RU2531712C2 - Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade - Google Patents

Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade Download PDF

Info

Publication number
RU2531712C2
RU2531712C2 RU2011141997/06A RU2011141997A RU2531712C2 RU 2531712 C2 RU2531712 C2 RU 2531712C2 RU 2011141997/06 A RU2011141997/06 A RU 2011141997/06A RU 2011141997 A RU2011141997 A RU 2011141997A RU 2531712 C2 RU2531712 C2 RU 2531712C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
cooling
cooling holes
angle
channel
Prior art date
Application number
RU2011141997/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2011141997A (en
Inventor
Шаилендра НАИК
Гаурав Милан ПАТАК
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд
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 Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд
Publication of RU2011141997A publication Critical patent/RU2011141997A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2531712C2 publication Critical patent/RU2531712C2/en

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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F05D2240/307—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 tip 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. 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

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: cooled blade for a gas turbine includes an aerodynamic section that passes in turbine radial direction or passes in longitudinal direction of the blade between a bandage flange and the peripheral part of the blade, which is provided with a tip. The aerodynamic section is restricted perpendicular in relation to longitudinal direction by means of the front edge and the rear edge and has a working surface and a suction surface with cooled channels passing mainly in radial direction between the bandage flange and the peripheral part of the blade into the inner part of the aerodynamic section. Cooling medium flows through these cooling channels. The first cooling holes for convective cooling are made on the blade working surface. The second cooling holes for film cooling are made on suction surface of blade, in the peripheral part of the blade and functionally connected to cooling channels; with that, they are distributed along the blade width. Cooling medium is taken out to the outside in the area of the tip and/or through the blade tip. The first cooling holes are open to the space enveloping the blade by means of a fan-shaped section of the channel. The first cooling holes that are located outside the rear edge of the blade are open to the space enveloping the blade by means of the fan-shaped section of the channel that has three-dimensional symmetry. The fan-shaped section of the channel with three-dimensional symmetry has the first angle of the hole, which has the range of 10° to 50° and preferably comprising about 24°, and the second angle (φ2) of the hole, which is perpendicular to the above said first angle (2φ1) of the hole. The second angle of the holes has the range of 5° to 25° and is preferably about 12°. The first cooling holes that are located on the rear edge of the blade are open to the space enveloping the blade by means of the fan-shaped section of the channel that has three-dimensional symmetry. The fan-shaped section of the channel with two-dimensional symmetry has the third angle (2φ3) of the hole, which has the range of 10° to 40° and is preferably about 20°.
EFFECT: improvement of cooling in the blade periphery area.
15 cl, 12 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Настоящее изобретение относится к области технологии изготовления газовой турбины, в частности относится к охлаждаемой лопатке для газовой турбины.The present invention relates to the field of gas turbine manufacturing technology, in particular to a cooled blade for a gas turbine.

Уровень техникиState of the art

Эффективность газовых турбин зависит, по существу, от температуры горячего газа, который расширяется в турбине при выполнении работы. Для того чтобы была возможность повысить эффективность турбин, такие компоненты, как лопатки статора, лопатки ротора, сегменты, аккумулирующие тепло и т.д., должны быть изготовлены не только из особо устойчивых материалов, но также должны охлаждаться настолько эффективно, насколько это возможно, во время работы турбины. В известном уровне техники были разработаны различные способы для охлаждения лопаток, которые могут использоваться альтернативно или вместе. Одним из способов является прохождение охлаждающей среды, обычно сжатого охлажденного воздуха из компрессора газовой турбины, через внутреннюю часть лопаток в охлаждающих каналах, чтобы затем позволить ему выйти в горячий газовый канал через охлаждающие отверстия, расположенные распределенным образом. Охлаждающие каналы могут в этом случае проходить через внутреннюю часть лопатки более чем один раз в форме серпантина (см., например, документ WO-A1-2005/068783). Передача тепла между охлаждающей средой и стенками лопатки может быть в этом случае улучшена за счет использования подходящих элементов (турбулизаторов), чтобы образовать дополнительную турбулентность в потоке охлаждающей среды, или за счет использования принудительного охлаждения. В другом способе охлаждающая среда может выходить из внутренней части лопатки таким образом, что на поверхности лопатки образуется пленка из охлаждающей среды, и защищает лопатку (пленочное охлаждение).The efficiency of gas turbines depends essentially on the temperature of the hot gas, which expands in the turbine during work. In order to be able to increase the efficiency of turbines, components such as stator vanes, rotor vanes, heat storage segments, etc., must be made not only of highly resistant materials, but also must be cooled as efficiently as possible. during turbine operation. In the prior art, various methods have been developed for cooling the blades, which can be used alternatively or together. One way is to pass a cooling medium, usually compressed chilled air from a gas turbine compressor, through the interior of the blades in the cooling channels, to then allow it to exit into the hot gas channel through cooling holes arranged in a distributed manner. The cooling channels may then pass through the inside of the blade more than once in the form of a serpentine (see, for example, document WO-A1-2005 / 068783). The heat transfer between the cooling medium and the walls of the blade can in this case be improved by using suitable elements (turbulators) to form additional turbulence in the flow of the cooling medium, or by using forced cooling. In another method, the cooling medium may exit the inside of the blade so that a film of cooling medium forms on the surface of the blade and protects the blade (film cooling).

Особенно важно охлаждать периферическую часть (законцовку) лопатки. Законцовка лопатки является частью лопатки, которая располагается с наибольшим удалением от хвостовика лопатки, через которую подается охлаждающий воздух. Поэтому для ее охлаждения должно быть уделено особое внимание. Кроме того, охлаждение, которое является настолько однородным, насколько это возможно, должно быть достигнуто во всех рабочих состояниях, при этом потребление охлаждающей среды должно быть ограничено до необходимой степени, для того чтобы избежать неблагоприятного влияния на эффективность машины.It is especially important to cool the peripheral part (tip) of the scapula. The tip of the blade is part of the blade, which is located with the greatest distance from the shank of the blade, through which cooling air is supplied. Therefore, special attention must be paid to its cooling. In addition, cooling, which is as uniform as possible, must be achieved in all operating conditions, while the consumption of the cooling medium must be limited to the extent necessary in order to avoid adverse effects on machine performance.

Документ DE-A1-199 44 923 раскрывает сравнительно сложное решение для охлаждения периферической части лопатки.DE-A1-199 44 923 discloses a relatively complex solution for cooling the peripheral part of a blade.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

То, что было описано выше, является целью изобретения. Поэтому задачей изобретения является обеспечение охлаждаемой лопатки для газовой турбины, которая характеризуется, в частности, лучшим охлаждением в области периферии лопатки.What has been described above is an object of the invention. It is therefore an object of the invention to provide a cooled blade for a gas turbine, which is characterized in particular by better cooling in the periphery of the blade.

Эта задача полностью достигается с помощью признаков независимого пункта 1 формулы изобретения. Главным аспектом изобретения является то, что первые охлаждающие отверстия для охлаждающей конвекции обеспечиваются на рабочей поверхности лопатки, а вторые охлаждающие отверстия для пленочного охлаждения обеспечиваются на поверхности разрежения лопатки, через законцовку лопатки в периферической части лопатки из охлаждающих каналов и распределяются по ширине лопатки. Комбинация конвекционного охлаждения на рабочей поверхности и пленочного охлаждения на стороне разрежения конца лопатки приводит в результате к особенно эффективному и стабильному охлаждению, при этом не оказывая какого-либо неблагоприятного влияния на эффективность машины.This task is fully achieved using the features of the independent claim 1 of the claims. The main aspect of the invention is that the first cooling holes for cooling convection are provided on the working surface of the blade, and the second cooling holes for film cooling are provided on the rarefaction surface of the blade, through the tip of the blade in the peripheral part of the blade from the cooling channels and distributed along the width of the blade. The combination of convection cooling on the working surface and film cooling on the rarefaction side of the end of the blade results in particularly efficient and stable cooling, without having any adverse effect on the efficiency of the machine.

Согласно первому варианту осуществления изобретения первое и второе охлаждающие отверстия содержат, по меньшей мере, секции в форме цилиндрических каналов с заданным первым диаметром.According to a first embodiment of the invention, the first and second cooling holes comprise at least sections in the form of cylindrical channels with a predetermined first diameter.

В особенности первые охлаждающие отверстия имеют форму длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя первый угол между 25° и 35°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности лопатки.In particular, the first cooling holes are in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upward and include a first angle between 25 ° and 35 °, preferably approximately 30 °, with respect to the outer surface of the blade.

Согласно второму варианту осуществления изобретения первые охлаждающие отверстия открыты в окружающее лопатку пространство с веерообразной секцией канала.According to a second embodiment of the invention, the first cooling openings are open in the space surrounding the scapula with a fan-shaped section of the channel.

Согласно третьему варианту осуществления изобретения, те из первых охлаждающих отверстий, которые располагаются снаружи задней кромки лопатки, открыты в окружающее лопатку пространство с трехмерной симметрией веерообразной секции канала, посредством чего вышеуказанная веерообразная секция с трехмерной (3D) симметрией имеет первый угол отверстия, имеющий диапазон от 10° до 50° и предпочтительно составляющий около 24°, а второй угол отверстия перпендикулярен вышеуказанному первому углу отверстия, при этом вышеуказанный второй угол отверстая имеет диапазон от 5 до 25° и предпочтительно составляет около 12°.According to a third embodiment of the invention, those of the first cooling holes that are located outside the trailing edge of the blade are open into the space surrounding the blade with three-dimensional symmetry of the fan-shaped section of the channel, whereby the aforementioned fan-shaped section with three-dimensional (3D) symmetry has a first opening angle having a range from 10 ° to 50 ° and preferably about 24 °, and the second angle of the hole is perpendicular to the above first corner of the hole, while the above second angle is open the thaw has a range of 5 to 25 ° and is preferably about 12 °.

Согласно четвертому варианту осуществления изобретения те из первых охлаждающих отверстий, которые располагаются снаружи задней кромки лопатки, включают в себя второй угол между 15° и 45°, предпочтительно приблизительно 30°, по отношению к внешней поверхности лопатки.According to a fourth embodiment of the invention, those of the first cooling holes which are located outside the trailing edge of the blade include a second angle between 15 ° and 45 °, preferably approximately 30 °, with respect to the outer surface of the blade.

Согласно пятому варианту осуществления изобретения те из первых охлаждающих отверстий, которые располагаются на задней кромке лопатки, открыты в окружающее лопатку пространство с двухмерной (2D) симметрией веерообразной секции канала, посредством чего вышеуказанная веерообразная секция с двухмерной симметрией имеет третий угол отверстия, имеющий диапазон от 10° до 40° и предпочтительно составляющий около 20°.According to a fifth embodiment of the invention, those of the first cooling holes that are located at the trailing edge of the blade are open into the space surrounding the blade with two-dimensional (2D) symmetry of the fan-shaped section of the channel, whereby the aforementioned fan-shaped section with two-dimensional symmetry has a third opening angle having a range of 10 ° to 40 ° and preferably constituting about 20 °.

Согласно шестому варианту осуществления изобретения те из первых охлаждающих отверстий, которые располагаются на задней кромке лопатки, включают в себя третий угол между 5° и 45°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности лопатки.According to a sixth embodiment, those of the first cooling holes that are located on the trailing edge of the blade include a third angle between 5 ° and 45 °, preferably approximately 30 °, with respect to the outer surface of the blade.

Согласно седьмому варианту осуществления изобретения те из первых охлаждающих отверстий, которые располагаются на задней кромке лопатки, имеют канал с заданной первой длиной, которая подразделяется на вышеуказанную веерообразную секцию с двухмерной симметрией и цилиндрическую секцию с заданной второй длиной, посредством чего соотношение вышеуказанной второй длины и вышеуказанной первой длины находится в диапазоне от 0,2 до 0,7 и предпочтительно составляет около 0,5.According to a seventh embodiment of the invention, those of the first cooling holes that are located at the trailing edge of the blade have a channel with a predetermined first length that is subdivided into the aforementioned fan-shaped section with two-dimensional symmetry and a cylindrical section with a predetermined second length, whereby the ratio of the above second length to the above the first length is in the range from 0.2 to 0.7, and is preferably about 0.5.

Согласно девятому варианту осуществления изобретения первые охлаждающие отверстия располагаются вдоль рабочей поверхности в виде ряда с заданной первой периодичностью и соотношением между вышеуказанной первой периодичностью и вышеуказанным первым диаметром, который находится в диапазоне от 3 до 8 и предпочтительно составляет около 6.According to a ninth embodiment of the invention, the first cooling holes are arranged along the working surface in a row with a predetermined first periodicity and a ratio between the above first periodicity and the above first diameter, which is in the range from 3 to 8 and preferably is about 6.

Согласно десятому варианту осуществления изобретения вторые охлаждающие отверстия проходят через законцовку лопатки в радиальном направлении, за счет чего вторые охлаждающие отверстия выполнены в форме длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя угол от 0° до 45°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к продольной оси лопатки.According to a tenth embodiment of the invention, the second cooling holes extend radially through the tip of the blade, whereby the second cooling holes are made in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upward and include an angle from 0 ° to 45 °, preferably approximately 30 ° relative to the longitudinal axis of the scapula.

Согласно одиннадцатому варианту осуществления изобретения вторые охлаждающие отверстия располагаются вдоль поверхности разрежения лопатки в виде ряда с заданной второй периодичностью и соотношением между вышеуказанной второй периодичностью и вышеуказанным первым диаметром, который находится в диапазоне от 3 до 8 и предпочтительно составляет около 6.According to an eleventh embodiment of the invention, the second cooling holes are arranged along the rarefaction surface of the blade in the form of a row with a predetermined second periodicity and the ratio between the above second periodicity and the above first diameter, which is in the range from 3 to 8 and preferably is about 6.

Согласно другому варианту осуществления изобретения вышеуказанные первые охлаждающие отверстия выходят в окружающее лопатку пространство с заданной высотой ниже верхнего конца периферической части лопатки и соотношением между вышеуказанной высотой и вышеуказанным первым диаметром, который находится в диапазоне между 5 и 10 и предпочтительно составляет около 6,5.According to another embodiment of the invention, the aforementioned first cooling openings extend into the space surrounding the blade with a predetermined height below the upper end of the peripheral part of the blade and the ratio between the above height and the above first diameter, which is in the range between 5 and 10 and is preferably about 6.5.

Согласно другому варианту осуществления изобретения имеются пылевые отверстия, расположенные вдоль законцовки между вышеуказанными передней кромкой и задней кромкой, при этом вышеуказанные пылевые отверстия имеют второй диаметр, при этом соотношение между вышеуказанным вторым диаметром и вышеуказанным первым диаметром находится между 1, 2 и 4, 5.According to another embodiment of the invention, there are dust openings located along the tip between the aforementioned leading edge and trailing edge, the aforementioned dust openings having a second diameter, and the ratio between the aforementioned second diameter and the aforementioned first diameter is between 1, 2 and 4, 5.

Согласно другому варианту осуществления изобретения законцовка лопатки ограничена на ее краю на верхней поверхности с помощью периферического обода лопатки, а вторые охлаждающие отверстия открыты в наружную область внутри обода лопатки.According to another embodiment of the invention, the tip of the blade is bounded at its edge on the upper surface by the peripheral rim of the blade, and the second cooling holes are open to the outer region inside the blade rim.

Предпочтительно вышеуказанная лопатка имеет обод лопатки в периферической части лопатки, которая ограничена с помощью периферического барьера, имеющего заданную толщину, в соответствии с чем ширина между противолежащими барьерами изменяется с расстоянием вдоль линии хорды, так что t/W находится между 0,05 и 0,15 для к/к0 между 0 и 0,3, и t/W находится между 0,15 и 0,3 для к/к0 больше чем 0,3 и до 1,0, при этом к0 является общей длиной линии хорды.Preferably, the aforementioned blade has a blade rim in the peripheral part of the blade, which is limited by a peripheral barrier having a predetermined thickness, whereby the width between opposing barriers varies with the distance along the line of the chord, so that t / W is between 0.05 and 0, 15 for f / c 0 between 0 and 0.3, and t / W is between 0.15 and 0.3 for f / c 0 greater than 0.3 and up to 1.0, with k 0 being the total length of the line chords.

Кроме того, что касается геометрии периферической части лопатки, предпочтительными являются следующие соотношения:In addition, with regard to the geometry of the peripheral part of the scapula, the following ratios are preferred:

D/W=от 0.1 до 0.3 для к/к0 D / W = 0.1 to 0.3 for c / c 0 от 0 до 0.3;from 0 to 0.3; D/W=от 0.1 до 0.8 для к/к0 D / W = 0.1 to 0.8 for c / c 0 >0 до 1.0,> 0 to 1.0,

где D означает глубину обода на периферии лопатки, a W означает ширину согласно фиг.3а.where D is the depth of the rim at the periphery of the blade, and W is the width according to figa.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Изобретение будет объясняться более подробно в последующей части текста со ссылками на показательные варианты осуществления изобретения и в сочетании с прилагаемыми чертежами. Чертежи показывают только те элементы, которые необходимы для непосредственного понимания изобретения. Те же самые элементы обеспечиваются теми же самыми ссылочными символами на различных фигурах, в которых:The invention will be explained in more detail in the subsequent part of the text with reference to illustrative embodiments of the invention and in combination with the accompanying drawings. The drawings show only those elements that are necessary for a direct understanding of the invention. The same elements are provided with the same reference characters in various figures in which:

фиг.1 показывает поперечное сечение профиля через аэродинамическую секцию лопатки, которая подходит для применения изобретения;figure 1 shows a cross section of the profile through the aerodynamic section of the blade, which is suitable for applying the invention;

фиг.2 показывает расположение охлаждающих отверстий в периферической части лопатки согласно одному предпочтительному показательному варианту осуществления изобретения;figure 2 shows the location of the cooling holes in the peripheral part of the blade according to one preferred exemplary embodiment of the invention;

фиг.2а показывает подробности некоторых из отверстий пленочного охлаждения на стороне разрежения лопатки в соответствии с фиг.2;figa shows the details of some of the holes of the film cooling on the rarefaction side of the blade in accordance with figure 2;

фиг.3а показывает часть продольного сечения лопатки, показанной на фиг.2, в которой отверстия пленочного охлаждения на стороне рабочей поверхности лопатки выполнены в форме простых цилиндрических каналов;figa shows a part of the longitudinal section of the blade shown in figure 2, in which the holes of the film cooling on the side of the working surface of the blades are made in the form of simple cylindrical channels;

фиг.3b показывает часть продольного сечения лопатки, показанной на фиг.2, в которой отверстия пленочного охлаждения на стороне рабочей поверхности выходной секции лопатки выполнены в веерообразной форме с двухмерной или трехмерной симметрией;fig.3b shows a part of the longitudinal section of the blade shown in figure 2, in which the holes of the film cooling on the side of the working surface of the output section of the blades are made in fan-shaped with two-dimensional or three-dimensional symmetry;

фиг.3с показывает предпочтительный наклон отверстий пленочного охлаждения на стороне разрежения лопатки в соответствии с фиг.2;figs shows a preferred inclination of the film cooling holes on the rarefaction side of the blade in accordance with figure 2;

фиг.4а, 4b показывают различные продольные сечения первых отверстий пленочного охлаждения снаружи задней кромки на стороне рабочей поверхности лопатки, показанной на фиг.2;figa, 4b show different longitudinal sections of the first holes of the film cooling outside the trailing edge on the side of the working surface of the blade shown in figure 2;

фиг.4с показывает границу выхода первых отверстий пленочного охлаждения в соответствии с фиг.4а, 4b;figs shows the exit boundary of the first holes of the film cooling in accordance with figa, 4b;

фиг.5а, 5с показывают различные продольные сечения первых отверстий пленочного охлаждения на задней кромке на стороне рабочей поверхности лопатки, показанной на фиг.2; иfiga, 5c show various longitudinal sections of the first holes of the film cooling on the trailing edge on the side of the working surface of the blade shown in figure 2; and

фиг.5b показывает границу выхода первых отверстий пленочного охлаждения в соответствии с фиг.5а, 5с.fig.5b shows the exit boundary of the first holes of the film cooling in accordance with figa, 5C.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Изобретение относится к охлаждаемой лопатке газовой турбины, которая особенно подходит для применения изобретения. Лопатка (10 на фиг.1, 2), которая является лопаткой ротора, имеет аэродинамическую секцию (12 на фиг.2), которая проходит в радиальном направлении турбины и проходит в радиальном направлении между бандажной полкой (не показана), которая ограничивает канал горячего газа, и периферической частью (11 на фиг.2) лопатки. В этом случае следует заметить, что последующие утверждения не ограничиваются исключительно лопаткой ротора, но они также могут относиться к лопатке статора, в соответствующей степени.The invention relates to a cooled blade of a gas turbine, which is particularly suitable for the application of the invention. The blade (10 in FIGS. 1, 2), which is the rotor blade, has an aerodynamic section (12 in FIG. 2) that extends in the radial direction of the turbine and extends in the radial direction between the retaining shelf (not shown), which delimits the hot channel gas, and the peripheral part (11 in figure 2) of the scapula. In this case, it should be noted that the following statements are not limited solely to the rotor blade, but they can also relate to the stator blade to an appropriate degree.

Аэродинамическая секция 12 имеет переднюю кромку 15 и заднюю кромку 16 (фиг.1) и имеет (вогнутую) рабочую поверхность 17 и (выпуклую) поверхность 18 разрежения в форме аэродинамического профиля. Корневая часть (не показана) лопатки формируется ниже платформы и используется для того, чтобы устанавливать лопатку 10 в паз, обеспеченный для этой цели в роторе (или, в случае лопатки статора, в корпусе, окружающем ротор).The aerodynamic section 12 has a leading edge 15 and a trailing edge 16 (FIG. 1) and has a (concave) working surface 17 and a (convex) rarefaction surface 18 in the form of an aerodynamic profile. The root portion (not shown) of the blade is formed below the platform and is used to install the blade 10 in the groove provided for this purpose in the rotor (or, in the case of the stator blade, in the housing surrounding the rotor).

Охлаждающие каналы 19а, 19b, 19с и 20 (фиг.1), через которые протекает охлаждающий воздух, проходят в радиальном направлении во внутренней части аэродинамической секции 12, причем этот охлаждающий воздух входит в лопатку 10, когда охлаждающий воздух протекает через соответствующие входные отверстия для охлаждающего воздуха (не показаны) в корневой части лопатки. Охлаждающие каналы 19а, 19b, 19с соединяются друг с другом с помощью канальной структуры в виде серпантина. Охлаждающий воздух, протекающий через охлаждающие каналы 19а, 19b, 19 с, охлаждает лопатку 10 изнутри и выходит наружу в различных точках через охлаждающие отверстия или охлаждающие проходы. Охлаждающий канал 20 специально используется для охлаждения передней кромки 15. Для того, чтобы улучшить внутреннее охлаждение, в охлаждающих каналах 19а, b, с и 20 могут быть обеспечены турбулизаторы (не показаны) в форме наклонно расположенных ребер. Эти турбулизаторы приводят к закручиванию охлаждающего воздуха и, следовательно, к улучшению переноса тепла.The cooling channels 19a, 19b, 19c and 20 (FIG. 1), through which cooling air flows, extend radially in the interior of the aerodynamic section 12, which cooling air enters the blade 10 when the cooling air flows through the respective inlets for cooling air (not shown) in the root of the scapula. The cooling channels 19a, 19b, 19c are connected to each other using a channel structure in the form of a serpentine. The cooling air flowing through the cooling channels 19a, 19b, 19c cools the blade 10 from the inside and exits at various points through the cooling holes or cooling passages. The cooling channel 20 is specifically used to cool the leading edge 15. In order to improve internal cooling, turbulators (not shown) in the form of inclined ribs can be provided in the cooling channels 19a, b, c and 20. These turbulators cause cooling air to swirl and therefore improve heat transfer.

Как изображено в показательном варианте осуществления изобретения на фиг.2, первые, сравнительно длинные охлаждающие отверстия 25 для конвекционного охлаждения обеспечиваются с распределением по ширине лопатки из охлаждающих каналов 19 и 19а, b, с в периферийной части 11 лопатки, проходя к выходу наружу на рабочей поверхности 17 лопатки 10. Вторые охлаждающие отверстия 27 проходят с выходом наружу через законцовку 33 лопатки 10 для пленочного охлаждения на поверхности 18 разрежения лопатки 10. Особенно предпочтительный охлаждающий эффект достигается с помощью комбинации конвекционного охлаждения на рабочей поверхности 17 лопатки и пленочного охлаждения на поверхности 18 разрежения лопатки.As shown in the illustrative embodiment of the invention in figure 2, the first, relatively long cooling holes 25 for convection cooling are provided with a distribution along the width of the blades from the cooling channels 19 and 19a, b, c in the peripheral part 11 of the blades, passing to the outside of the working the surfaces 17 of the blade 10. The second cooling holes 27 extend outwardly through the tip 33 of the blade 10 for film cooling on the rarefaction surface 18 of the blade 10. An especially preferred cooling effect is achieved Xia with a combination of convection cooling at the working surface 17 and film cooling of the blade surface of the blade 18 dilution.

Первые и вторые охлаждающие отверстия 25 и 27 могут иметь соответственно форму цилиндрических каналов в самом простом варианте осуществления изобретения (фиг.3а) и могут быть внедрены в лопатку 10 с помощью соответствующих способов сверления (электроэрозионный сверлильный станок, лазерное сверление). Первые охлаждающие отверстия 25 предпочтительно выполнены в форме отверстий или каналов, которые проходят наклонно вверх, для того чтобы достигнуть необходимой длины отверстия. Они предпочтительно включают в себя первый угол α1 между 25° иThe first and second cooling holes 25 and 27 may respectively have the shape of cylindrical channels in the simplest embodiment of the invention (figa) and can be embedded in the blade 10 using appropriate drilling methods (EDM drilling machine, laser drilling). The first cooling holes 25 are preferably in the form of holes or channels that extend obliquely upward in order to achieve the desired length of the hole. They preferably include a first angle α 1 between 25 ° and

35°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности 17 лопатки 10.35 °, preferably approximately 30 ° with respect to the outer surface 17 of the blade 10.

В общем, первые и вторые охлаждающие отверстия (25а, b на фиг.2 и фиг.3b) содержат только секции в форме цилиндрических каналов с заданным первым диаметром d. Поэтому они открыты предпочтительно в окружающее лопатку 10 пространство с помощью веерообразной секции (29,30 на фигурах 4 а-с, 5а+b) канала.In general, the first and second cooling holes (25a, b in FIG. 2 and FIG. 3b) contain only sections in the form of cylindrical channels with a given first diameter d. Therefore, they are preferably open in the space surrounding the blade 10 by means of a fan-shaped section (29.30 in figures 4 a-c, 5a + b) of the channel.

Существует два различных вида 25а (см. фиг.4а) и 25b (см. фиг.5а) первых охлаждающих отверстий, обеспеченных на стороне (17) рабочей поверхности лопатки 10. Те из первых охлаждающих отверстий, которые располагаются снаружи задней кромки 16 лопатки 10, т.е. первые охлаждающие отверстия 25а предпочтительно открыты в окружающее лопатку 10 пространство с помощью веерообразной секции 29 канала с 3D (трехмерной) симметрией этой секции. Они показаны на фигурах 4а, 4b и 4с. Вышеуказанная веерообразная секция 29 с 3D (трехмерной) симметрией имеет первый угол 2φ1 (фиг.4b) отверстия, имеющий диапазон от 10° до 50° и предпочтительно составляющий около 24°, и второй угол φ2 (фиг.4а) отверстия, перпендикулярный вышеуказанному первому углу 2φ1 отверстия. Вышеуказанный второй угол φ2 отверстия имеет диапазон от 5° до 25° и предпочтительно составляет около 12°. Кроме того, эти первые охлаждающие отверстия 25а расположены снаружи задней кромки 16 лопатки 10 и включают в себя второй угол α2 между 15° и 45°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности 17 лопатки 10 (фиг.4а).There are two different views 25a (see FIG. 4a) and 25b (see FIG. 5a) of the first cooling holes provided on the side (17) of the working surface of the blade 10. Those of the first cooling holes that are located outside the trailing edge 16 of the blade 10 , i.e. the first cooling holes 25a are preferably opened into the space surrounding the blade 10 by means of a fan-shaped channel section 29 with 3D (three-dimensional) symmetry of this section. They are shown in figures 4A, 4b and 4C. The above fan-shaped section 29 with 3D (three-dimensional) symmetry has a first opening angle 2φ 1 (Fig. 4b) having a range of 10 ° to 50 ° and preferably about 24 °, and a second opening angle φ 2 (Fig. 4a) perpendicular the above first corner 2φ 1 holes. The aforementioned second hole angle φ 2 has a range of 5 ° to 25 ° and is preferably about 12 °. In addition, these first cooling holes 25a are located outside the trailing edge 16 of the blade 10 and include a second angle α 2 between 15 ° and 45 °, preferably approximately 30 °, with respect to the outer surface 17 of the blade 10 (Fig. 4a).

Те из первых охлаждающих отверстий 25b, которые располагаются на задней кромке 16 лопатки 10, предпочтительно открыты в окружающее лопатку 10 пространство с помощью веерообразной секции 30 канала с 2D (двухмерной) симметрией этой секции (фигуры 5а, 5b и 5 с). Вышеуказанная веерообразная секция 30 канала с двухмерной симметрией имеет третий угол 2φ3 отверстия (фиг.5а), имеющий диапазон от 10° до 40° и предпочтительно составляющий около 20°. Эти первые охлаждающие отверстия 25b, расположенные на задней кромке 16 лопатки 10, включают в себя третий угол λ3 (фиг.5с) между 5° и 45°, предпочтительно приблизительно 30°, по отношению к внешней поверхности 17 лопатки 10.Those of the first cooling holes 25b that are located on the trailing edge 16 of the blade 10 are preferably opened into the surrounding blade 10 by a fan-shaped channel section 30 with 2D (two-dimensional) symmetry of this section (Figures 5a, 5b and 5c). The above fan-shaped section of the channel 30 with two-dimensional symmetry has a third angle 2φ 3 holes (figa), having a range from 10 ° to 40 ° and preferably approximately 20 °. These first cooling holes 25b located on the trailing edge 16 of the vane 10 include a third angle λ 3 (FIG. 5c) between 5 ° and 45 °, preferably approximately 30 °, with respect to the outer surface 17 of the vane 10.

Как можно увидеть на фиг.5а, те из первых охлаждающих отверстий 25b, которые располагаются на задней кромке 16 лопатки 10, имеют канал с заданной общей длиной L. Эта общая длина L подразделяется на вышеупомянутые веерообразную секцию 30 канала с двухмерной симметрией и цилиндрическую секцию второй длины L1. Соотношение L1/L этих длин находится в диапазоне от 0,2 до 0,7 и предпочтительно составляет около 0,5.As can be seen in FIG. 5a, those of the first cooling holes 25b that are located on the trailing edge 16 of the blade 10 have a channel with a predetermined total length L. This total length L is subdivided into the aforementioned fan-shaped channel section 30 with two-dimensional symmetry and a cylindrical section of the second length L 1 . The ratio L 1 / L of these lengths is in the range from 0.2 to 0.7 and preferably is about 0.5.

Фиг.2 показывает, что первые охлаждающие отверстия 25а и 25b располагаются вдоль рабочей поверхности 17 в виде ряда с (первой) периодичностью P1. Предпочтительно выбирать определенное соотношение P1/d между этой периодичностью P1 и диаметром d (см. фиг.3а) каналов охлаждающих отверстий. Это соотношение выбирается таким образом, чтобы находиться в диапазоне от 3 до 8 и предпочтительно составляет около 6.Figure 2 shows that the first cooling holes 25a and 25b are arranged along the working surface 17 in the form of a row with a (first) periodicity P 1 . It is preferable to choose a certain ratio P 1 / d between this periodicity P 1 and the diameter d (see figa) of the channels of the cooling holes. This ratio is selected so as to be in the range from 3 to 8, and is preferably about 6.

Соответственно вторые охлаждающие отверстия 27 располагаются вдоль поверхности 18 разрежения в виде ряда с (второй) периодичностью Р2. И снова, соотношение Р2/d1 между второй периодичностью Р2 и диаметром d находится в диапазоне от 5 до 8 и предпочтительно составляет около 6.Accordingly, the second cooling holes 27 are located along the rarefaction surface 18 in the form of a row with a (second) periodicity P 2 . And again, the ratio of P 2 / d 1 between the second periodicity of P 2 and diameter d is in the range from 5 to 8 and is preferably about 6.

В показательном варианте осуществления изобретения, проиллюстрированном на фиг.3, лопатка 10 закрывается в периферической части 11 лопатки, в ее верхней части, с помощью плоской законцовки 33, которая окружена на ее верхней поверхности периферическим ободом 32 лопатки в виде барьера. Как можно увидеть на фигурах 3а и 3b, вторые охлаждающие отверстия 27 проходят через законцовку 33 лопатки 10 в радиальном направлении. Они выполнены в форме длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх, и образуют угол у от 0° до 45°, предпочтительно приблизительно 30°, по отношению к продольной оси лопатки 10 (фиг.3 с).In the exemplary embodiment of the invention illustrated in FIG. 3, the blade 10 is closed in the peripheral part 11 of the blade, in its upper part, with a flat tip 33, which is surrounded on its upper surface by the peripheral rim 32 of the blade in the form of a barrier. As can be seen in figures 3a and 3b, the second cooling holes 27 pass through the tip 33 of the blade 10 in the radial direction. They are made in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upward and form an angle y from 0 ° to 45 °, preferably approximately 30 °, with respect to the longitudinal axis of the blade 10 (Fig. 3 c).

Первые охлаждающие отверстия 25 открыты в наружную область ниже законцовки 33 лопатки 10. Они выходят в окружающее лопатку 10 пространство на заданной высоте Н ниже верхнего конца периферической части 11 лопатки (фиг.3а). Соотношение H/d между вышеуказанной высотой Н и диаметром d находится в диапазоне между 5 и 10 и предпочтительно составляет около 6,5.The first cooling holes 25 are open to the outer region below the tip 33 of the vane 10. They exit into the surrounding vane 10 at a predetermined height H below the upper end of the peripheral part 11 of the vane (Fig. 3a). The ratio H / d between the above height H and diameter d is in the range between 5 and 10 and is preferably about 6.5.

Вторые охлаждающие отверстия 27 располагаются на противоположной поверхности и проходят через законцовку 33 лопатки 10 в радиальном направлении, открываясь в наружную область внутри обода 32 лопатки.The second cooling holes 27 are located on the opposite surface and pass through the tip 33 of the blade 10 in the radial direction, opening into the outer region inside the rim 32 of the blade.

Также внутри обода 32 лопатки обеспечиваются пылевые отверстия 26, расположенные вдоль законцовки 33 между передней кромкой 15 и задней кромкой 16 (фиг.2). Эти пылевые отверстия 26 используются для удаления частиц пыли из внутренних охлаждающих каналов. Каждое из этих отверстий имеет диаметр d1, так что соотношение d1/d между диаметром d1 и диаметром d канала (см. фиг.3а) находится между 1,2 и 4,5.Also inside the blade rim 32, dust openings 26 are provided along the tip 33 between the leading edge 15 and the trailing edge 16 (FIG. 2). These dust openings 26 are used to remove dust particles from the internal cooling channels. Each of these holes has a diameter d 1 , so that the ratio d 1 / d between the diameter d 1 and the diameter d of the channel (see figa) is between 1.2 and 4.5.

Как уже говорилось, лопатка 10 обеспечивается ободом 32 лопатки на периферии 11 лопатки, при этом обод 32 лопатки ограничивается периферическим барьером, имеющим заданную толщину t (фиг.3а). Ширина W между противоположными барьерами изменяется вместе с расстоянием «к» вдоль линии хорды (фиг.2) из условия, чтобы соотношение t/W находилось между 0,05 и 0,15 для к/к0 между 0 и 0,3, и соотношение t/W находилось между 0,15 и 0,3 для к/к0 больше чем 0,3 и до 1,0, при этом к0 является общей длиной всей хордовой линии. Кроме того, что касается геометрии периферии лопатки, предпочтительными являются следующие соотношения: D/W=от 0.1 до 0.3 для к/к0 от 0 до 0.3 и D/W=oт 0.1 до 0.8 для к/к0>0 до 1.0, где D означает глубину обода периферической части, a W означает ширину в соответствии с фиг.3а.As already mentioned, the blade 10 is provided with a blade rim 32 at the periphery of the blade 11, while the blade rim 32 is limited to a peripheral barrier having a predetermined thickness t (Fig. 3a). The width W between opposing barriers changes along with the distance “k” along the chord line (FIG. 2) so that the ratio t / W is between 0.05 and 0.15 for k / k 0 between 0 and 0.3, and the t / W ratio was between 0.15 and 0.3 for f / c 0 greater than 0.3 and up to 1.0, with k 0 being the total length of the entire chordal line. In addition, with regard to the geometry of the periphery of the scapula, the following ratios are preferable: D / W = 0.1 to 0.3 for c / c 0 from 0 to 0.3 and D / W = from 0.1 to 0.8 for c / c 0 > 0 to 1.0, where D means the depth of the rim of the peripheral part, and W means the width in accordance with figa.

И последнее, в добавление к описанному охлаждению, такие поверхности как рабочая поверхность 17 и поверхность 18 разрежения, также как и верхняя поверхность законцовки 33 обеспечиваются термозащитным слоем (термическое защитное покрытие ТВС - Thermal Barrier Coating) 28.Lastly, in addition to the described cooling, surfaces such as the working surface 17 and the rarefaction surface 18, as well as the upper surface of the tip 33, are provided with a thermal barrier layer (Thermal Barrier Coating thermal protective coating) 28.

Claims (15)

1. Охлаждаемая лопатка (10) для газовой турбины, содержащая аэродинамическую секцию (12), которая проходит в радиальном направлении турбины или проходит в продольном направлении лопатки (10) между бандажной полкой и периферической частью (11) лопатки, которая обеспечивается законцовкой (33), при этом аэродинамическая секция (12) ограничивается перпендикулярно по отношению к продольному направлению с помощью передней кромки (15) и задней кромки (16), и имеет рабочую поверхность (17) и поверхность (18) разрежения с охлаждающими каналами (19a, b, c; 20), проходящими, по существу, в радиальном направлении между бандажной полкой и периферической частью (11) лопатки во внутреннюю часть аэродинамической секции (12), причем через эти охлаждающие каналы (19a, b, c; 20) протекает охлаждающая среда,
отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25; 25a, b) для конвекционного охлаждения выполнены на рабочей поверхности (17) лопаток (10), а вторые охлаждающие отверстия (27) для пленочного охлаждения выполнены на поверхности (18) разрежения лопаток (10), в области периферической части (11) лопатки и функционально связаны с охлаждающими каналами (19a, b, c; 20), при этом они распределены по ширине лопатки,
причем охлаждающая среда выводится наружу в области законцовки (33) и/или через законцовку (33) лопатки (10), при этом
что первые охлаждающие отверстия (25a, b) открыты в окружающее лопатку (10) пространство с помощью веерообразной секции (29, 30) канала, и
те из первых охлаждающих отверстий (25а), которые располагаются снаружи задней кромки (16) лопатки (10), открыты в окружающее лопатку (10) пространство с помощью веерообразной секции (29) канала, которая имеет трехмерную (3D) симметрию, при этом вышеуказанная веерообразная секция (29) канала с трехмерной (3D) симметрией имеет первый угол (2φ1) отверстия, имеющий диапазон от 10° до 50° и предпочтительно составляющий около 24°, и второй угол (φ2) отверстия, перпендикулярный вышеуказанному первому углу (2φ1) отверстия, при этом вышеуказанный второй угол (φ2) отверстия имеет диапазон от 5° до 25° и предпочтительно составляет около 12°, а
те из первых охлаждающих отверстий (25b), которые располагаются на задней кромке (16) лопатки (10), открыты в окружающее лопатку (10) пространство с помощью веерообразной секции (30) канала, которая имеет двухмерную (2D) симметрию, при этом вышеуказанная веерообразная секция (30) канала с двухмерной (2D) симметрией имеет третий угол (2φ3) отверстия, имеющий диапазон от 10° до 40° и предпочтительно составляющий около 20°.1. The cooled blade (10) for a gas turbine, containing an aerodynamic section (12), which extends in the radial direction of the turbine or passes in the longitudinal direction of the blade (10) between the retaining shelf and the peripheral part (11) of the blade, which is provided by the tip (33) while the aerodynamic section (12) is limited perpendicular to the longitudinal direction by means of a leading edge (15) and a trailing edge (16), and has a working surface (17) and a rarefaction surface (18) with cooling channels (19a, b, c; 20) passing E substantially radially between the shroud flange and the peripheral portion (11) into the interior of the blade airfoil section (12), and through these cooling channels (19a, b, c; 20), the cooling medium flows,
characterized in that the first cooling holes (25; 25a, b) for convection cooling are made on the working surface (17) of the blades (10), and the second cooling holes (27) for film cooling are made on the rarefaction surface (18) of the blades (10) , in the region of the peripheral part (11) of the blade and are functionally connected to the cooling channels (19a, b, c; 20), while they are distributed along the width of the blade,
moreover, the cooling medium is discharged outward in the area of the tip (33) and / or through the tip (33) of the blade (10), while
that the first cooling holes (25a, b) are open into the surrounding blade (10) of the space using a fan-shaped section (29, 30) of the channel, and
those of the first cooling holes (25a), which are located outside the trailing edge (16) of the blade (10), are opened into the space surrounding the blade (10) using a fan-shaped section (29) of the channel, which has three-dimensional (3D) symmetry, while the above the fan-shaped section (29) of the channel with three-dimensional (3D) symmetry has a first hole angle (2φ 1 ) having a range of 10 ° to 50 ° and preferably about 24 °, and a second hole angle (φ 2 ) perpendicular to the first first angle ( 2φ 1) holes, wherein said second angle (φ 2) of Verstov has a range from 5 ° to 25 ° and preferably about 12 °, and
those of the first cooling holes (25b) that are located on the trailing edge (16) of the blade (10) are opened into the space surrounding the blade (10) using a fan-shaped section (30) of the channel, which has two-dimensional (2D) symmetry, the above the fan-shaped section (30) of the channel with two-dimensional (2D) symmetry has a third opening angle (2φ 3 ) having a range of 10 ° to 40 ° and preferably about 20 °. 2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что первое и второе охлаждающие отверстия (25; 25a, b; 27) содержат, по меньшей мере, секции в форме цилиндрических каналов с заданным первым диаметром (d).2. The blade according to claim 1, characterized in that the first and second cooling holes (25; 25a, b; 27) contain at least sections in the form of cylindrical channels with a given first diameter (d). 3. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25) выполнены в форме длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя первый угол (α1) между 25° и 35°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности (17) лопатки (10).3. The blade according to claim 2, characterized in that the first cooling holes (25) are made in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upwards and include a first angle (α 1 ) between 25 ° and 35 °, preferably approximately 30 ° in relation to the outer surface (17) of the blade (10). 4. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25а), которые располагаются снаружи задней кромки (16) лопатки (10), включают в себя второй угол (α2) между 15° и 45°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности (17) лопатки (10).4. The blade according to claim 1, characterized in that those of the first cooling holes (25a), which are located outside the trailing edge (16) of the blade (10), include a second angle (α 2 ) between 15 ° and 45 °, preferably about 30 ° with respect to the outer surface (17) of the blade (10). 5. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25b), которые располагаются на задней кромке (16) лопатки (10), включают в себя третий угол (α3) между 5° и 45°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к внешней поверхности (17) лопатки (10).5. The blade according to claim 1, characterized in that those of the first cooling holes (25b), which are located on the trailing edge (16) of the blade (10), include a third angle (α 3 ) between 5 ° and 45 °, preferably about 30 ° with respect to the outer surface (17) of the blade (10). 6. Лопатка по п.5, отличающаяся тем, что те из первых охлаждающих отверстий (25b), которые располагаются на задней кромке (16) лопатки (10), имеют канал заданной первой длины (L), который подразделяется на две части: вышеуказанную веерообразную секцию (30) канала с двухмерной (2D) симметрией и цилиндрическую секцию заданной второй длины (L1), при этом соотношение (L1/L) вышеуказанной второй длины (L1) и вышеуказанной первой длины (L) находится в диапазоне от 0,2 до 0,7 и предпочтительно составляет около 0,5.6. The blade according to claim 5, characterized in that those of the first cooling holes (25b), which are located on the trailing edge (16) of the blade (10), have a channel of a predetermined first length (L), which is divided into two parts: the above a fan-shaped section (30) of a channel with two-dimensional (2D) symmetry and a cylindrical section of a given second length (L 1 ), while the ratio (L 1 / L) of the above second length (L 1 ) and the above first length (L) is in the range from 0.2 to 0.7 and preferably is about 0.5. 7. Лопатка по п.1 или п.3, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25; 25а, b) располагаются вдоль рабочей поверхности (17) в виде ряда с заданной первой периодичностью (P1) и тем, что соотношение (P1/d) между вышеуказанной первой периодичностью (P1) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится в диапазоне от 3 до 8 и предпочтительно составляет около 6.7. The blade according to claim 1 or claim 3, characterized in that the first cooling holes (25; 25a, b) are located along the working surface (17) in the form of a row with a given first periodicity (P 1 ) and the ratio ( P 1 / d) between the above first periodicity (P 1 ) and the above first diameter (d) is in the range from 3 to 8 and is preferably about 6. 8. Лопатка по п.1 или п.2, отличающаяся тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) проходят через законцовку (33) лопатки (10) в радиальном направлении.8. The blade according to claim 1 or claim 2, characterized in that the second cooling holes (27) pass through the tip (33) of the blade (10) in the radial direction. 9. Лопатка по п.8, отличающаяся тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) имеют форму длинных цилиндрических каналов, которые проходят наклонно вверх и включают в себя угол (γ) от 0° до 45°, предпочтительно приблизительно 30° по отношению к продольной оси лопатки (10).9. The blade according to claim 8, characterized in that the second cooling holes (27) are in the form of long cylindrical channels that extend obliquely upwards and include an angle (γ) from 0 ° to 45 °, preferably approximately 30 ° with the longitudinal axis of the scapula (10). 10. Лопатка по п.8, отличающаяся тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) располагаются вдоль поверхности (18) разрежения в виде ряда с заданной второй периодичностью (Р2), и тем, что соотношение (Р2/d) между вышеуказанной второй периодичностью (Р2) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится в диапазоне от 3 до 8 и предпочтительно составляет около 6.10. The blade according to claim 8, characterized in that the second cooling holes (27) are located along the rarefaction surface (18) in the form of a row with a given second periodicity (P 2 ), and in that the ratio (P 2 / d) between the above the second periodicity (P 2 ) and the aforementioned first diameter (d) is in the range from 3 to 8 and is preferably about 6. 11. Лопатка по п.3, отличающаяся тем, что первые охлаждающие отверстия (25) выходят в окружающее лопатку (10) пространство на заданной высоте (Н) ниже верхнего конца периферической части (11) лопатки, и тем, что соотношение (H/d) между вышеуказанной высотой (Н) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится в диапазоне между 5 и 10 и предпочтительно составляет около 6,5.11. The blade according to claim 3, characterized in that the first cooling holes (25) extend into the surrounding blade (10) at a predetermined height (H) below the upper end of the peripheral part (11) of the blade, and in that the ratio (H / d) between the above height (H) and the above first diameter (d) is in the range between 5 and 10 and preferably is about 6.5. 12. Лопатка по п.2, отличающаяся тем, что имеются пылевые отверстия (26), расположенные вдоль законцовки (33) между вышеуказанными передней кромкой (15) и задней кромкой (16), и тем, что вышеуказанные пылевые отверстия (26) имеют второй диаметр (d1), так что соотношение (d1/d) между вышеуказанным вторым диаметром (d1) и вышеуказанным первым диаметром (d) находится между 1,2 и 4,5.12. The blade according to claim 2, characterized in that there are dust openings (26) located along the tip (33) between the aforementioned leading edge (15) and the trailing edge (16), and that the above dust openings (26) have the second diameter (d 1 ), so that the ratio (d 1 / d) between the above second diameter (d 1 ) and the above first diameter (d) is between 1.2 and 4.5. 13. Лопатка по п.8, отличающаяся тем, что законцовка (33) лопатки (10) ограничена на ее краю на верхней поверхности с помощью периферического обода (32) лопатки, и тем, что вторые охлаждающие отверстия (27) открыты в наружную область внутри обода (32) лопатки.13. The blade according to claim 8, characterized in that the tip (33) of the blade (10) is limited on its edge on the upper surface by means of the peripheral rim (32) of the blade, and that the second cooling holes (27) are open to the outer region inside the rim (32) of the scapula. 14. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что лопатка имеет обод (32) лопатки в периферической части (11) лопатки, который ограничен с помощью периферического барьера, имеющего заданную толщину (t), в соответствии с чем ширина (W) между противолежащими барьерами изменяется с расстоянием (к) вдоль линии хорды, так что соотношение t/W находится между 0,05 и 0,15 для к/к0 между 0 и 0,3, и t/W находится между 0,15 и 0,3 для к/к0 больше чем 0,3 и до 1,0, при этом к0 является общей длиной линии хорды.14. The blade according to claim 1, characterized in that the blade has a rim (32) of the blade in the peripheral part (11) of the blade, which is limited by a peripheral barrier having a predetermined thickness (t), whereby the width (W) between opposite barriers varies with distance (k) along the line of the chord, so that the ratio t / W is between 0.05 and 0.15 for k / k 0 between 0 and 0.3, and t / W is between 0.15 and 0 , 3 for k / k 0 is greater than 0.3 and up to 1.0, while k 0 is the total length of the chord line. 15. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что вышеуказанная лопатка имеет соотношение D/W, которое находится между 0,1 и 0,3 для к/к0 между 0 и 0,3; и тем, что соотношение D/W находится между 0,3 и 0,8 для к/к0 больше чем 0,3 и до 1,0. 15. The blade according to claim 1, characterized in that the aforementioned blade has a D / W ratio that is between 0.1 and 0.3 for k / k 0 between 0 and 0.3; and the fact that the D / W ratio is between 0.3 and 0.8 for c / o 0 greater than 0.3 and up to 1.0.
RU2011141997/06A 2009-03-18 2010-03-15 Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade RU2531712C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09155437.8 2009-03-18
EP09155437A EP2230383A1 (en) 2009-03-18 2009-03-18 Blade for a gas turbine with cooled tip cap
PCT/EP2010/053286 WO2010108809A1 (en) 2009-03-18 2010-03-15 Blade for a gas turbine with cooled tip cap

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011141997A RU2011141997A (en) 2013-04-27
RU2531712C2 true RU2531712C2 (en) 2014-10-27

Family

ID=41343214

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011141997/06A RU2531712C2 (en) 2009-03-18 2010-03-15 Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20120070308A1 (en)
EP (1) EP2230383A1 (en)
RU (1) RU2531712C2 (en)
WO (1) WO2010108809A1 (en)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10286407B2 (en) 2007-11-29 2019-05-14 General Electric Company Inertial separator
EP2547871B1 (en) * 2010-03-19 2020-04-29 Ansaldo Energia IP UK Limited Gas turbine airfoil with shaped trailing edge coolant ejection holes and corresponding turbine
US10408066B2 (en) * 2012-08-15 2019-09-10 United Technologies Corporation Suction side turbine blade tip cooling
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
CA2949547A1 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US10975731B2 (en) 2014-05-29 2021-04-13 General Electric Company Turbine engine, components, and methods of cooling same
US9915176B2 (en) 2014-05-29 2018-03-13 General Electric Company Shroud assembly for turbine engine
US20160102561A1 (en) * 2014-10-14 2016-04-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine blade tip cooling
US10167725B2 (en) 2014-10-31 2019-01-01 General Electric Company Engine component for a turbine engine
US10036319B2 (en) 2014-10-31 2018-07-31 General Electric Company Separator assembly for a gas turbine engine
US10247011B2 (en) 2014-12-15 2019-04-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with increased cooling capacity
US9988910B2 (en) * 2015-01-30 2018-06-05 United Technologies Corporation Staggered core printout
US9988936B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
US10428664B2 (en) 2015-10-15 2019-10-01 General Electric Company Nozzle for a gas turbine engine
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US10196904B2 (en) * 2016-01-24 2019-02-05 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine endwall and tip cooling for dual wall airfoils
EP3225782B1 (en) 2016-03-29 2019-01-23 Ansaldo Energia Switzerland AG Airfoil and corresponding blading member
US10704425B2 (en) 2016-07-14 2020-07-07 General Electric Company Assembly for a gas turbine engine
FR3062675B1 (en) * 2017-02-07 2021-01-15 Safran Helicopter Engines HELICOPTER TURBINE HIGH PRESSURE VENTILATED VANE INCLUDING UPSTREAM DUCT AND CENTRAL COOLING CAVITY
US10400610B2 (en) * 2017-02-14 2019-09-03 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud notch
EP3669054B1 (en) * 2017-08-14 2022-02-09 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade and corresponding method of servicing
US10539026B2 (en) 2017-09-21 2020-01-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness
US10641106B2 (en) 2017-11-13 2020-05-05 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved airfoil dust removal
US11542820B2 (en) * 2017-12-06 2023-01-03 General Electric Company Turbomachinery blade and method of fabricating
CN112682105B (en) * 2020-12-20 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 Turbine blade structure with special-shaped micro-group air film cooling holes, preparation method of turbine blade structure and gas turbine
CN112682108B (en) * 2020-12-20 2023-07-25 中国航发四川燃气涡轮研究院 Turbine blade end wall structure with D-shaped micro-group air film cooling holes, method thereof and gas turbine
CN112682106B (en) * 2020-12-20 2022-11-11 中国航发四川燃气涡轮研究院 Turbine blade end wall structure with special-shaped micro-group air film cooling holes, method and gas turbine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0684364A1 (en) * 1994-04-21 1995-11-29 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine rotor blade tip cooling device
US5626462A (en) * 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
RU2106499C1 (en) * 1995-01-11 1998-03-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Gas-turbine cooled blade
EP1059419A1 (en) * 1999-06-09 2000-12-13 General Electric Company Triple tip-rib airfoil

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4893987A (en) * 1987-12-08 1990-01-16 General Electric Company Diffusion-cooled blade tip cap
EP0945593B1 (en) * 1998-03-23 2003-05-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Film-cooling hole
DE19944923B4 (en) 1999-09-20 2007-07-19 Alstom Turbine blade for the rotor of a gas turbine
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US6918742B2 (en) * 2002-09-05 2005-07-19 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine with airfoil having multi-section diffusion cooling holes and methods of making same
US6916150B2 (en) * 2003-11-26 2005-07-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
DE102004002327A1 (en) 2004-01-16 2005-08-04 Alstom Technology Ltd Cooled shovel for a gas turbine
US7097419B2 (en) * 2004-07-26 2006-08-29 General Electric Company Common tip chamber blade
US7704047B2 (en) * 2006-11-21 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine blade suction tip rail

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0684364A1 (en) * 1994-04-21 1995-11-29 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Gas turbine rotor blade tip cooling device
US5626462A (en) * 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
RU2106499C1 (en) * 1995-01-11 1998-03-10 Акционерное общество "Авиадвигатель" Gas-turbine cooled blade
EP1059419A1 (en) * 1999-06-09 2000-12-13 General Electric Company Triple tip-rib airfoil

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
2 008. *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2010108809A1 (en) 2010-09-30
RU2011141997A (en) 2013-04-27
EP2230383A1 (en) 2010-09-22
US20120070308A1 (en) 2012-03-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2531712C2 (en) Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade
US4515526A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
CA2867847C (en) Turbine airfoil trailing edge cooling slots
KR101378252B1 (en) Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud
US8057181B1 (en) Multiple expansion film cooling hole for turbine airfoil
US6607355B2 (en) Turbine airfoil with enhanced heat transfer
US9206697B2 (en) Aerofoil cooling
EP1001137B1 (en) Gas turbine airfoil with axial serpentine cooling circuits
US7182576B2 (en) Hot gas path component with mesh and impingement cooling
JP5898898B2 (en) Apparatus and method for cooling the platform area of a turbine rotor blade
US7311498B2 (en) Microcircuit cooling for blades
US8360726B1 (en) Turbine blade with chordwise cooling channels
US9145773B2 (en) Asymmetrically shaped trailing edge cooling holes
US20190093487A1 (en) Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
EP3124746A1 (en) Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component
JP2006077767A (en) Offset coriolis turbulator blade
JP2012102726A (en) Apparatus, system and method for cooling platform region of turbine rotor blade
CA2520564A1 (en) Stepped outlet turbine airfoil
US20130302177A1 (en) Turbine airfoil trailing edge bifurcated cooling holes
US20130302176A1 (en) Turbine airfoil trailing edge cooling slot
JP6435188B2 (en) Structural configuration and cooling circuit in turbine blades
JP6010295B2 (en) Apparatus and method for cooling the platform area of a turbine rotor blade
US10662778B2 (en) Turbine airfoil with internal impingement cooling feature
CA2868536A1 (en) Turbine airfoil trailing edge cooling slots
EP1094200A1 (en) Gas turbine cooled moving blade

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20170426