RU2459089C2 - Лопатка газотурбинного двигателя и содержащие ее турбина высокого давления и газотурбинный двигатель - Google Patents

Лопатка газотурбинного двигателя и содержащие ее турбина высокого давления и газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2459089C2
RU2459089C2 RU2008146557/06A RU2008146557A RU2459089C2 RU 2459089 C2 RU2459089 C2 RU 2459089C2 RU 2008146557/06 A RU2008146557/06 A RU 2008146557/06A RU 2008146557 A RU2008146557 A RU 2008146557A RU 2459089 C2 RU2459089 C2 RU 2459089C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ribs
trailing edge
blade
gas turbine
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2008146557/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008146557A (ru
Inventor
БРУ ДЕ КЮИССАР Себастьен ДИГАР (FR)
БРУ ДЕ КЮИССАР Себастьен ДИГАР
РЕ Маттье ЛЕ (FR)
РЕ Маттье ЛЕ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2008146557A publication Critical patent/RU2008146557A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2459089C2 publication Critical patent/RU2459089C2/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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • 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
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • 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)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Лопатка (10) преимущественно турбины высокого давления газотурбинного двигателя содержит ребра (50), образованные на внутренней стороне вблизи задней кромки (42). На большей части задней кромки в зонах, в которых рабочая температура лопаток особенно повышена, концы ребер вблизи задней кромки размещены ближе к задней кромке и/или сечение ребер имеет большую площадь. Между последовательно расположенными ребрами (50) образованы выемки (60), причем в этих выемках выполнены отверстия (41) для инжекции воздуха. Достигается оптимизация конструкции лопаток, чтобы обеспечить необходимую жесткость задней кромки без чрезмерного ухудшения аэродинамических качеств. Такая оптимизированная конструкция лопатки обеспечивает ей увеличенный срок службы. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к лопатке газотурбинного двигателя, и в частности к лопатке, находящейся в потоке горячих газов, требующих использования специальных средств, несмотря на температурные условия и часто высокое давление. Газотурбинный двигатель может быть наземным либо авиационным, например турбореактивным, либо турбовинтовым.
В таком газотурбинном двигателе лопатки находятся в газовом потоке, который циркулирует иногда при повышенных скоростях, например сверхзвуковых. Температуры, которым подвергаются лопатки, сильно изменяются, для самолетных газотурбинных двигателей между -50ºС и более 1000ºС. Лопатки, таким образом, подвергаются значительному воздействию давления и температурным перепадам.
В связи с тем, что высокие температуры и соответствующие им температурные перепады вызывают внутри лопаток значительные напряжения, эти напряжения могут приводить к появлению трещин, локализованных, в частности, в задних кромках лопаток. Такие трещины требуют, естественно, замены лопаток.
Для придания лопаткам механического сопротивления таким напряжениям известно использование ребер, размещенных вблизи задней кромки. Эти ребра позволяют увеличить механическую жесткость задней кромки без значительного увеличения толщины, которое привело бы к ухудшению аэродинамических характеристик лопатки. Обычно эти ребра практически оканчиваются на одном расстоянии от задней кромки.
На фиг.2 изображен пример лопатки, раскрытой в документе ЕР 1826361 А2, МПК F01D 5/18, 29.08.2007, содержащей ребра вблизи от ее задней кромки, размещенные известным образом, описанным ниже детально. Фиг.2 схематично изображает лопасть 140 лопатки 110. Эта лопасть содержит ребра 150, размещенные вдоль ее задней кромки 142. Эти ребра 150 расположены от платформы 130 до противоположного края 131 лопасти 140. Они практически параллельны верхней поверхности 132 платформы, то есть поверхности, направленной поперек лопасти. Концы 153 ребер 150, размещенные со стороны задней кромки, расположены на одинаковом расстоянии А от последней. Впрочем, концы 155 ребер, размещенные с другой стороны задней кромки, также, как ступень 158, образованная между основной поверхностью 156 и внутренней поверхностью 154 задней кромки, расположены на одном расстоянии В, постоянном или практически постоянном от задней кромки 142.
Однако оказывается, что такие ребра не позволяют эффективно стабилизировать положение задних кромок лопатки; и при работе наблюдают нежелательные деформации лопастей, в частности, задней кромки и в районе соединения лопасти с платформой. Действительно, температурные перепады, существующие между внешней и внутренней поверхностями лопатки, вызывают нелинейные перемещения в направлении, практически перпендикулярном задней кромке.
Кроме того, несмотря на эти ребра, задняя кромка лопатки остается слабой зоной лопатки, в области которой могут появляться трещины из-за весьма высоких уровней термомеханических напряжений, возникающих при работе. Такие трещины приводят, естественно, к возможности более или менее быстрого разрушения лопатки. Задняя кромка из-за этой возможности появления дефектов является также фактором, ограничивающим средний срок службы лопатки. Первой целью изобретения является разработка лопатки газотурбинного двигателя, содержащей ребра, образованные вблизи задней кромки, которая легко изготавливается промышленным способом и не обладает указанными недостатками.
Эта цель достигается тем, что на большей части задней кромки концы ребер расположены ближе к краю задней кромки и/или площадь сечения ребер в зонах с высокой рабочей температурой выполнена большого размера.
В связи с этим на большей части задней кромки размеры ребер коррелируются в зависимости от локальной рабочей температуры лопатки или, другими словами, ребра имеют большие или меньшие размеры в зависимости от локальной температуры лопатки. Это приводит к тому, что вдоль задней кромки ребра больше или меньше вытянуты в направлении задней кромки, или имеют более или менее значительное сечение.
В действительности было отмечено, что температура является основным параметром, влияющим на деформации задней кромки в связи с термическими расширениями и, таким образом, напряжениями, которые она вызывает в материале. Первой функцией ребер является, таким образом, придание жесткости задней кромке для стабилизации ее положения. Ребра, таким образом, способствуют снижению уровня напряжения в материале. Изменяя размеры ребер в зависимости от этого температурного параметра, возможно оптимизировать конструкцию лопаток таким образом, чтобы обеспечить стабилизацию последних без чрезмерного ухудшения аэродинамических качеств.
Локальная рабочая температура лопатки является рабочим параметром, который принимается в расчет при определении расстояния между ребрами и задней кромкой. Во всяком случае, следует отметить, что в расчет могут быть приняты и другие параметры, что приводит иногда к иному расположению небольшой части ребер, чем указано выше.
В соответствии с вариантом осуществления на большей части задней кромки размеры ребер увеличены вблизи края задней кромки в зонах, в которых рабочая температура лопатки особенно повышена. Так, задняя кромка является более жесткой в горячих зонах, в то время как в более холодных зонах она не является таковой, что позволяет поддерживать число и размеры ребер на минимальном, но достаточном уровне для обеспечения жесткости задней кромки и уменьшения деформаций последней.
В соответствии с вариантом осуществления на большей части задней кромки концы ребер размещены ближе к краю задней кромки в зонах, где рабочая температура значительно повышена.
Собственно задняя кромка является, в действительности, наиболее критической зоной: именно здесь стенка лопасти является наиболее тонкой, и риск деформации является наибольшим. Удлиняя ребра до непосредственной близости к задней кромке, предпочтительно, в горячих зонах обеспечивают, таким образом, увеличение жесткости задней кромки без ущерба для аэродинамических качеств лопатки.
В соответствии с вариантом осуществления на большей части задней кромки ребра расположены ближе друг к другу в зонах с повышенной рабочей температурой. Этот вариант осуществления позволяет усилить эффект увеличения жесткости ребер без необходимости увеличения площади их сечения или длины, что приблизило бы их концы к краю задней кромки. По этим причинам увеличение жесткости достигается без ухудшения аэродинамических качеств лопатки.
В соответствии с вариантом осуществления на большей части задней кромки площадь сечения ребер в зонах, в которых рабочие температуры особенно повышены, является большей. Ребра с большой площадью сечения, в действительности, обеспечивают гораздо большее сопротивление на изгиб задней кромки, чем ребра малого сечения.
Следует, впрочем, отметить, что в представленных выше вариантах осуществления было показано, как усилить жесткость горячей зоны задней кромки лопатки. Естественно, для исключения излишней жесткости холодных зон задней кромки лопатки могут быть приняты противоположные решения.
В соответствии с вариантом осуществления лопатка содержит платформу и совокупность коротких ребер вблизи последней. Действительно, было отмечено, что часто существует концентрация напряжений в задней кромке лопаток вблизи их платформ. Для ограничения этих напряжений, предпочтительно, короткие ребра могут быть размещены вблизи платформы, например первое ребро короткое, и даже два или три ребра более короткие, чем другие.
Второй целью является исключение указанных недостатков путем предложения турбины высокого давления газотурбинного двигателя, содержащей, по меньшей мере, одну лопатку в соответствии с одним из вариантов осуществления.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает вид в аксонометрии лопатки газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением;
фиг.2 и 3 являются частичными видами спереди лопатки газотурбинного двигателя, снабженной ребрами на задней кромке, в соответствии с известным уровнем техники и по изобретению;
фиг.4 изображает температурную кривую вдоль задней кромки лопатки газотурбинного двигателя, представленной на фиг.3; и
фиг.5 изображает возможные различные профили ребер лопатки газотурбинного двигателя по изобретению.
Далее будет описана лопатка газотурбинного двигателя по изобретению со ссылкой на фиг.1.
Лопатка 10 содержит хвостовик 20, платформу 30 и лопасть 40. Лопасть 40 имеет внутреннюю поверхность 46 и внешнюю поверхность 48. Они соединены в области передней кромки 44 и задней кромки 42. Лопасть содержит, кроме того, внутренние каналы для инжекции воздуха, которые открываются на уровне отверстий 52. Эти каналы позволяют подводить свежий воздух в область лопатки для исключения увеличения ее температуры и охлаждения, а также обеспечения ее использования даже в потоке газа с чрезвычайно высокими температурами.
В области задней кромки внутренняя и внешняя поверхности сближаются, образуя стенку 54 малой толщины. Эта стенка 54 укреплена ребрами 50. Эти ребра образованы на внутренней стенке 46.
Форма внутренней поверхности 46 вблизи ее задней кромки 42 является следующей. Внутренняя поверхность содержит основную поверхность 56 в целом равномерной и выгнутой формы. Эта основная поверхность внутренней поверхности прерывается ступенью 58 и продолжается на выходе этой ступени 58 поверхностью 57, которая является поверхностью стенки 54, размещенной со стороны внутренней поверхности. Ребра 50 расположены от ступени 58 до стенки 54. Между ребрами последовательно выполнены выемки 60. Предпочтительно, отверстия 41 для инжекции воздуха образованы в этих выемках 60, обеспечивая охлаждение задней кромки 42.
Со ссылками фиг.3 и 4 далее описывается работа и расположение ребер в лопатке газотурбинного двигателя по фиг.1. Лопасть 40 лопатки 10 газотурбинного двигателя, изображенная на фиг.3, представляет совокупность ребер 50, практически параллельных верхней поверхности 32 платформы 30 лопатки 10. Эти ребра 50 обеспечивают охлаждение стенки 54 задней кромки лопасти 40. Ребра 50 располагаются на входной стороне между ступенью 58, которая разделяет основную поверхность 56 внутренней поверхности и поверхность 57 задней кромки лопасти.
На фиг.3 эта ступень 58 представлена как расположенная на практически постоянном расстоянии С от задней кромки 42. Другими словами, это расстояние С между ступенью 58 и задней кромкой 42 могло бы изменяться, например, в зависимости от расстояния между ребром и верхней поверхностью 32 платформы 30.
С другой стороны, концы 53 ребер 50 со стороны задней кромки размещены на разных расстояниях Di от задней кромки 42 (для упрощения все расстояния Di не представлены). Эти расстояния Di могут быть уточнены путем их сравнения с температурным профилем, представленным на фиг.4. Фиг.4 изображает кривую, представляющую локальное изменение температуры Тº на задней кромке лопатки в зависимости от расстояния Х от платформы лопатки. Сравнение фиг.3 и 4 показывает, что чем больше повышена температура Тº вблизи задней кромки, тем ближе концы 53 ребер к задней кромке для придания большей жесткости последней в горячих зонах.
Например, в части лопатки, расположенной на расстоянии Х0 от платформы 32, показанном на фиг.4, температурная кривая проходит через локальный максимум. Для придания жесткости задней кромке в зоне повышенной температуры в этой зоне ребра особенно длинны и простираются практически до задней кромки, то есть, точнее говоря, расстояние между концом ребер и задней кромкой сведено к минимуму, как показано на фиг.3.
Напротив, в более холодных зонах ребра 50 могут иметь конец 53, размещенный на некотором или на большем расстоянии от задней кромки: это, например, расстояние X1 между частью лопатки 40 и платформой 32. В этой области температурная кривая переходит к минимуму; соответственно расстояние между задней кромкой и концом ребер со стороны задней кромки увеличено и доходит, например, до максимума.
Отметим, однако, что вышеозначенная корреляция между расстоянием концов ребер и краем задней кромки и локальной температурой задней кромки лопатки необязательно является единственным параметром, принимаемым в расчет для определения расстояния, которое должно быть между концом ребер и задней кромкой.
Например, как изображено на фиг.1, можно локально отдать приоритет другому критерию, и, например, вблизи платформы локально уменьшить длину ребер (ребра 501, 502, 503) таким образом, чтобы они заканчивались на некотором расстоянии от задней кромки для придания последней гибкости вблизи платформы. Эта гибкость является особенно полезной в области задней стенки из-за имеющейся здесь большой концентрации энергии.
Фиг.5 изображает различные профили ребер, используемых в лопатке по изобретению. Позиция Е соответствует равномерно расположенным ребрам одинакового сечения. Это может соответствовать варианту осуществления изобретения, в котором подбирают размеры ребер, просто изменяя расстояние между концом ребер и задней кромкой. Отсюда ясно, что каждое ребро индивидуально может иметь сечение с более или менее острыми срезами, или более или менее скругленными.
Позиция F соответствует ребрам, сечения которых изменяются в зависимости от температурного профиля, при этом площади сечений более значительны в зонах с повышенной температурой (например, в точке Х0), и менее значительны в зонах с меньшей температурой (например, в точке X1).
Позиция G соответствует ребрам, попарное разделение которых изменяется в зависимости от температурного профиля, при этом ребра более сближены в зонах с высокой температурой (например, в точке Х0), и более удалены одна от другой в зонах с невысокой температурой (например, в точке X1).
Различные вышеописанные комбинации могут быть, естественно, скомбинированы одни с другими.

Claims (6)

1. Лопатка (10) газотурбинного двигателя, содержащая ребра (50), образованные на внутренней стороне вблизи задней кромки (42), отличающаяся тем, что на большей части задней кромки в зонах (Х0), в которых рабочая температура лопаток особенно повышена, концы (53) ребер вблизи задней кромки размещены ближе к задней кромке и/или сечение (F) ребер имеет большую площадь.
2. Лопатка по п.1, в которой на большей части задней кромки размеры ребер (50), образованных вблизи задней кромки, увеличиваются в зонах (Х0), в которых рабочая температура лопаток особенно повышена.
3. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что она содержит платформу и совокупность коротких ребер (501, 502) вблизи указанной платформы.
4. Лопатка по п.1, в которой между последовательно расположенными ребрами (50) образованы выемки (60), причем в этих выемках выполнены отверстия (41) для инжекции воздуха.
5. Турбина высокого давления газотурбинного двигателя, содержащая, по меньшей мере, одну лопатку (10) по п.1.
6. Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну лопатку (10) по п.1.
RU2008146557/06A 2007-11-26 2008-11-25 Лопатка газотурбинного двигателя и содержащие ее турбина высокого давления и газотурбинный двигатель RU2459089C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0759295A FR2924155B1 (fr) 2007-11-26 2007-11-26 Aube de turbomachine
FR0759295 2007-11-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008146557A RU2008146557A (ru) 2010-05-27
RU2459089C2 true RU2459089C2 (ru) 2012-08-20

Family

ID=39855180

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008146557/06A RU2459089C2 (ru) 2007-11-26 2008-11-25 Лопатка газотурбинного двигателя и содержащие ее турбина высокого давления и газотурбинный двигатель

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8147205B2 (ru)
EP (1) EP2063071B1 (ru)
CN (1) CN101446208B (ru)
CA (1) CA2645235C (ru)
FR (1) FR2924155B1 (ru)
RU (1) RU2459089C2 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8647053B2 (en) * 2010-08-09 2014-02-11 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a turbine component
FR2978927B1 (fr) * 2011-08-09 2013-09-27 Snecma Procede de fonderie de pieces metalliques monocristallines
FR2991612B1 (fr) 2012-06-11 2017-12-08 Snecma Procede d'obtention par fonderie d'une piece comportant une portion effilee
US9470096B2 (en) * 2012-07-26 2016-10-18 General Electric Company Turbine bucket with notched squealer tip
US10427213B2 (en) 2013-07-31 2019-10-01 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins and method of making same
US9695696B2 (en) 2013-07-31 2017-07-04 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins
US10156146B2 (en) * 2016-04-25 2018-12-18 General Electric Company Airfoil with variable slot decoupling
US10844728B2 (en) * 2019-04-17 2020-11-24 General Electric Company Turbine engine airfoil with a trailing edge
KR102441613B1 (ko) * 2020-03-05 2022-09-06 두산에너빌리티 주식회사 유동박리 현상을 줄이는 배기 디퓨저 스트럿
CN111502771A (zh) * 2020-04-24 2020-08-07 哈尔滨工程大学 一种带有狭缝直肋的尾缘半劈缝冷却结构
CN112343667B (zh) * 2020-12-14 2021-09-24 北京航空航天大学 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的连续v型肋导流结构
CN112459852B (zh) * 2020-12-14 2021-09-24 北京航空航天大学 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的双导流肋导流结构
CN112901280A (zh) * 2021-03-18 2021-06-04 西安热工研究院有限公司 一种避免汽轮机动叶叶根与叶身过渡处疲劳开裂的方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1763679A1 (ru) * 1990-12-29 1992-09-23 Московский энергетический институт Лопаточна решетка турбины
US5368441A (en) * 1992-11-24 1994-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals
EP1013882A2 (en) * 1998-12-24 2000-06-28 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine internal air system
EP1826361A2 (en) * 2006-02-24 2007-08-29 Rolls-Royce plc Gas turbine engine aerofoil
RU2006108402A (ru) * 2006-03-20 2007-09-27 Федеральное государственное унитарное предпри тие"Московское машиностроительное производственное предпри тие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") (RU) Охлаждаемая лопатка турбомашины

Family Cites Families (18)

* 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
US3017159A (en) * 1956-11-23 1962-01-16 Curtiss Wright Corp Hollow blade construction
US3420502A (en) * 1962-09-04 1969-01-07 Gen Electric Fluid-cooled airfoil
BE794194A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube mobile refroidie pour des turbines a gaz
CH584347A5 (ru) * 1974-11-08 1977-01-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen
FR2476207A1 (fr) * 1980-02-19 1981-08-21 Snecma Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
US4515523A (en) * 1983-10-28 1985-05-07 Westinghouse Electric Corp. Cooling arrangement for airfoil stator vane trailing edge
US5387085A (en) * 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
US6062817A (en) * 1998-11-06 2000-05-16 General Electric Company Apparatus and methods for cooling slot step elimination
US6179565B1 (en) * 1999-08-09 2001-01-30 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US6616406B2 (en) * 2001-06-11 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil trailing edge cooling construction
US6554575B2 (en) * 2001-09-27 2003-04-29 General Electric Company Ramped tip shelf blade
US7121787B2 (en) * 2004-04-29 2006-10-17 General Electric Company Turbine nozzle trailing edge cooling configuration
US7165940B2 (en) * 2004-06-10 2007-01-23 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
US7150601B2 (en) * 2004-12-23 2006-12-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil cooling passageway
US7435053B2 (en) * 2005-03-29 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade cooling system having multiple serpentine trailing edge cooling channels
US7270515B2 (en) * 2005-05-26 2007-09-18 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil trailing edge cooling system with segmented impingement ribs
US8500396B2 (en) * 2006-08-21 2013-08-06 General Electric Company Cascade tip baffle airfoil

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1763679A1 (ru) * 1990-12-29 1992-09-23 Московский энергетический институт Лопаточна решетка турбины
US5368441A (en) * 1992-11-24 1994-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals
EP1013882A2 (en) * 1998-12-24 2000-06-28 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine internal air system
EP1826361A2 (en) * 2006-02-24 2007-08-29 Rolls-Royce plc Gas turbine engine aerofoil
RU2006108402A (ru) * 2006-03-20 2007-09-27 Федеральное государственное унитарное предпри тие"Московское машиностроительное производственное предпри тие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") (RU) Охлаждаемая лопатка турбомашины

Also Published As

Publication number Publication date
FR2924155A1 (fr) 2009-05-29
US20090136352A1 (en) 2009-05-28
CN101446208A (zh) 2009-06-03
EP2063071A1 (fr) 2009-05-27
RU2008146557A (ru) 2010-05-27
CA2645235C (fr) 2016-01-26
US8147205B2 (en) 2012-04-03
CN101446208B (zh) 2014-02-12
FR2924155B1 (fr) 2014-02-14
CA2645235A1 (fr) 2009-05-26
EP2063071B1 (fr) 2012-10-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2459089C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя и содержащие ее турбина высокого давления и газотурбинный двигатель
EP2823151B1 (en) Airfoil with improved internal cooling channel pedestals
US7008179B2 (en) Turbine blade frequency tuned pin bank
US7377747B2 (en) Turbine airfoil with integrated impingement and serpentine cooling circuit
US6471479B2 (en) Turbine airfoil with single aft flowing three pass serpentine cooling circuit
US6406260B1 (en) Heat transfer promotion structure for internally convectively cooled airfoils
US6220817B1 (en) AFT flowing multi-tier airfoil cooling circuit
US7575414B2 (en) Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
CA2560811C (en) Cooled airfoil trailing edge tip exit
US6428273B1 (en) Truncated rib turbine nozzle
US5496151A (en) Cooled turbine blade
CA2327857C (en) Turbine nozzle with sloped film cooling
US5971708A (en) Branch cooled turbine airfoil
US7736124B2 (en) Damper configured turbine blade
EP3034792B1 (en) Aerofoil blade or vane
US20110194944A1 (en) Turbine blade equipped with means of adjusting its cooling fluid flow rate
US6609891B2 (en) Turbine airfoil for gas turbine engine
US6929446B2 (en) Counterbalanced flow turbine nozzle
US7063506B2 (en) Turbine blade with impingement cooling
US20060120870A1 (en) Internally cooled airfoil for a gas turbine engine and method
US8231330B1 (en) Turbine blade with film cooling slots
US7165940B2 (en) Method and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
KR102505046B1 (ko) 터빈 블레이드용 에어포일
EP1013881A2 (en) Coolable airfoils
US20120207615A1 (en) Cooling of a Gas Turbine Component Designed as a Rotor Disk or Turbine Blade

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner