RU2473813C1 - Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением - Google Patents

Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением Download PDF

Info

Publication number
RU2473813C1
RU2473813C1 RU2011131739/06A RU2011131739A RU2473813C1 RU 2473813 C1 RU2473813 C1 RU 2473813C1 RU 2011131739/06 A RU2011131739/06 A RU 2011131739/06A RU 2011131739 A RU2011131739 A RU 2011131739A RU 2473813 C1 RU2473813 C1 RU 2473813C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
front wall
shelves
recess
nozzle
shelf
Prior art date
Application number
RU2011131739/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Юрий Иосифович Зыкунов
Юрий Александрович Канахин
Евгений Ювенальевич Марчуков
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
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 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority to RU2011131739/06A priority Critical patent/RU2473813C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2473813C1 publication Critical patent/RU2473813C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением содержит профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания, в виде углубления с внутренней стороны полок, ограниченного заглубленной передней стенкой и стенкой, проходящей в толще полки, наклоненной от передней стенки в направлении течения потока газа до поверхности полки, каналы подачи воздуха в направлении движения газа, соединенные с передней стенкой. Углубление выполнено в виде паза со стороны заглубленной передней стенки в форме треугольной призмы и размещено в межлопаточном канале. Каналы подачи воздуха в заглубленной передней стенке выполнены в виде щели длиной по ширине паза. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения сопла за счет повышение равномерности охлаждения полок в сопловом агрегате по всей длине. 2 ил.

Description

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах. Более конкретно предлагаемое изобретение относится к элементам охлаждения стенки сопла ячейки при помощи холодного воздуха.
Известен охлаждаемый сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением пера и полок путем подачи воздуха по поверхности полок и лопаток непосредственно через отверстия в полках.
(Теплообменные аппараты и системы охлаждения комбинированных установок. М.: Издательство МГТУ им. Э.Баумана., 2003 г. Рис.5.22, с.296) /1/
Такое охлаждение недостаточно эффективно, так как приводит к размыванию пелены охлаждающего воздуха и появлению трещин из-за высоких градиентов на полках.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является известный из описания патента сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением, содержащий профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания в виде углубления с внутренней стороны полок, ограниченного заглубленной передней стенкой и стенкой, проходящей в толще полки, наклоненной от передней стенки в направлении течения потока газа до поверхности полки, каналы подачи воздуха в направлении движения газа, соединенные с передней стенкой.
/RU №2418174 C2 МПК F01D 5/18, B23P 15/02 опубл. 10.05.2011 г. / /2/
Однако использование точечных участков охлаждения не позволяет эффективно достигать равномерного охлаждения всей поверхности полки сопла ячейки.
Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения сопла.
Ожидаемый технический результат - повышение равномерности охлаждения полок сопла ячейки по всей поверхности.
Технический результат достигается тем, что в известном сопловом аппарате турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением, содержащем профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания в виде углубления с внутренней стороны полок, ограниченного заглубленной передней стенкой и стенкой, проходящей в толще полки, наклоненной от передней стенки в направлении течения потока газа до поверхности полки, каналы подачи воздуха в направлении движения газа, соединенные с передней стенкой, согласно изобретению углубление выполнено в виде паза со стороны заглубленной передней стенки в форме треугольной призмы и размещено в межлопаточном канале, а каналы подачи воздуха в заглубленной передней стенке выполнены в виде щели длиной по ширине паза.
Выполнение углубления на полках лопаток с горячей стороны в виде треугольной призмы позволяет подвести охлаждаемый воздух на места, которые требуют максимального охлаждения и увеличивают длину охлаждаемой зоны полки.
Выполнение каналов подачи воздуха в заглубленной передней стенке в виде паза длиной по ширине полки позволяет подвести охлаждаемый воздух равномерным потоком в одном направлении с потоком газа и уменьшить размывание пелены охлаждающего воздуха.
Фиг.1 - продольный разрез по каналу между лопатками.
Фиг.2 - поперечный разрез по лопаткам.
Сопловой агрегат 1 турбомашины содержит профили 2, полки 3 и 4. На внутренней поверхности полок 3 и 4 выполнено углубление 5 в виде треугольной призмы, ограниченной заглубленной передней стенкой 6 и наклоненной стенкой, проходящей в толще полки 7, и одной открытой стороной 8. В заглубленной передней стенке 6 выполнены пазы 9 для подачи воздуха.
При работе соплового агрегата 1 в наиболее горячую часть внутренних полок 3 и наружных полок 4 подается воздух, который через паз 9, в заглубленной передней стенке 6, попадает в углубление 5 и накрывает пеленой полки лопатки.
Использование изобретения позволяет увеличить продолжительность службы соплового агрегата вследствие уменьшения высокотемпературных градиентов на полках соплового агрегата и уменьшения дефекта трещинообразования.

Claims (1)

  1. Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением, содержащий профили лопаток, соединенные полками, участок рассеивания в виде углубления с внутренней стороны полок, ограниченного заглубленной передней стенкой и стенкой, проходящей в толще полки, наклоненной от передней стенки в направлении течения потока газа до поверхности полки, каналы подачи воздуха в направлении движения газа, соединенные с передней стенкой, отличающийся тем, что углубление выполнено в виде паза со стороны заглубленной передней стенки в форме треугольной призмы и размещено в межлопаточном канале, а каналы подачи воздуха в заглубленной передней стенке выполнены в виде щели длиной по ширине паза.
RU2011131739/06A 2011-07-29 2011-07-29 Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением RU2473813C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011131739/06A RU2473813C1 (ru) 2011-07-29 2011-07-29 Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011131739/06A RU2473813C1 (ru) 2011-07-29 2011-07-29 Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2473813C1 true RU2473813C1 (ru) 2013-01-27

Family

ID=48807061

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011131739/06A RU2473813C1 (ru) 2011-07-29 2011-07-29 Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2473813C1 (ru)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU299659A1 (ru) * В. В. Мошконов , И. В. Мошконов Пдщтно-тгхкя^есш!библиотека
US4197443A (en) * 1977-09-19 1980-04-08 General Electric Company Method and apparatus for forming diffused cooling holes in an airfoil
US6183199B1 (en) * 1998-03-23 2001-02-06 Abb Research Ltd. Cooling-air bore
RU2179246C2 (ru) * 1996-10-31 2002-02-10 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя
EP1609949A1 (en) * 2004-06-23 2005-12-28 General Electric Company Film cooled wall with chevron-shaped cooling holes
EP1662091A2 (en) * 2004-11-18 2006-05-31 General Electric Company Multiform film cooling holes
RU2418174C2 (ru) * 2006-11-16 2011-05-10 Снекма Канал охлаждения, выполненный в стенке

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU299659A1 (ru) * В. В. Мошконов , И. В. Мошконов Пдщтно-тгхкя^есш!библиотека
US4197443A (en) * 1977-09-19 1980-04-08 General Electric Company Method and apparatus for forming diffused cooling holes in an airfoil
RU2179246C2 (ru) * 1996-10-31 2002-02-10 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя
US6183199B1 (en) * 1998-03-23 2001-02-06 Abb Research Ltd. Cooling-air bore
EP1609949A1 (en) * 2004-06-23 2005-12-28 General Electric Company Film cooled wall with chevron-shaped cooling holes
EP1662091A2 (en) * 2004-11-18 2006-05-31 General Electric Company Multiform film cooling holes
RU2418174C2 (ru) * 2006-11-16 2011-05-10 Снекма Канал охлаждения, выполненный в стенке

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9416662B2 (en) Method and system for providing cooling for turbine components
US9518738B2 (en) Impingement-effusion cooled tile of a gas-turbine combustion chamber with elongated effusion holes
US8851845B2 (en) Turbomachine vane and method of cooling a turbomachine vane
US9810073B2 (en) Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof
US10533427B2 (en) Turbine airfoil having flow displacement feature with partially sealed radial passages
US8511995B1 (en) Turbine blade with platform cooling
RU2634986C2 (ru) Охлаждаемая стенка
US20120269647A1 (en) Cooled airfoil in a turbine engine
US20170089207A1 (en) Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system and nearwall impingement system
US20140064984A1 (en) Cooling arrangement for platform region of turbine rotor blade
US20160032764A1 (en) Gas turbine engine end-wall component
JP5990639B2 (ja) ガスタービンの軸ローター部分
JP2017129116A (ja) エンジン組み込み用の熱交換器:ダクト横断部分
JP5947512B2 (ja) タービン翼およびタービン翼を冷却するための方法
EP2912276B1 (en) Film cooling channel array
JP2014009937A (ja) ガスタービン用移行ダクト
US20180223671A1 (en) Turbine airfoil with internal impingement cooling feature
US20150345305A1 (en) Fastback vorticor pin
US11365638B2 (en) Turbine blade and corresponding method of servicing
KR101853550B1 (ko) 가스 터빈 블레이드
US9194237B2 (en) Serpentine cooling of nozzle endwall
US20180223675A1 (en) Double Shelf Squealer Tip with Impingement Cooling of Serpentine Cooled Turbine Blades
RU2473813C1 (ru) Сопловой аппарат турбомашины с конвективно-пленочным охлаждением
WO2015195088A1 (en) Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system
RU163785U1 (ru) Сопловой аппарат турбины газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20130926

PD4A Correction of name of patent owner