаторами потока 56, предназначенными для увеличения теплопередачи вдоль этих стенок.
Эти пертурбаторы потока могут иметь форму нервюр, прямых или наклоненных по отношению к оси вращения лопатки, или форму клиньев или же другую эквивалентную форму.
Дополнительные контуры охлаждения позволяют обеспечивать надежное охлаждение передней кромки 16 и задней кромки 18 лопатки.
В общем случае контур охлаждения передней кромки включает в себя по меньшей мере одну полость 58, проходящую радиально вблизи передней кромки 16 лопатки, по меньшей мере одно отверстие для впуска воздуха 60,60', выходящее в полость передней кромки 58, и выпускные отверстия 62, начинающиеся в полости передней кромки и выходящие на переднюю кромку лопатки.
Что касается контура охлаждения задней кромки, он включает по меньшей мере одну полость 64, проходящую радиально вблизи задней кромки 18 лопатки, по меньшей мере одно отверстие для впуска воздуха 66, 66', выходящее в полость задней кромки 64, и выпускные отверстия 68, начинающиеся в полости задней кромки и выходящие на внутреннюю сторону 20 лопатки.
Ниже приведены варианты выполнения указанных дополнительных контуров охлаждения.
В способе осуществления согласно фиг.1-3 контур охлаждения передней кромки включает в себя центральную полость 70, которая проходит радиально между основанием 12 и вершиной 14 лопатки и в направлении толщины лопаток от внутренней стороны 20 до наружной стороны 22 лопатки. Отверстие впуска воздуха 72 предусмотрено на радиальном конце этой центральной полости 70 (здесь на уровне основания 12 лопатки).
Контур передней кромки включает в себя также множество отверстий впуска воздуха 60, распределенных по всей высоте лопаток. Эти отверстия начинаются в центральной полости 70 и выходят в полость передней кромки 58.
Таким образом, охлаждающий воздух проходит через центральную полость 70, затем через полость передней кромки 58, прежде чем быть выпущенным на переднюю кромку 16 лопатки через выпускные отверстия 62. Как показано на фиг.1, выпуск воздуха может быть осуществлен как на внутреннюю сторону 20, так и на наружную сторону 22 лопатки.
В варианте осуществления изобретения по фиг.1-3 контур охлаждения задней кромки дополнительно включает в себя центральную полость 74, которая проходит радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны 20 до наружной стороны 22 лопатки, и отверстие 76 на радиальном конце этой центральной полости 74 (здесь на уровне основания 12 лопатки) для питания воздухом этого контура.
Множество отверстий впуска воздуха 66, распределенных по всей высоте лопатки, начинаются в центральной полости 74 этого контура и выходят в полость задней кромки 64.
Циркуляция воздуха в этом контуре охлаждения задней кромки подобна происходящей в контуре охлаждения передней кромки: воздух проходит через центральную полость 74, затем через полость задней кромки 64 перед тем, как быть выпущенным на поверхность внутренней стороны 20 лопатки на уровне задней кромки 18 последней.
Согласно другому варианту осуществления изобретения, представленному на фиг.4, отверстиями впуска воздуха контуров передней кромки и задней кромки лопатки 10' являются отверстия, расположенные в соответствующем радиальном конце полости передней кромки 58 и задней кромки 64 (в данном случае на уровне основания 12 лопатки) и выходящие в эти последние. Эти отверстия впуска воздуха не изображены на фиг.4, но они того же типа, что и те, которые питают воздухом контуры охлаждения внутренней стороны и внешней стороны лопатки.
Охлаждающий воздух проходит таким образом через полости передней кромки 58 и задней кромки 64 от основания 12 к вершине 14 лопатки, прежде чем быть выпущенным через соответствующие выпускные отверстия 62, 68.
Согласно еще одному варианту, представленному на фиг.5, контур охлаждения передней кромки лопаток 10” имеет множество отверстий впуска воздуха 60', выходящих в полость передней кромки 58 этого контура и начинающихся в центральной полости 28 контура охлаждения внутренней стороны.
Также контур охлаждения задней кромки лопатки 10” имеет множество отверстий впуска воздуха 66', выходящих в полость задней кромки 64 этой контура и начинающихся в центральной полости 46 контура охлаждения наружной стороны.
Таким образом, охлаждающий воздух, питающий контуры передней кромки и задней кромки, берется соответственно из контура внутренней стороны и контура наружной стороны лопатки.
Следует отметить, что по сравнению с вариантом, представленным на фиг.1-3, варианты исполнения лопаток 10', 10”, представленные на фиг.4 и 5, не включают в себя центральной полости в контурах охлаждения передней кромки и задней кромки. Эти варианты осуществления изобретения, таким образом, особенно приспособлены для лопатки, имеющей более короткую хорду, чем те, что описаны в соответствии с фиг.1-3.
По отношению к варианту осуществления согласно фиг.4, вариант согласно фиг.5 предназначен более специфически для лопаток, которые подвергаются воздействию газов с менее высокими температурами.
Контуры охлаждения согласно изобретению представляют многочисленные преимущества. В особенности, наличие центральной стенки, которая расположена вдоль каркаса в центральной части лопатки и которая охлаждается воздухом, проходящим по внутренним и наружным полостям контуров внутренней стороны и наружной стороны, позволяет обеспечить эффективное и однородное охлаждение лопатки. Следствием этого является значительное понижение средней температуры лопатки, что в свою очередь влечет за собой заметное увеличение срока службы лопатки и, таким образом, отдаляет срок ее замены. К тому же, присутствие этих контуров охлаждения не снижает аэродинамических показателей турбины, оснащенной такими лопатками. Изготовление снабженных такими контурами охлаждения лопаток методом литья не представляет, кроме того, никаких особых проблем.
Способ охлаждения лопаток согласно настоящему изобретению имеет еще одно преимущество, состоящее в том, что он может быть легко приспособлен для рабочих лопаток с так называемым «большим результирующим моментом вращения». Результирующий момент вращения лопатки соответствует наибольшей площади круга, вписанного в сечение лопатки. Так, лопатка с большим результирующим моментом вращения имеет круг большего диаметра, чем лопатка со стандартным моментом вращения.
Claims (10)
1. Рабочая лопатка (10, 10', 10") газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что она имеет в своей центральной части (С) контур охлаждения внутренней стороны и контур охлаждения наружной стороны, при этом контур охлаждения внутренней стороны включает в себя: по меньшей мере одну первую (24) и одну вторую полости внутренней стороны (26), проходящие радиально и в направлении толщины лопаток от внутренней стороны (20) лопатки до центральной стенки (30), проходящей радиально и по направлению (32) каркаса лопатки, центральную полость (28), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки, отверстие впуска воздуха (34) на радиальном конце первой полости внутренней стороны (24) для питания воздухом контура внутренней стороны, первый проход (36), соединяющий другой радиальный конец первой полости внутренней стороны (24) с соседним радиальным концом второй полости внутренней стороны (26), второй проход (38), соединяющий другой радиальный конец второй полости внутренней стороны (26) с соседним радиальным концом центральной полости (28), и выпускные отверстия (40), начинающиеся в центральной полости (28) и выходящие на внутреннюю сторону (20) лопатки, а контур охлаждения наружной стороны включает в себя: по меньшей мере одну первую (42) и одну вторую полости наружной стороны (44), проходящие радиально и в направлении толщины лопаток с наружной стороны (22) лопатки до вышеназванной центральной стенки (30), центральную полость (46), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки, отверстие впуска воздуха (48) на радиальном конце первой полости наружной стороны (42) для питания воздухом контура наружной стороны, первый проход (50), соединяющий другой радиальный конец первой полости наружной стороны (42) с соседним радиальным концом второй полости наружной стороны (44), второй проход (52), соединяющий другой радиальный конец второй полости наружной стороны (44) с соседним радиальным концом центральной полости (46), и выпускные отверстия (54), начинающиеся в центральной полости (46) и выходящие на внутреннюю сторону (20) лопатки.
2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит контур охлаждения передней кромки, включающий в себя по меньшей мере одну полость (58), проходящую радиально вблизи передней кромки (16) лопатки, по меньшей мере одно отверстие впуска воздуха (60, 60'), выходящее в полость передней кромки (58), и выпускные отверстия (62), начинающиеся в вышеупомянутой полости передней кромки и выходящие на переднюю кромку (16) лопатки.
3. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что отверстием впуска воздуха является отверстие, расположенное на радиальном конце полости передней кромки (58).
4. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что контур охлаждения передней кромки включает в себя множество отверстий впуска воздуха (60'), начинающихся в центральной полости (28) контура охлаждения внутренней стороны и выходящих в полость передней кромки (58).
5. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что контур охлаждения передней кромки дополнительно включает в себя центральную полость (70), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки, отверстие (72) на радиальном конце центральной полости (70) для питания воздухом контура и множество отверстий впуска воздуха (60), начинающихся в вышеупомянутой центральной полости (70) и выходящих в полость передней кромки (58).
6. Лопатка по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит контур охлаждения задней кромки, включающий в себя по меньшей мере одну полость (64), проходящую радиально вблизи задней кромки (18) лопатки, по меньшей мере одно отверстие впуска воздуха (66, 66'), выходящее в полость задней кромки (64), и выпускные отверстия (68), начинающиеся в вышеупомянутой полости задней кромки и выходящие на внутреннюю сторону (20) лопатки.
7. Лопатка по п.6, отличающаяся тем, что отверстием впуска воздуха является отверстие, расположенное на радиальном конце полости задней кромки (64).
8. Лопатка по п.6, отличающаяся тем, что контур охлаждения задней кромки включает в себя множество отверстий впуска воздуха (66'), начинающихся в центральной полости (46) контура охлаждения наружной стороны и выходящих в полость задней кромки (64).
9. Лопатка по п.6, отличающаяся тем, что контур охлаждения задней кромки дополнительно включает в себя центральную полость (74), проходящую радиально и в направлении толщины лопатки от внутренней стороны (20) до наружной стороны (22) лопатки, отверстие (76) на радиальном конце центральной полости (74) для питания воздухом контура и множества отверстий впуска воздуха (66), начинающихся в вышеупомянутой центральной полости и выходящих в полость задней кромки (64).
10. Лопатка по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что внутренние стенки полостей (24, 26, 28, 42, 44, 46) контуров охлаждения внутренней стороны и наружной стороны снабжены пертурбаторами потока (56), предназначенными для увеличения теплопередачи вдоль этих стенок.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0506266A FR2887287B1 (fr) | 2005-06-21 | 2005-06-21 | Circuits de refroidissement pour aube mobile de turbomachine |
| FR0506266 | 2005-06-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006122178A RU2006122178A (ru) | 2007-12-27 |
| RU2403402C2 true RU2403402C2 (ru) | 2010-11-10 |
Family
ID=35923394
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006122178/06A RU2403402C2 (ru) | 2005-06-21 | 2006-06-20 | Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7513739B2 (ru) |
| EP (1) | EP1741875B1 (ru) |
| JP (1) | JP4801513B2 (ru) |
| CA (1) | CA2550442C (ru) |
| DE (1) | DE602006002782D1 (ru) |
| FR (1) | FR2887287B1 (ru) |
| RU (1) | RU2403402C2 (ru) |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2893974B1 (fr) * | 2005-11-28 | 2011-03-18 | Snecma | Circuit de refroidissement central pour aube mobile de turbomachine |
| US7296973B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-11-20 | General Electric Company | Parallel serpentine cooled blade |
| US7862299B1 (en) * | 2007-03-21 | 2011-01-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits |
| US7985049B1 (en) * | 2007-07-20 | 2011-07-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with impingement cooling |
| WO2009016744A1 (ja) * | 2007-07-31 | 2009-02-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | タービン用翼 |
| US10156143B2 (en) * | 2007-12-06 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes |
| US9995148B2 (en) * | 2012-10-04 | 2018-06-12 | General Electric Company | Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades |
| JP5567180B1 (ja) * | 2013-05-20 | 2014-08-06 | 川崎重工業株式会社 | タービン翼の冷却構造 |
| US9803500B2 (en) | 2014-05-05 | 2017-10-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil cooling passage configuration |
| US10012090B2 (en) * | 2014-07-25 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling apparatus |
| JP2017529483A (ja) * | 2014-08-07 | 2017-10-05 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | 分岐した翼弦中間冷却チャンバを備えるタービン翼冷却システム |
| US11280214B2 (en) * | 2014-10-20 | 2022-03-22 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component |
| FR3032173B1 (fr) * | 2015-01-29 | 2018-07-27 | Safran Aircraft Engines | Pale d'helice de turbopropulseur a soufflage |
| FR3067389B1 (fr) | 2017-04-10 | 2021-10-29 | Safran | Aube de turbine presentant une structure amelioree |
| FR3067390B1 (fr) | 2017-04-10 | 2019-11-29 | Safran | Aube de turbine presentant une structure amelioree |
| US10626734B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10704398B2 (en) * | 2017-10-03 | 2020-07-07 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10633980B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-28 | United Technologies Coproration | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10626733B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US11002138B2 (en) * | 2017-12-13 | 2021-05-11 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade cooling system with lower turning vane bank |
| FR3095834B1 (fr) * | 2019-05-09 | 2021-06-04 | Safran | Aube de turbomachine à refroidissement amélioré |
| US11732594B2 (en) * | 2019-11-27 | 2023-08-22 | General Electric Company | Cooling assembly for a turbine assembly |
| FR3107920B1 (fr) | 2020-03-03 | 2023-11-10 | Safran Aircraft Engines | Aube creuse de turbomachine et plateforme inter-aubes équipées de saillies perturbatrices de flux de refroidissement |
| CN113090335A (zh) * | 2021-05-14 | 2021-07-09 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种用于涡轮转子叶片的冲击加气膜双层壁冷却结构 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06102963B2 (ja) * | 1983-12-22 | 1994-12-14 | 株式会社東芝 | ガスタ−ビン空冷翼 |
| JPH0233843B2 (ja) * | 1984-03-23 | 1990-07-31 | Kogyo Gijutsuin | Gasutaabindoyokunoreikyakukozo |
| US5165852A (en) * | 1990-12-18 | 1992-11-24 | General Electric Company | Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways |
| FR2672338B1 (fr) * | 1991-02-06 | 1993-04-16 | Snecma | Aube de turbine munie d'un systeme de refroidissement. |
| US5813835A (en) * | 1991-08-19 | 1998-09-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Air-cooled turbine blade |
| US5356265A (en) * | 1992-08-25 | 1994-10-18 | General Electric Company | Chordally bifurcated turbine blade |
| US5387085A (en) * | 1994-01-07 | 1995-02-07 | General Electric Company | Turbine blade composite cooling circuit |
| US6126396A (en) * | 1998-12-09 | 2000-10-03 | General Electric Company | AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers |
| FR2829174B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2006-01-20 | Snecma Moteurs | Perfectionnement apportes aux circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| FR2829175B1 (fr) * | 2001-08-28 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz |
| FR2833298B1 (fr) | 2001-12-10 | 2004-08-06 | Snecma Moteurs | Perfectionnements apportes au comportement thermique du bord de fuite d'une aube de turbine haute-pression |
| US6607356B2 (en) * | 2002-01-11 | 2003-08-19 | General Electric Company | Crossover cooled airfoil trailing edge |
| DE60237350D1 (de) * | 2002-05-09 | 2010-09-30 | Gen Electric | Turbinenschaufel mit dreifach nach hinten gewundenen Kühlkanälen |
| US7097426B2 (en) * | 2004-04-08 | 2006-08-29 | General Electric Company | Cascade impingement cooled airfoil |
| US7296972B2 (en) * | 2005-12-02 | 2007-11-20 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels |
| US7296973B2 (en) * | 2005-12-05 | 2007-11-20 | General Electric Company | Parallel serpentine cooled blade |
-
2005
- 2005-06-21 FR FR0506266A patent/FR2887287B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-06-06 DE DE602006002782T patent/DE602006002782D1/de active Active
- 2006-06-06 EP EP06115023A patent/EP1741875B1/fr active Active
- 2006-06-15 JP JP2006165609A patent/JP4801513B2/ja active Active
- 2006-06-15 US US11/452,971 patent/US7513739B2/en active Active
- 2006-06-19 CA CA2550442A patent/CA2550442C/fr active Active
- 2006-06-20 RU RU2006122178/06A patent/RU2403402C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4801513B2 (ja) | 2011-10-26 |
| EP1741875B1 (fr) | 2008-09-17 |
| US20070116570A1 (en) | 2007-05-24 |
| RU2006122178A (ru) | 2007-12-27 |
| DE602006002782D1 (de) | 2008-10-30 |
| FR2887287A1 (fr) | 2006-12-22 |
| JP2007002843A (ja) | 2007-01-11 |
| EP1741875A1 (fr) | 2007-01-10 |
| CA2550442A1 (fr) | 2006-12-21 |
| US7513739B2 (en) | 2009-04-07 |
| FR2887287B1 (fr) | 2007-09-21 |
| CA2550442C (fr) | 2012-12-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2403402C2 (ru) | Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей | |
| US8182223B2 (en) | Turbine blade cooling | |
| US7293961B2 (en) | Zigzag cooled turbine airfoil | |
| US6491496B2 (en) | Turbine airfoil with metering plates for refresher holes | |
| CA2668605C (en) | Crossflow turbine airfoil | |
| EP1001137B1 (en) | Gas turbine airfoil with axial serpentine cooling circuits | |
| US7296973B2 (en) | Parallel serpentine cooled blade | |
| RU2421623C2 (ru) | Регулируемая лопатка турбореактивного двигателя, турбореактивный двигатель, газотурбинный двигатель | |
| US7097419B2 (en) | Common tip chamber blade | |
| JP4463362B2 (ja) | ガスタービン動翼用の内部冷却回路 | |
| JP3459579B2 (ja) | 後方流動多段エーロフォイル冷却回路 | |
| US6471479B2 (en) | Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit | |
| JP4728588B2 (ja) | 補完冷却式タービンノズル | |
| RU2388915C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка газовой турбины | |
| US11085306B2 (en) | Turbine rotor blade with airfoil cooling integrated with impingement platform cooling | |
| EP1361337B1 (en) | Turbine airfoil cooling configuration | |
| JP2003322003A (ja) | 後方に流れる単一の３経路蛇行冷却回路を有するタービン翼形部 | |
| EP1362982A1 (en) | Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |