RU2531839C2 - Газовая турбина - Google Patents

Газовая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2531839C2
RU2531839C2 RU2011142732/06A RU2011142732A RU2531839C2 RU 2531839 C2 RU2531839 C2 RU 2531839C2 RU 2011142732/06 A RU2011142732/06 A RU 2011142732/06A RU 2011142732 A RU2011142732 A RU 2011142732A RU 2531839 C2 RU2531839 C2 RU 2531839C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
rotor
specified
shank
inlet
Prior art date
Application number
RU2011142732/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011142732A (ru
Inventor
Рубен ВАЛЬЕНТЕ
Шаилендра НАИК
Андре ЗАКСЕР
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 RU2011142732A publication Critical patent/RU2011142732A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2531839C2 publication Critical patent/RU2531839C2/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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Газовая турбина с ротором, в котором установлена лопатка, содержит перо с входной кромкой и выходной кромкой, расположенное вдоль продольной оси указанной лопатки от корневой части до концевой части лопатки. В корневой части пера выполнен хвостовик, установленный съемно в гнезде ротора. В пере выполнена центральная полость, расположенная вдоль продольной оси от хвостовика лопатки до концевой части лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в центральную полость лопатки через входное отверстие в хвостовике лопатки и выходит из центральной полости лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в концевой части лопатки. Поток охлаждающей текучей среды подается по каналу ротора, который проходит через ротор и сообщается с входным отверстием лопатки. По меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения входного отверстия лопатки больше области поперечного сечения указанного канала ротора. Выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора и на границе раздела выходного отверстия канала ротора и входного отверстия лопатки область поперечного сечения выходного отверстия канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия лопатки. На границе раздела указанного входного отверстия лопатки и выходного отверстия канала ротора расположена полость повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика лопатки и гнездом ротора, в котором расположен хвостовик лопатки. Полость высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока охлаждающей текучей среды наружу хвостови

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области газовых турбин. В частности, настоящее изобретение относится к газовым турбинам согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения.
Уровень техники
Обычно на практике используется какой-либо вид охлаждения лопаток газовых турбин, чтобы они могли выдерживать высокую температуру газов, проходящих через указанные турбины. Как правило, перо лопатки или лопасти снабжено охлаждающими каналами, по которым при работе турбины из компрессорного отсека газовой турбины подается охлаждающий воздух под давлением. Обычно охлаждающие каналы имеют сложную конфигурацию и выполнены в виде серпантина, чтобы при одном потоке охлаждающей текучей среды или охлаждающего воздуха, проходящего через перо лопатки, чередовались противоположные направления потока. Однако при данной конфигурации каналов, поскольку имеются изгибы, происходят потери давления и нарушается теплопередача. Кроме того, так как используется только один поток охлаждающей текучей среды, трудно обеспечить требуемое охлаждение различных участков пера лопатки.
Чтобы достигалась большая гибкость при охлаждении пера лопатки, было предложено (патент США 6874992) снабдить перо лопатки множеством охлаждающих каналов, содержащих несколько впускных каналов, по которым охлаждающий воздух проходит от корневой части лопатки к концевой ее части, и несколько обратных каналов, по которым охлаждающий воздух проходит от концевой части лопатки к корневой части лопатки, при этом, по меньшей мере, некоторые из указанных впускных каналов и обратных каналов соединены общей камерой, расположенной в концевой части лопатки.
Однако, поскольку указанные охлаждающие каналы сообщаются друг с другом посредством указанной общей камеры, расположенной в концевой части лопатки, достаточно трудно отрегулировать индивидуальные массовые расходы охлаждающей текучей среды, проходящей через разные охлаждающие каналы.
Далее со ссылкой на фиг.1-3 будет объясняться другая проблема, которая связана с подачей охлаждающей текучей среды через корневую часть лопатки или лопасти.
Согласно фиг.1 лопатка 10 газовой турбины содержит перо 14, имеющее входную кромку 17 и выходную кромку 16. Перо 14 продолжается вдоль продольной оси X указанной лопатки между корневой частью и концевой частью 15 лопатки. Указанное перо 14 лопатки в корневой части содержит хвостовик 12, предназначенный для установки лопатки в гнезде 31, выполненном в роторе 11 указанной газовой турбины. Указанное перо 14 лопатки содержит центральную полость 18, продолжающуюся вдоль продольной оси X лопатки и располагаемую между указанным хвостовиком 12 лопатки и указанной концевой частью 15. Подаваемый от ротора поток охлаждающей текучей среды поступает в центральную полость 18 лопатки через входное отверстие 20, выполненное в указанном хвостовике 12 лопатки, и выходит из указанной центральной полости 18 лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие (не показано на фиг.1, 2), выполненное в указанной концевой части 15 лопатки. К указанной лопатке 10 охлаждающий воздух подается по каналу 19 ротора, который проходит через ротор 11 и сообщается с указанным входным отверстием 20 указанной лопатки 10.
Как показано на фиг.1, направление канала 19 ротора соответствует ориентации лопатки, т.е. канал центрирован относительно продольной оси X лопатки. Поток охлаждающей текучей среды, поступающий через единственный проход, постепенно распределяется по всему каналу в поперечном сечении и выше входного отверстия 20 лопатки. Однако форма выходного отверстия цилиндрического канала 19 ротора отличается от продолговатого входного отверстия 20 лопатки, что приводит к нарушению плавного течения потока на границе раздела (см. фиг.3, на которой общая область отверстий заштрихована).
Недостатки указанной конструкции приведены ниже.
(а) Поток охлаждающей текучей среды, входящий в относительно небольшую общую область выходного отверстия канала 19 ротора и входного отверстия 20 лопатки, ускоряется. При этом около входного отверстия 20 лопатки происходит разделение потока, что приводит к локальным низким значениям коэффициента теплопередачи в лопатке. Как следствие, ниже по ходу лопатки могут наблюдаться высокотемпературные области. Кроме того, увеличиваются потери давления.
(б) В данной конструкции не предусматривается изменение ориентации канала 19 ротора. Если канал ротора ориентировать наклонно относительно лопатки (см. канал 19' ротора на фиг.2), область разделения потока будет расширяться, и охлаждение лопатки ухудшится. Это особенно критично, если область разделения потока в полости лопатки распространяется выше уровня полки 13 лопатки 10 (фиг.2).
(в) Поскольку в полости лопатки на достаточном расстоянии от входного отверстия 20 лопатки наблюдается неравномерность потока охлаждающей текучей среды, перегородки не могут быть размещены в полости лопатки ниже уровня полки 13. Поэтому указанная конфигурация не позволяет создать многоканальную конструкцию лопатки.
Описание изобретения
В связи с вышесказанным, задача изобретения состоит в том, чтобы предложить газовую турбину с охлаждаемой лопаткой, в которой предусмотрена гибкая конфигурация охлаждающих каналов и гибкие режимы их работы и, в частности, предусмотрена многоканальная конструкция лопатки.
Указанная задача решается конструктивными мерами согласно описательной части пункта 1 формулы изобретения, т.е. выходное отверстие канала ротора выполнено в форме диффузора, благодаря которому на границе раздела выходного отверстия канала ротора и входного отверстия лопатки область поперечного сечения выходного отверстия канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия лопатки.
Согласно одному из вариантов осуществления изобретения на границе раздела указанного входного отверстия лопатки и указанного выходного отверстия канала ротора между нижней поверхностью указанного хвостовика лопатки и вмещающим хвостовик лопатки гнездом ротора предусмотрена полость высокого давления, причем благодаря конфигурации указанной полости высокого давления, сформированной на границе раздела, охлаждающая текучая среда из хвостовика лопатки стравливается под давлением к входной кромке пера либо к выходной кромке пера. Предпочтительно, указанный хвостовик в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость высокого давления на границе раздела сформирована зазором δ, причем отношение δ/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно, δ/h=0,03.
Согласно другому варианту осуществления изобретения указанная центральная полость лопатки разделена на несколько параллельных каналов для охлаждающей текучей среды, при этом каждый из указанных каналов для охлаждающей текучей среды сообщается с указанным входным отверстием лопатки и имеет отверстие в указанной концевой части лопатки, причем в указанной центральной полости лопатки предусмотрено несколько продолжающихся вдоль лопатки не обязательно параллельных перегородок, подразделяющих указанную центральную полость 18 лопатки на несколько указанных каналов для охлаждающей текучей среды, к тому же, для обеспечения оптимизированного охлаждения указанной лопатки отдельные каналы имеют индивидуальные области поперечного сечения и индивидуальные массовые расходы охлаждающей текучей среды. Предпочтительно, указанные индивидуальные области поперечного сечения и/или указанные индивидуальные массовые расходы охлаждающей текучей среды указанных каналов для охлаждающей текучей среды равны в пределах ±25%.
Согласно другому варианту осуществления изобретения указанный канал ротора наклонен относительно продольной оси указанной лопатки, причем угол β наклона указанного канала ротора относительно указанной продольной оси находится в диапазоне 0°<|β|<30° и, предпочтительно, β=13°.
Согласно следующему варианту осуществления изобретения указанное выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора с углом раскрытия α, образуемым углами α1 и α2. В зависимости от величины углов α1 и α2 диффузор может быть симметричным (например, α1=11° и α2=11°) или асимметричным. Соответственно, угловые апертуры, а именно каждый из углов, могут находиться в диапазоне 7°≤α1≤13° и 7°≤α2≤13°.
Согласно другому варианту осуществления изобретения указанный хвостовик в продольном направлении лопатки имеет высоту h, указанное входное отверстие лопатки имеет максимальную ширину w, и отношение h/w составляет 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно, h/w=2,5.
Краткое описание чертежей
Далее предмет изобретения будет объясняться более подробно на примере предпочтительных иллюстративных вариантов осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 - вид сбоку известной охлаждаемой роторной лопатки согласно первому варианту ее осуществления, при этом канал ротора ориентирован продольно.
Фиг.2 - вид сбоку известной охлаждаемой роторной лопатки согласно второму варианту ее осуществления, при этом канал ротора ориентирован наклонно.
Фиг.3 - несоответствие выходного отверстия канала ротора входному отверстию известной лопатки, варианты осуществления которой представлены на фиг.1 или 2.
Фиг.4 - вид сбоку охлаждаемой роторной лопатки согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения и наклонно ориентированного канала ротора, причем выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора.
Фиг.5 - вид сбоку концевой части лопатки согласно второму варианту осуществления изобретения, содержащей несколько отдельно регулируемых параллельных охлаждающих каналов.
Фиг.5а- области поперечного сечения каналов, показанных на фиг.5.
Фиг.6 - вид сбоку хвостовика лопатки (концевая часть которой представлена на фиг.5) с полостью высокого давления на границе раздела хвостовика лопатки и вмещающего хвостовик лопатки гнезда ротора; на вынесенном чертеже показан диффузор с углами α1 и α2.
Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения
В соответствии с настоящим изобретением для решения вышеизложенных проблем/устранения недостатков было предложено несколько конструктивных мер (фиг.4-6).
(а) На границе раздела входного отверстия 20 лопатки 30 и выходного отверстия канала ротора предусмотрена полость 28 высокого давления (фиг.6), образованная зазором 5, который сформирован между гнездом 31 ротора и нижней поверхностью хвостовика 12 лопатки, входящего в елочные пазы гнезда ротора 11.
(б) Проведена доработка выходного отверстия 24 канала ротора, в результате чего выходное отверстие канала ротора имеет форму диффузора (коническую форму) и соответствует ширине w входного отверстия 20 лопатки.
(в) Предусмотрено стравливание части потока охлаждающей текучей среды через зазор, образующий полость (28) высокого давления, к входной кромке (17) пера лопатки либо к выходной кромке (16) пера лопатки.
За счет образования полости 28 высокого давления на границе раздела и благодаря конфигурации выходного отверстия 24 канала ротора обеспечивается замедление потока охлаждающей текучей среды и распределение потока по всей ширине w входного отверстия 20 лопатки. При стравливании потока охлаждающей текучей среды через зазор, образующий полость 28 высокого давления, обеспечивается устранение вышеописанных недостатков (в частности, если канал 23 ротора наклонен).
Преимущества, достигаемые изобретением
(а) Благодаря конфигурации выходного отверстия канала ротора поток хладагента, достигающий входного отверстия лопатки 10, способен равномерно распределяться по всему поперечному сечению входного отверстия 20 лопатки. Таким образом, хладагент лучше распределяется по всему поперечному сечению центральной полости лопатки 30 и уменьшается или исключается разделение потока (фиг.4). Если разделение потока все же происходит, то оно наблюдается только в нижней части полости лопатки, т.е. значительно ниже уровня полки 13, даже при очень коротком хвостовике лопатки.
(б) Уменьшаются потери входного давления.
(в) Поток хладагента, поступающего в лопатку 10, быстро выравнивается, независимо от направления подающего канала 23 ротора. Следовательно, согласно изобретению канал 23 ротора, по которому хладагент подается к лопатке 10, можно ориентировать наклонно, если этого требует конструкция ротора (фиг.4).
(г) Кроме того, поскольку поступающий в лопатку хладагент является достаточно равномерным уже ниже уровня полки 13, согласно изобретению имеется возможность ввести перегородки 25, 26 в полость лопатки и создать конструкцию многоканального охлаждения с независимыми каналами (лопатка 30 на фиг.5, 6). В частности, 3-канальная конструкция с двумя перегородками 25, 26 и тремя параллельными каналами 27а, 27b и 27c выбрана как лучший компромисс между эффективностью охлаждения и весом лопатки. Такая конструкция лопатки более эффективна, чем применяемая в настоящее время конструкция с одним каналом, так как обеспечивается лучшая регулировка локальных массовых расходов m1, m2 и m3 хладагента по всему сечению центральной полости 18. Регулировка потоков, проходящих через каждый из каналов 27а, 27b и 27c, производится посредством выходных отверстий в концевой части 15 лопаток (см. стрелки в концевой части лопаток на фиг.5), размеры которых могут быть независимыми и сугубо индивидуальными. Указанная конструкция обеспечивает эффективное охлаждение лопатки по всему сечению, что позволяет, если требуется, применять лопатки с бандажными полками.
(д) Все упомянутые выше преимущества достигаются при незначительном изменении/модернизации лопатки.
Охлаждение 3-канальной лопатки 30, представленной на фиг.5, 6, оптимизируется благодаря тому, что отдельные каналы 27а, 27b, 27c имеют индивидуальные области поперечного сечения A1, А2, A3 и индивидуальные массовые расходы m1, m2, m3 охлаждающей текучей среды. Предпочтительно, индивидуальные области поперечного сечения A1, А2, A3 и/или указанные индивидуальные массовые расходы m1, m2, m3 охлаждающей текучей среды указанных каналов 27а, 27b, 27c для охлаждающей текучей среды равны в пределах ±25%.
Кроме того, предпочтительно, чтобы канал 23 ротора был ориентирован наклонено относительно продольной оси X лопатки 10, 30 и угол β наклона канала 23 ротора относительно продольной оси X находился в диапазоне 0°≤|β|≤30°. Предпочтительно, β=13°.
Также предпочтительно, чтобы выходное отверстие 24 канала ротора имело форму диффузора (углы диффузора α1 и α2). В зависимости от величины углов α1 и α2 диффузор может быть симметричным (например, α1=11° и α2=11°) или асимметричным. Соответственно, угловые апертуры, а именно каждый из углов, могут находиться в диапазоне 7°≤α1≤13° и 7±≤α2≤13°.
Предпочтительно, хвостовик 12 в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость 28 высокого давления на границе раздела сформирована зазором 5, причем отношение 5/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно, δ/h=0,03. В результате создается поток mb охлаждающей текучей среды, стравливаемый под давлением, который является фиксированной частью подаваемого охлаждающего потока ms, при этом mb/ms=0,2±20%.
Наконец, хвостовик 12 в продольном направлении лопатки имеет высоту h, входное отверстие 20 лопатки имеет максимальную ширину w, и отношение h/w находится в диапазоне 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно, h/w=2,5.
Перечень ссылочных позиций
10, 30 Лопатка (газовой турбины)
11 Ротор
12 Хвостовик лопатки
13 Полка (уровень полки)
14 Перо лопатки
15 Концевая часть лопатки
16 Выходная кромка пера лопатки
17 Входная кромка пера лопатки
18 Центральная полость лопатки
19, 19', 23 Канал ротора
20 Входное отверстие лопатки
21 Корыто лопатки
22 Спинка лопатки
24 Выходное отверстие канала ротора, имеющее форму диффузора
25, 26 Перегородка
27а, 27b, 27c Каналы
28 Полость высокого давления
29 Направление потока хладагента, стравливаемого под давлением
31 Гнездо ротора
α Угол раскрытия диффузора, образуемый углами α1 и α2
α1, α2 Углы диффузора
β Угол наклона
δ Зазор, образующий полость высокого давления
h Высота хвостовика лопатки
w Максимальная ширина
X Продольная ось
A1, A2, A3 Области поперечного сечения каналов
m1, m2, m3 Массовые расходы охлаждающей текучей среды
mb Поток охлаждающей текучей среды, стравливаемый под давлением
ms Подаваемый поток охлаждающей текучей среды

Claims (12)

1. Газовая турбина с ротором (11), в котором установлена лопатка (10, 30), содержащая перо (14) с входной кромкой (17) и выходной кромкой (16), расположенное вдоль продольной оси (X) указанной лопатки (30) от корневой части до концевой части (15) лопатки, при этом в корневой части указанного пера (14) выполнен хвостовик (12), установленный съемно в гнезде (31) указанного ротора (11), в указанном пере (14) выполнена центральная полость (18), расположенная вдоль продольной оси (X) от указанного хвостовика (12) лопатки до указанной концевой части (15) лопатки и предназначенная для прохода потока охлаждающей текучей среды, который входит в указанную центральную полость (18) лопатки через входное отверстие (20) в указанном хвостовике (12) лопатки и выходит из указанной центральной полости (18) лопатки, по меньшей мере, через одно выходное отверстие в указанной концевой части (15) лопатки; причем поток охлаждающей текучей среды подается по каналу (23) ротора, который проходит через ротор (11) и сообщается с указанным входным отверстием (20) указанной лопатки, при этом, по меньшей мере, в одном направлении область поперечного сечения указанного входного отверстия (20) лопатки больше области поперечного сечения указанного канала (23) ротора, отличающаяся тем, что
выходное (24) отверстие указанного канала (23) ротора имеет форму диффузора, и на границе раздела выходного отверстия канала (23) ротора и входного отверстия (20) лопатки область поперечного сечения выходного отверстия (24) канала ротора покрывает область поперечного сечения входного отверстия (20) лопатки, при этом
на границе раздела указанного входного отверстия (20) лопатки и указанного выходного отверстия (24) канала ротора расположена полость (28) повышенного давления, образованная между нижней поверхностью указанного хвостовика (12) лопатки и указанным гнездом (31) ротора, в котором расположен хвостовик лопатки, причем указанная полость (28) высокого давления имеет конфигурацию, обеспечивающую стравливание потока (29) охлаждающей текучей среды наружу хвостовика (12) лопатки либо к входной кромке пера лопатки, либо к выходной кромке пера лопатки.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанная центральная полость (18) лопатки разделена на насколько параллельных каналов (27а, 27b, 27с) для охлаждающей текучей среды, причем каждый из указанных каналов (27а, 27b, 27с) сообщается с указанным входным отверстием (20) лопатки, а в указанной концевой части (15) лопатки выполнено несколько выходных отверстий.
3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что каждый из каналов (27а, 27b, 27с) охлаждающей текучей среды имеет, по меньшей мере, одно выходное отверстие в указанной концевой части (15) лопатки.
4. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что в указанной центральной полости (18) лопатки выполнено несколько продольно расположенных параллельных перегородок (25, 26), которые разделяют указанную центральную полость (18) лопатки на несколько указанных каналов (27а, 27b, 27с) для охлаждающей текучей среды.
5. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что для обеспечения оптимизированного охлаждения указанной лопатки отдельные каналы (27а, 27b, 27с) имеют индивидуальные области поперечного сечения (А1, А2, А3) и индивидуальные массовые расходы (m1, m2, m3) охлаждающей текучей среды.
6. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что область поперечного сечения потока (A1) является областью поперечного сечения канала и перпендикулярна направлению потока.
7. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный канал (23) ротора наклонен относительно указанной продольной оси (X) указанной лопатки (30).
8. Газовая турбина по п.7, отличающаяся тем, что угол β наклона указанного канала (23) ротора относительно указанной продольной оси (X) находится в диапазоне 0°<|β|≤30° и, предпочтительно, β=13°.
9. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанное выходное отверстие (24) канала ротора имеет форму диффузора с углами α1, α2, при этом диффузор является симметричным или асимметричным, и каждый из углов лежит в диапазоне 7°≤α1≤13° и 7°≤α2≤13°.
10. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный хвостовик (12) в продольном направлении лопатки имеет высоту h, и указанная полость (28) высокого давления на границе раздела образована зазором δ, причем отношение δ/h находится в диапазоне 0,02≤δ/h≤0,05 и, предпочтительно, δ/h=0,03.
11. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что указанный хвостовик (12) в продольном направлении лопатки имеет высоту h, указанное входное отверстие (20) лопатки имеет ширину w, и отношение h/w находится в диапазоне 2,0≤h/w≤3,5 и, предпочтительно, h/w=2,5.
12. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что указанные индивидуальные области поперечного сечения (A1, А2, А3) и/или указанные индивидуальные массовые расходы (m1, m2, m3) охлаждающей текучей среды указанных каналов (27а, 27b, 27с) для охлаждающей текучей среды отличаются в пределах ±25%.
RU2011142732/06A 2009-03-23 2010-03-22 Газовая турбина RU2531839C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09155854.4 2009-03-23
EP09155854A EP2236746A1 (en) 2009-03-23 2009-03-23 Gas turbine
PCT/EP2010/053670 WO2010108879A1 (en) 2009-03-23 2010-03-22 Gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011142732A RU2011142732A (ru) 2013-04-27
RU2531839C2 true RU2531839C2 (ru) 2014-10-27

Family

ID=40875154

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011142732/06A RU2531839C2 (ru) 2009-03-23 2010-03-22 Газовая турбина

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9341069B2 (ru)
EP (2) EP2236746A1 (ru)
KR (1) KR101613866B1 (ru)
MX (1) MX340308B (ru)
RU (1) RU2531839C2 (ru)
SG (1) SG174494A1 (ru)
WO (1) WO2010108879A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH704716A1 (de) * 2011-03-22 2012-09-28 Alstom Technology Ltd Rotorscheibe für eine Turbine sowie Rotor und Turbine mit einer solchen Rotorscheibe.
EP2535515A1 (en) * 2011-06-16 2012-12-19 Siemens Aktiengesellschaft Rotor blade root section with cooling passage and method for supplying cooling fluid to a rotor blade
EP2725191B1 (en) 2012-10-23 2016-03-16 Alstom Technology Ltd Gas turbine and turbine blade for such a gas turbine
EP3080400B1 (en) * 2013-12-12 2019-04-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor and corresponding method of cooling
EP3059394B1 (en) * 2015-02-18 2019-10-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Turbine blade and set of turbine blades
DE102016124806A1 (de) 2016-12-19 2018-06-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbinen-Laufschaufelanordnung für eine Gasturbine und Verfahren zum Bereitstellen von Dichtluft in einer Turbinen-Laufschaufelanordnung
US11078796B2 (en) 2018-12-14 2021-08-03 Raytheon Technologies Corporation Redundant entry cooling air feed hole blockage preventer for a gas turbine engine
US11008872B2 (en) 2018-12-14 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation Extension air feed hole blockage preventer for a gas turbine engine
US11073024B2 (en) 2018-12-14 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Shape recessed surface cooling air feed hole blockage preventer for a gas turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB611044A (en) * 1944-03-03 1948-10-25 Rateau Soc Improvements in or relating to wheels of turbines and the like machines
US3749514A (en) * 1971-09-30 1973-07-31 United Aircraft Corp Blade attachment
FR2152437B1 (ru) * 1971-09-15 1974-05-31 Snecma
RU2323343C2 (ru) * 2006-03-20 2008-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Охлаждаемая лопатка турбомашины

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2657902A (en) * 1947-12-17 1953-11-03 Packard Motor Car Co Turbine rotor for turbojet engines
US2648520A (en) * 1949-08-02 1953-08-11 Heinz E Schmitt Air-cooled turbine blade
US2951340A (en) * 1956-01-03 1960-09-06 Curtiss Wright Corp Gas turbine with control mechanism for turbine cooling air
GB868788A (en) * 1956-11-20 1961-05-25 Robert Pouit Improvements in gas turbine installations
US3370830A (en) * 1966-12-12 1968-02-27 Gen Motors Corp Turbine cooling
US3918835A (en) * 1974-12-19 1975-11-11 United Technologies Corp Centrifugal cooling air filter
US4017209A (en) * 1975-12-15 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbine rotor construction
GB1551678A (en) * 1978-03-20 1979-08-30 Rolls Royce Cooled rotor blade for a gas turbine engine
US4344738A (en) * 1979-12-17 1982-08-17 United Technologies Corporation Rotor disk structure
US4501053A (en) * 1982-06-14 1985-02-26 United Technologies Corporation Method of making rotor blade for a rotary machine
JPS5951103A (ja) * 1982-09-20 1984-03-24 Fuji Electric Co Ltd タ−ビン動翼及び円板の冷却装置
US4820122A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US4820123A (en) * 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
US5503527A (en) 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
GB9615394D0 (en) * 1996-07-23 1996-09-04 Rolls Royce Plc Gas turbine engine rotor disc with cooling fluid passage
EP1041246A1 (de) 1999-03-29 2000-10-04 Siemens Aktiengesellschaft Kühlmitteldurchströmte, gegossene Gasturbinenschaufel sowie Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines Verteilerraums der Gasturbinenschaufel
DE10064269A1 (de) 2000-12-22 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Komponente einer Strömungsmaschine mit Inspektionsöffnung
US6735956B2 (en) * 2001-10-26 2004-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling scoop
GB2382383B (en) 2001-11-27 2005-09-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine aerofoil
DE10331635B4 (de) * 2003-07-12 2014-02-13 Alstom Technology Ltd. Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
US7059825B2 (en) * 2004-05-27 2006-06-13 United Technologies Corporation Cooled rotor blade
US7097419B2 (en) * 2004-07-26 2006-08-29 General Electric Company Common tip chamber blade
US7632071B2 (en) * 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US7762774B2 (en) * 2006-12-15 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a tapered turbine blade

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB611044A (en) * 1944-03-03 1948-10-25 Rateau Soc Improvements in or relating to wheels of turbines and the like machines
FR2152437B1 (ru) * 1971-09-15 1974-05-31 Snecma
US3749514A (en) * 1971-09-30 1973-07-31 United Aircraft Corp Blade attachment
RU2323343C2 (ru) * 2006-03-20 2008-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Охлаждаемая лопатка турбомашины

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
фиг. 2. ЖИРИЦКИЙ Г.С. и др. Газовые турбины авиационных двигателей, Москва, Оборонгиз, 1963, стр.378, фиг.9.29. *

Also Published As

Publication number Publication date
EP2411629A1 (en) 2012-02-01
EP2236746A1 (en) 2010-10-06
MX2011009617A (es) 2011-09-29
KR101613866B1 (ko) 2016-04-20
WO2010108879A1 (en) 2010-09-30
KR20120005444A (ko) 2012-01-16
SG174494A1 (en) 2011-10-28
RU2011142732A (ru) 2013-04-27
MX340308B (es) 2016-07-05
US9341069B2 (en) 2016-05-17
US20120087782A1 (en) 2012-04-12
EP2411629B1 (en) 2018-03-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2531839C2 (ru) Газовая турбина
US10876413B2 (en) Turbine airfoils with micro cooling features
EP1849961B1 (en) Gas turbine vane with enhanced serpentine cooling and flow divider
CA2513045C (en) Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7390168B2 (en) Vortex cooling for turbine blades
US8047790B1 (en) Near wall compartment cooled turbine blade
US8052390B1 (en) Turbine airfoil with showerhead cooling
CN103080477B (zh) 燃气涡轮叶片
US9790799B2 (en) Gas turbine airfoil
CA2819816C (en) Cooled blade for a gas turbine
EP1676981A3 (en) Coolable turbine shroud seal segment
JP2010281316A (ja) 冷却能力が改良されたガスタービン羽根
EP1538305B1 (en) Airfoil with variable density array of pedestals at the trailing edge
RU2323343C2 (ru) Охлаждаемая лопатка турбомашины
CN108999645B (zh) 用于燃气涡轮的叶片和包括所述叶片的电力生成设备
RU2267616C1 (ru) Охлаждаемая лопатка турбины
RU2546371C1 (ru) Охлаждаемая турбина
RU87748U1 (ru) Рабочее колесо газовой турбины
RU2573085C2 (ru) Лопатка газовой турбины
RU2618993C1 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2688052C1 (ru) Способ охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления (ТВД) газотурбинного двигателя (ГТД) и сопловый аппарат ТВД ГТД (варианты)
CN110700894B (zh) 燃气轮机的涡轮转子叶片及采用其的燃气轮机
JP2023505451A (ja) 定置形ガスタービンのタービン翼

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