RU2456459C2 - Эксцентрическая фаска у входа ответвлений в проточном канале - Google Patents

Эксцентрическая фаска у входа ответвлений в проточном канале Download PDF

Info

Publication number
RU2456459C2
RU2456459C2 RU2009139764/06A RU2009139764A RU2456459C2 RU 2456459 C2 RU2456459 C2 RU 2456459C2 RU 2009139764/06 A RU2009139764/06 A RU 2009139764/06A RU 2009139764 A RU2009139764 A RU 2009139764A RU 2456459 C2 RU2456459 C2 RU 2456459C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
flow
inlet
edge
wall
Prior art date
Application number
RU2009139764/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009139764A (ru
Inventor
Джон Дэвид МОЛТСОН (GB)
Джон Дэвид МОЛТСОН
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 RU2009139764A publication Critical patent/RU2009139764A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2456459C2 publication Critical patent/RU2456459C2/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
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • 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
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Containers And Packaging Bodies Having A Special Means To Remove Contents (AREA)
  • Percussion Or Vibration Massage (AREA)

Abstract

Проточный канал содержит основной канал, ответвляющийся канал, в котором направление потока перпендикулярно направлению потока основного канала, и входное отверстие ответвляющегося канала, которое расположено в стенке основного канала и задано кромкой, содержащей верхнюю по потоку кромку и нижнюю по потоку кромку. У верхней по потоку кромки входного отверстия предусмотрена фаска. Нижняя по потоку кромка входного отверстия является острой кромкой, образованной прямым углом между стенкой ответвляющегося канала и стенкой основного канала. Фаска у верхней по потоку кромки имеет форму, которая является эксцентрической относительно продольной оси ответвляющегося канала. Изобретение направлено на уменьшение потерь давления. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Данное изобретение относится к проточному каналу с ответвляющимся каналом для эффективного использования поперечного потока с подавлением турбуленций.
Текучие среды, такие как жидкости или газы, необходимо транспортировать через проточные каналы в различных технических применениях. Проточные каналы часто содержат ответвления, которые имеют направление потока, по существу перпендикулярное направлению потока основного проточного канала, с целью разделения потока, где потоки разделяются. У таких ответвлений обычно возникают турбуленции у кромок входа и вызывают нежелательные потери давления. Одним способом уменьшения турбуленций является снабжение фаской кромок входа.
В ЕР 0 365 195 А2 показаны различные конфигурации для сходящихся-расходящихся отверстий пленочного охлаждения с имеющими форму усеченного конуса частями, соединенными у их наиболее узких частей, вместе со способами сверления отверстий, необходимых для обеспечения конфигураций.
В ЕР 1 686 240 А1 показаны охлаждающие отверстия, где зоны острых кромок разрушены вдоль периферии, так что в этой зоне имеется плоская зона.
Компоненты пути прохождения горячего газа являются одним применением поперечных потоков. На эти компоненты воздействуют высокие температуры и их необходимо охлаждать. В частности, компоненты пути прохождения горячего газа газовой турбины, такие как турбинные лопатки или лопасти, часто постоянно охлаждаются, при этом пленочное и принудительное охлаждение играет значительную роль. Для пленочного охлаждения компонент должен быть выполнен полым, и отверстия соединяют внутреннее пространство компонента с наружной поверхностью. Это обеспечивает, что охлаждающий поток из внутреннего пространства входит в отверстия и создает тонкую охлаждающую пленку также на наружной стороне лопатки. Применяемый в данном случае поперечный поток через отверстия связан с уже упомянутой выше нежелательной потерей давления, которая может уменьшать эффективность пленочного охлаждения. То же относится к принудительному охлаждению, где поток выдувается из сквозных отверстий в стенке проточного канала для соударения с задней стороной подлежащей охлаждению стенки.
Поэтому задачей данного изобретения является создание проточного канала с ответвляющимся каналом, имеющим направление потока, по существу перпендикулярное направлению потока основного проточного канала, который преодолевает недостатки уровня техники. Другой задачей данного изобретения является создание предпочтительного турбинного компонента.
Эти задачи решены с помощью проточного канала, согласно пункту 1 формулы изобретения, и турбинного компонента, согласно пункту 4 формулы изобретения. В зависимых пунктах формулы изобретения заданы дальнейшие модификации изобретения.
Проточный канал, согласно изобретению, содержит кромку, задающую входное отверстие ответвляющегося канала, характеризующееся фаской у верхней по потоку кромки входного отверстия и острой нижней по потоку кромкой входного отверстия. Обычно в ответвляющемся канале направление потока перпендикулярно или по существу перпендикулярно направлению потока основного проточного канала.
Изобретение основано на следующих соображениях.
Турбуленции обычно возникают у верхних по потоку кромок входного отверстия. Верхняя по потоку кромка входного отверстия является кромкой на стороне входа, откуда приходит текучая среда поперечного потока. Поток должен обтекать очень резкий угол, срывается с этого угла и создает турбуленции. Согласно уровню техники турбуленции уменьшают посредством предусмотрения фаски на кромке входного отверстия. Однако снабженные фаской нижние по потоку кромки уменьшают эффективный поперечный поток через ответвление, что также является нежелательным результатом. При снабженных фаской или изогнутых верхних по потоку кромках входного отверстия и острых нижних по потоку кромках можно уменьшать нежелательные турбуленции при одновременном сохранении эффективности поперечного потока. Это обеспечивает возможность оптимизации поперечного потока через ответвление. Оптимизация поперечного потока может приводить, например, к повышению эффективности принудительного охлаждения за счет увеличения силы струи, что является следствием уменьшения отделения потока и среза в отверстии.
Входное отверстие, согласно изобретению, может быть реализовано с помощью эксцентричной или центральной фаски, соответственно. В целом входное отверстие может иметь любое поперечное сечение, например круглое, эллиптическое, полукруглое, квадратное или прямоугольное поперечное сечение.
Турбинный компонент, согласно изобретению, который может быть компонентом газовой турбины, содержит внутренний проточный канал с кромкой, задающей входное отверстие ответвляющегося канала, которое характеризуется тем, что предусмотрены фаска на верхней по потоку кромке входного отверстия и острая нижняя по потоку кромка входного отверстия.
Ответвляющийся канал может быть сквозным отверстием через стенку компонента газовой турбины. Это сквозное отверстие может быть отверстием для пленочного охлаждения, отверстием для принудительного охлаждения или отверстием для приема потока, например, в роторе турбины. Кроме того, турбинный компонент, содержащий внутренний проточный канал, согласно изобретению, может быть реализован в виде турбинной лопатки, стенки или лопасти.
Кроме того, отверстие, согласно изобретению, можно применять в качестве отверстия принудительного охлаждения для охлаждения сопловых направляющих лопастей или охлаждения роторных лопаток, например, в аэродинамической поверхности или в концевой стенке. Его можно в целом применять для охлаждения стенок газовой турбины в переходном канале камеры сгорания или компонентов промежуточного канала. Отверстие принудительного охлаждения можно выполнять в отбойной трубе или отбойной пластине и устанавливать в сопловую направляющую лопасть или роторную лопатку с образованием узла.
В целом, фаску, согласно изобретению, можно выполнять с помощью электроэрозионной обработки, электрохимической обработки или литья.
Преимущество проточного канала, согласно изобретению, и турбинного компонента, согласно изобретению, состоит в предотвращении потерь давления в проточных каналах посредством подавления турбуленций, в частности, при применении поперечных потоков. Кроме того, увеличенная сила струи, достигаемая за счет уменьшения срыва потока и среза внутри отверстия, увеличивает коэффициент переноса тепла.
Другие признаки, свойства и преимущества данного изобретения следуют из приведенного ниже описания вариантов выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:
Фиг.1 - роторная лопатка проточного канала, в изометрической проекции;
Фиг.2 - отверстие для пленочного охлаждения, согласно уровню техники, роторной лопатки, на виде сверху;
Фиг.3 - отверстие для пленочного охлаждения, согласно Фиг.2, в разрезе вдоль продольной оси охлаждающего отверстия;
Фиг.4 - первый пример проточного канала, согласно изобретению, отверстие для пленочного охлаждения роторной лопатки с фаской по потоку перед кромкой и острой нижней по потоку кромкой у входа, на виде сверху;
Фиг.5 - разрез охлаждающего отверстия, согласно Фиг.4, вдоль продольной оси охлаждающего отверстия;
Фиг.6 - вход, согласно изобретению, из трубопровода в отдельное ответвление, на виде сверху;
Фиг.7 - разрез входа из трубопровода в отдельное ответвление, согласно Фиг.6, вдоль продольной оси входа.
Фиг.8 - разрез отверстия для принудительного охлаждения вдоль продольной оси входа.
На Фиг.1 показана в изометрической проекции вдоль центральной оси 1 турбинная роторная лопатка. Турбина может быть газовой турбиной самолета или электростанции, паровой турбиной или компрессором. Роторная лопатка состоит из хвостовика 2 в качестве фиксирующего компонента, платформы 3 лопатки и пера 4. В данном случае показан вариант выполнения лопатки газовой турбины. На такую лопатку воздействуют во время работы горячие газы сгорания газовой турбины. Поэтому она является полой для охлаждения. На передней кромке 5 расположены отверстия 6 пленочного охлаждения, которые позволяют охлаждающему воздуху выходить из лопатки и образовывать пленку воздуха над поверхностью лопатки, которая предотвращает непосредственный контакт между газом сгорания и поверхностью. Такие охлаждающие отверстия представляют ответвляющиеся каналы внутреннего проточного канала для охлаждающего воздуха.
Дополнительно к этому лопатка снабжена также внутренними каналами для охлаждающего воздуха и отверстиями принудительного охлаждения, проходящими через стенки охлаждающего канала. Внутренний охлаждающий канал не виден на фигуре. Через отверстия принудительного охлаждения охлаждающий воздух вдувается в пространство между внутренним каналом охлаждающего воздуха и внутренней стороной наружной стенки лопатки для соударения с внутренней стороной наружной стенки. После соударения воздух может проходить через пространство между каналом охлаждающего воздуха и наружной стенкой к отверстиям пленочного охлаждения, через которые затем выпускается охлаждающий воздух. Как канал охлаждающего воздуха с отверстиями принудительного охлаждения, так и пространство между каналом охлаждающего воздуха и наружной стенкой с отверстиями пленочного охлаждения могут осуществляться в виде проточного канала с ответвляющимся каналом, согласно изобретению.
На Фиг.2 показано отверстие 6 для пленочного охлаждения или принудительного охлаждения, согласно уровню техники, называемое в последующем отверстием 6 из внутреннего пространства полой роторной лопатки газовой турбины или канала охлаждающего воздуха. На Фиг.3 показана в разрезе вдоль продольной оси отверстия 6 стенка 8 лопатки в месте расположения отверстия 6. В отверстии 6 направление потока перпендикулярно направлению потока основного проточного канала 7. Стрелками 9 показано направление потока охлаждающей текучей среды. Входящий поперечный поток входит в отверстие у острой верхней по потоку кромки 10, и за этой острой кромкой возникают турбуленции 12. Позицией 11 обозначена нижняя по потоку кромка.
Турбуленции предотвращаются за счет конструкции проточного канала, в частности конструкции входного отверстия охлаждающего отверстия, т.е. за счет входа, согласно изобретению, который имеет эксцентрическую фаску у верхней по потоку кромки входного отверстия. Эксцентрическая фаска выполняется посредством электроэрозионной обработки. На Фиг.4 показано в качестве первого варианта выполнения изобретения на виде сверху снабженное эксцентрической фаской отверстие 6 пленочного охлаждения, проходящее с внутренней стороны полой лопатки ротора газовой турбины. На Фиг.5 показано отверстие 6 пленочного охлаждения, согласно Фиг.4, в разрезе вдоль продольной оси охлаждающего отверстия 6. Элементы, соответствующие элементам на Фиг.2 и 3, обозначены теми же позициями, и их повторное описание не приводится. Эксцентрическая фаска 13 у верхней по потоку кромки вызывает ламинарный или слоистый поток без турбуленций и нежелательных потерь давления. Нижняя по потоку кромка 11 входа остается острой для обеспечения эффективного использования поперечного потока.
Ниже приводится описание второго варианта выполнения входа, согласно изобретению, со ссылками на Фиг.3, 6 и 7. Описание Фиг.3 соответствует описанию первого варианта выполнения. Элементы на Фиг.6 и 7, соответствующие элементам на Фиг.2 и 3, обозначены теми же позициями, и их повторное описание не приводится.
Жидкое топливо, используемое в камере сгорания газовой турбины, может транспортироваться в трубопроводе с отдельным ответвлением 21, перпендикулярным основной ветви 20. Без входа, согласно изобретению, из основной ветви 20 в отдельное ответвление 21 за верхней по потоку кромкой возникают турбуленции, как показано на Фиг.3, и вызывают потери давления. Это явление можно подавлять посредством снабжения фаской верхней по потоку кромки 13, как показано на Фиг.6 и 7. На Фиг.6 показан на виде сверху вход, согласно изобретению, из основной ветви 20 в отдельное ответвление 21. Вход имеет полукруглое поперечное сечение и снабжен фаской 13 у прямолинейной кромки 14. На Фиг.7 показан вход из трубопровода в отдельное ответвление, согласно Фиг.6, вдоль продольной оси входа.
Ниже приводится описание третьего варианта выполнения входа, согласно изобретению, который представляет отверстие принудительного охлаждения, со ссылками на Фиг.4 и 8. Описание Фиг.4 соответствует описанию первого варианта выполнения. Элементы на Фиг.8, соответствующие элементам на Фиг.4, обозначены теми же позициями, и их повторное описание не приводится.
На Фиг.8 показан вход отверстия 16 принудительного охлаждения компонента газовой турбины в разрезе вдоль продольной оси входа. Также показаны на фигуре стенка 18 канала 15 охлаждающей текучей среды, который в данном варианте выполнения является каналом охлаждающего воздуха, и внутренняя сторона наружной стенки 19 компонента турбины. Между стенкой 18 канала 15 охлаждающего воздуха и внутренней стороной наружной стенки 19 компонента турбины образовано пространство 17, через которое охлаждающая текучая среда, т.е. охлаждающий воздух в данном варианте выполнения, можно отводить от отверстия принудительного охлаждения после соударения с внутренней стороной наружной стенки 19 компонента турбины. Пространство может направлять воздух к отверстиям пленочного охлаждения, проходящим через наружную стенку 19, как было показано и описано в первом варианте выполнения.
В отверстиях 6, согласно третьему варианту выполнения, эксцентрическая фаска 13 увеличивает силу струи за счет уменьшенного срыва потока и среза внутри отверстия. Поэтому увеличивается коэффициент переноса тепла. На виде сверху на Фиг.8 отверстие принудительного охлаждения имеет ту же структуру, что и на Фиг.4. Эксцентрическая фаска может быть изготовлена с помощью электроэрозионной обработки, электрохимической обработки или литья.
Отверстие принудительного охлаждения можно применять для охлаждения сопловых направляющих лопастей или охлаждения роторных лопаток, например, в аэродинамической поверхности или в концевой стенке. Кроме того, его можно применять для охлаждения стенки газовой турбины в переходном канале камеры сгорания или компонентов промежуточного канала. Отверстие принудительного охлаждения может быть выполнено в отбойной трубе или отбойной пластине и установлено в сопловой направляющей лопасти или в роторной лопатке с образованием узла.
Хотя было приведено описание различных геометрических форм для отверстий пленочного охлаждения и отверстий принудительного охлаждения, с одной стороны, и входа отдельного ответвления, с другой стороны, геометрические размеры являются в целом взаимозаменяемыми.

Claims (7)

1. Проточный канал, содержащий основной канал (7, 15, 20), ответвляющийся канал (5, 16, 21), в котором направление потока перпендикулярно направлению потока основного канала (7, 15, 20), и входное отверстие ответвляющегося канала (5, 16, 21), которое расположено в стенке основного канала (7, 15, 20) и задано кромкой, содержащей верхнюю по потоку кромку и нижнюю по потоку кромку, отличающийся тем, что предусмотрена фаска (13) у верхней по потоку кромки (10) входного отверстия, и что нижняя по потоку кромка (11) входного отверстия является острой кромкой, образованной прямым углом между стенкой ответвляющегося канала (5, 16, 21) и стенкой основного канала (7, 15, 20).
2. Проточный канал по п.1, отличающийся тем, что фаска (13) у верхней по потоку кромки (10) имеет форму, которая является эксцентрической относительно продольной оси ответвляющегося канала.
3. Проточный канал по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что входное отверстие имеет, в частности, круглое, эллиптическое, полукруглое, квадратное или прямоугольное поперечное сечение.
4. Компонент турбины, в частности компонент газовой турбины, содержащий внутренний проточный канал по любому из пп.1-3.
5. Компонент турбины по п.4, в котором ответвляющийся канал (6, 16) является сквозным отверстием через стенку (8, 18) компонента газовой турбины.
6. Компонент турбины по п.5, в котором сквозное отверстие является отверстием (6) для пленочного охлаждения, отверстием (16) для принудительного охлаждения или принимающим поток отверстием.
7. Компонент турбины по любому из пп.4-6, который реализован в виде лопатки или лопасти газовой турбины, или в виде компонента камеры сгорания.
RU2009139764/06A 2007-03-28 2008-03-27 Эксцентрическая фаска у входа ответвлений в проточном канале RU2456459C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07006444.9 2007-03-28
EP07006444A EP1975372A1 (en) 2007-03-28 2007-03-28 Eccentric chamfer at inlet of branches in a flow channel

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009139764A RU2009139764A (ru) 2011-05-10
RU2456459C2 true RU2456459C2 (ru) 2012-07-20

Family

ID=38436822

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009139764/06A RU2456459C2 (ru) 2007-03-28 2008-03-27 Эксцентрическая фаска у входа ответвлений в проточном канале

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8628292B2 (ru)
EP (2) EP1975372A1 (ru)
CN (1) CN101646841B (ru)
AT (1) ATE488672T1 (ru)
DE (1) DE602008003540D1 (ru)
ES (1) ES2353934T3 (ru)
RU (1) RU2456459C2 (ru)
WO (1) WO2008116906A1 (ru)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0811391D0 (en) * 2008-06-23 2008-07-30 Rolls Royce Plc A rotor blade
GB2466791B (en) * 2009-01-07 2011-05-18 Rolls Royce Plc An aerofoil
US20120102959A1 (en) * 2010-10-29 2012-05-03 John Howard Starkweather Substrate with shaped cooling holes and methods of manufacture
US9696035B2 (en) 2010-10-29 2017-07-04 General Electric Company Method of forming a cooling hole by laser drilling
US8684691B2 (en) 2011-05-03 2014-04-01 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with chamfered squealer tip and convective cooling holes
EP2568118A1 (en) * 2011-09-12 2013-03-13 Siemens Aktiengesellschaft Gas-turbine-component
US9297277B2 (en) 2011-09-30 2016-03-29 General Electric Company Power plant
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US20140208771A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling arrangement
US9561555B2 (en) 2012-12-28 2017-02-07 United Technologies Corporation Non-line of sight electro discharge machined part
US9309809B2 (en) * 2013-01-23 2016-04-12 General Electric Company Effusion plate using additive manufacturing methods
WO2014207017A1 (en) * 2013-06-25 2014-12-31 Tetra Laval Holdings & Finance S.A. Membrane filtration device having an improved design
US9551229B2 (en) 2013-12-26 2017-01-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with an internal cooling system having trip strips with reduced pressure drop
CN104780479A (zh) * 2014-01-11 2015-07-15 富泰华精密电子（郑州）有限公司 具有通音孔的电子装置及电子装置通音孔的加工方法
US9969500B2 (en) * 2014-02-06 2018-05-15 Honeywell International Inc. Bifurcated ducts including plenums for stabilizing flow therethrough and exhaust systems including the same
JP2015178832A (ja) * 2014-03-19 2015-10-08 アルストム テクノロジー リミテッドＡＬＳＴＯＭ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｌｔｄ 冷却孔入口を備えるロータ軸
WO2015184294A1 (en) 2014-05-29 2015-12-03 General Electric Company Fastback turbulator
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
US10041675B2 (en) * 2014-06-04 2018-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple ventilated rails for sealing of combustor heat shields
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
WO2016099663A2 (en) * 2014-10-31 2016-06-23 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US10815789B2 (en) * 2016-02-13 2020-10-27 General Electric Company Impingement holes for a turbine engine component
US10309228B2 (en) * 2016-06-09 2019-06-04 General Electric Company Impingement insert for a gas turbine engine
US10830052B2 (en) 2016-09-15 2020-11-10 Honeywell International Inc. Gas turbine component with cooling aperture having shaped inlet and method of forming the same
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
CN108223019A (zh) * 2017-12-20 2018-06-29 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 一种空心叶片以及其制造方法和应用
US20190277501A1 (en) * 2018-03-07 2019-09-12 United Technologies Corporation Slot arrangements for an impingement floatwall film cooling of a turbine engine
DE102018108729B4 (de) 2018-04-12 2023-05-11 Karlsruher Institut für Technologie Strömungsführende Komponente mit einer Strömungsleitfläche sowie eine Gasturbinenschaufel
JP6935870B2 (ja) * 2018-08-02 2021-09-15 国立大学法人 東京大学 波力発電システム
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11965653B2 (en) * 2021-06-23 2024-04-23 General Electric Company Dilution air inlets with notched tip and slotted tail for combustor
US11746661B2 (en) * 2021-06-24 2023-09-05 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine blade and turbine including the same

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU365481A1 (ru) * 1971-04-16 1973-01-08 УСТРОЙСТВО дл ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
US4199936A (en) * 1975-12-24 1980-04-29 The Boeing Company Gas turbine engine combustion noise suppressor
US4738588A (en) * 1985-12-23 1988-04-19 Field Robert E Film cooling passages with step diffuser
EP0365195A2 (en) * 1988-10-12 1990-04-25 ROLLS-ROYCE plc Laser machining method
US5192192A (en) * 1990-11-28 1993-03-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine engine foil cap

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5059093A (en) * 1990-06-07 1991-10-22 United Technologies Corporation Compressor bleed port
US5688104A (en) * 1993-11-24 1997-11-18 United Technologies Corporation Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes
US5458461A (en) * 1994-12-12 1995-10-17 General Electric Company Film cooled slotted wall
DE59710924D1 (de) * 1997-09-15 2003-12-04 Alstom Switzerland Ltd Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten
GB9821639D0 (en) * 1998-10-06 1998-11-25 Rolls Royce Plc Coolant passages for gas turbine components
US6511762B1 (en) * 2000-11-06 2003-01-28 General Electric Company Multi-layer thermal barrier coating with transpiration cooling
US7059825B2 (en) * 2004-05-27 2006-06-13 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
EP1686240A1 (de) * 2005-01-27 2006-08-02 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Abflachung in einem Loch

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU365481A1 (ru) * 1971-04-16 1973-01-08 УСТРОЙСТВО дл ПЛЕНОЧНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
US4199936A (en) * 1975-12-24 1980-04-29 The Boeing Company Gas turbine engine combustion noise suppressor
US4738588A (en) * 1985-12-23 1988-04-19 Field Robert E Film cooling passages with step diffuser
EP0365195A2 (en) * 1988-10-12 1990-04-25 ROLLS-ROYCE plc Laser machining method
US5192192A (en) * 1990-11-28 1993-03-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine engine foil cap

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ИДЕЛЬЧИК И.Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям. - М.: Машиностроение, с.332-396. *

Also Published As

Publication number Publication date
RU2009139764A (ru) 2011-05-10
EP2126287B1 (en) 2010-11-17
WO2008116906A1 (en) 2008-10-02
ES2353934T3 (es) 2011-03-08
DE602008003540D1 (de) 2010-12-30
ATE488672T1 (de) 2010-12-15
US20100115967A1 (en) 2010-05-13
EP2126287A1 (en) 2009-12-02
EP1975372A1 (en) 2008-10-01
CN101646841B (zh) 2013-01-23
CN101646841A (zh) 2010-02-10
US8628292B2 (en) 2014-01-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2456459C2 (ru) Эксцентрическая фаска у входа ответвлений в проточном канале
US7997868B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
JP4752841B2 (ja) タービン部品
US8864469B1 (en) Turbine rotor blade with super cooling
US8057181B1 (en) Multiple expansion film cooling hole for turbine airfoil
EP3124746B1 (en) Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component
EP3124745B1 (en) Turbo-engine component with film cooled wall
US20100068033A1 (en) Turbine Airfoil Cooling System with Curved Diffusion Film Cooling Hole
US8814500B1 (en) Turbine airfoil with shaped film cooling hole
JP2013124663A (ja) ガスタービン構成要素の熱伝達特性を向上させるための多面形のインピンジメント開口部の使用法
KR20050074303A (ko) 팬형 후단 에지 티어드롭 어레이
EP2792851B1 (en) Turbine blade
JP2008121561A (ja) フィルム冷却構造
US20170356295A1 (en) Turbine component cooling holes
JP2018529043A (ja) 部分的にシールされた半径方向通路を備える流れ押退け特徴を有するタービン翼
EP3000972B1 (en) Turbine blade cooling structure
EP2917494B1 (en) Blade for a turbomachine
JP2012219702A (ja) タービン翼
US8491264B1 (en) Turbine blade with trailing edge cooling
CN114450466A (zh) 涡轮叶片
US8398364B1 (en) Turbine stator vane with endwall cooling
EP2752554A1 (en) Blade for a turbomachine
JP7109890B2 (ja) 伝熱デバイス及び関係するタービン翼形部
US20130224019A1 (en) Turbine cooling system and method
EP3241991A1 (en) Turbine assembly

Legal Events

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

Effective date: 20170328