RU2538978C2 - Охлаждаемая лопатка газовой турбины - Google Patents
Охлаждаемая лопатка газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2538978C2 RU2538978C2 RU2011135948/06A RU2011135948A RU2538978C2 RU 2538978 C2 RU2538978 C2 RU 2538978C2 RU 2011135948/06 A RU2011135948/06 A RU 2011135948/06A RU 2011135948 A RU2011135948 A RU 2011135948A RU 2538978 C2 RU2538978 C2 RU 2538978C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flow
- discharge side
- cooling air
- inner space
- cooling
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
Abstract
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит перо, расположенное в направлении потока между передней кромкой и задней кромкой и ограниченное со стороны всасывания и со стороны нагнетания соответствующими стенками. Между стенками расположено внутреннее пространство, в котором охлаждающий воздух протекает в направлении потока к задней кромке и выходит наружу в зоне задней кромки. Стенка на стороны нагнетания оканчивается в направлении потока с образованием закраины на стороне нагнетания на расстоянии от задней кромки. Охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства на стороне нагнетания. Внутреннее пространство разделено на расстоянии от задней кромки множеством ребер, ориентированных параллельно направлению потока, на множество параллельных, вызывающих перепад давления охлаждающих каналов, в которых дополнительно расположены завихрители для увеличения охлаждающего действия. Непосредственно перед выходом охлаждающего воздуха из внутреннего пространства на пути потока охлаждающего воздуха расположено некоторое число перемычек потока, распределенных поперечно направлению потока, линейная плотность которых меньше линейной плотности ребер. Между охлаждающими каналами и перемычками потока расположено в виде двухмерной решетчатой структуры множество штифтов, проходящих через внутреннее пространство поперечно направлению потока между стенкой на стороне всасывания и стенкой на стороне нагнетания. Изобретение направлено на снижение аэродинамических потерь на задней кромке и расхода охлаждающего воздуха. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области газовых турбин. Оно касается охлаждаемой лопатки газовой турбины согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения. Изобретение касается также способа эксплуатации охлаждаемой лопатки.
Уровень техники
Из ЕР-А1-1 113 145 известна направляющая лопатка первого ряда газовой турбины с типичной структурой охлаждения задней кромки лопатки. Комбинация из ребер и штифтов на пути потока охлаждающего воздуха к задней кромке обеспечивает эффективное охлаждение, при этом поток массы охлаждающего воздуха регулируется дросселирующим устройством на задней кромке. Однако такой вид охлаждения имеет тот недостаток, что требуются относительно толстые задние кромки, вызывающие значительные аэродинамические потери.
Для обеспечения требуемой оптимизации эффективности и выходной мощности необходимо, чтобы
- задняя кромка лопатки была выполнена по возможности тонкой для минимизации возникающих на ней аэродинамических потерь и
- расход охлаждающего воздуха был по возможности малым.
Более низкий расход охлаждающего воздуха может быть обеспечен передовыми технологиями охлаждения и применением обратно охлажденного охлаждающего воздуха. Задние кромки могут быть получены более тонкими в том случае, когда охлаждающий воздух выпускается на стороне нагнетания лопатки. Кроме того, уменьшенный поток охлаждающего воздуха требует дросселирования на задней кромке, что ведет к значительному запирающему действию. Однако значительное запирающее действие вызывает неравномерное по ширине распределение пленки охлаждающего воздуха, образующейся на задней кромке, что обуславливает участки локального перегрева ("hot spots" - горячие пятна).
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является создание охлаждаемой лопатки для газовой турбины вышеназванного типа, в которой отсутствуют недостатки прежних лопаток и которая одновременно отличается низкими аэродинамическими потерями и заметно меньшим расходом охлаждающего воздуха.
Эта задача решается совокупностью признаков пункта 1 формулы изобретения. Существенное значение для решения согласно изобретению имеет то, что стенка на стороне нагнетания оканчивается - в направлении потока - с образованием закраины на стороне нагнетания на некотором расстоянии от задней кромки таким образом, что охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства на стороне нагнетания, что на некотором расстоянии от задней кромки внутреннее пространство распределено множеством ребер, ориентированных параллельно направлению потока, на множество параллельных охлаждающих каналов, которые обеспечивают большой перепад давления и в которых дополнительно расположены завихрители для повышения охлаждающего действия, и что непосредственно перед выходом охлаждающего воздуха из внутреннего пространства предусмотрена на пути потока охлаждающего воздуха большая часть перемычек потока, распределенных поперечно направлению потока.
Вариант выполнения изобретения отличается тем, что линейная плотность перемычек потока меньше линейной плотности ребер.
Согласно другому варианту выполнения изобретения перемычки потока имеют соответственно каплеобразный краевой контур, причем острый конец направлен в направлении потока.
Еще один вариант выполнения изобретения отличается тем, что между охлаждающими каналами и перемычками потока расположено в виде двухмерной решетчатой структуры множество штифтов, проходящих через внутреннее пространство поперечно направлению потока между стенкой на стороне всасывания и стенкой на стороне нагнетания.
В качестве завихрителей могут применяться, в частности, косо установленные в охлаждающих каналах ребра на внутренней стороне стенки на стороне всасывания и стенки на стороне нагнетания.
Охлаждаемая лопатка эксплуатируется также таким образом, что во внутреннем пространстве такой лопатки присутствуют осевые ребра, увеличивающие поверхность теплообмена между стенками и потоком охлаждающего воздуха. Кроме того, обеспечиваются преимущества в том случае, когда в охлаждающих каналах (23) предусмотрены завихрители в форме ребер, которые повышают в соответствующей зоне действия коэффициент теплообмена. Также достигаются преимущества и в том случае, когда осевые ребра и завихрители встраиваются одновременно, которые затем вызывают перепад давления, вследствие чего на выходе задней кромки могут быть целенаправленно предусмотрены перемычки потока, обеспечивающие в соответствующей зоне действия при минимизированном запирающем действии выравнивание потока охлаждающего воздуха. Кроме того, эти перемычки потока способны минимизировать благодаря каплеобразному выполнению боковое неравномерное распределение образующейся здесь пленки охлаждающего воздуха, вследствие чего за этими перемычками потока не могут совершенно возникать большие вихревые шлейфы.
Краткое описание чертежей
Ниже изобретение подробнее поясняется с помощью примеров своего выполнения со ссылкой на чертеж. Все несущественные для непосредственного понимания изобретения элементы опущены. Одинаковые элементы на разных фигурах обозначены одинаковыми позициями. При этом изображено:
на фиг.1 - вырыв по сечению лопатки согласно примеру выполнения изобретения;
на фиг.2 - разрез по плоскости II-II на фиг.1.
Осуществление изобретения
На фигурах 1 и 2 изображено внутреннее строение пера 24 лопатки 10 газовой турбины согласно примеру выполнения изобретения. Лопатка 10 имеет (выпуклую) сторону всасывания 15 и (вогнутую) сторону нагнетания 16, из которых на фиг.1 показаны только участки, расположенные вблизи задней кромки 13. На стороне всасывания 15 перо 24 лопатки ограничено первой стенкой 11, на стороне нагнетания 16 - второй стенкой 12. Обе стенки 11, 12 охватывают внутреннее пространство 14, через которое протекает охлаждающий воздух для охлаждения пера 24 лопатки. Горячий газ турбины протекает по перу 24 лопатки в направлении потока 25 от (не показанной на фиг.1) передней кромки к задней кромке 13. Охлаждающий воздух протекает в этом же направлении через внутреннее пространство 14 и выходит в зоне задней кромки 13 из лопатки 10.
Задняя кромка 13 лопатки на фиг.1 образована концом стенки 11 на стороне всасывания. Стенка 12 на стороне нагнетания заканчивается на некотором расстоянии от этой задней кромки 13, вследствие чего охлаждающий воздух выходит в образовавшемся просвете на стороне нагнетания 16 уже перед задней кромкой 13 и создает пленочное охлаждение задней кромки 13. Благодаря смещенному расположению кромок обеих стенок 11 и 12 возникает особенно тонкая охлажденная задняя кромка 13, на которой заметно снижаются аэродинамические потери.
Охлаждающий воздух, поступающий во внутреннее пространство лопатки 10, на своем пути к задней кромке 13 направляется сначала множеством параллельных, ориентированных в направлении потока 25 охлаждающих каналов 23, образованных осевыми ребрами 17 между обеими стенками 11 и 12. В охлаждающих каналах 23 на внутренних сторонах стенок 11, 12 расположены завихрители 18 в форме наклонных ребер, благодаря которым увеличивается теплообмен между стенками 11, 12. За охлаждающими каналами 23 следуют штифты 19, которые распределены в виде решетчатой структуры и которые, как и осевые ребра 17, размещены между обеими стенками 11, 12 и улучшают охлаждение стенки в этой зоне. В заключение охлаждающий воздух проходит через отдельные ряды каплеобразных перемычек 20 потока и выходит затем между закраиной 21 на стороне нагнетания и задней кромкой 13 на стороне нагнетания 16 из лопатки 10. При этом форма поперечного сечения перемычек 20 потока не ограничивается исключительно каплеобразной формой. В отдельных случаях могут применяться и другие обтекаемые формы. Если поток должен регулироваться в отношении определенного направления и интенсивности, то перемычки 20 потока выполняются соответствующими. При этом линейная плотность перемычек 20 потока меньше линейной плотности осевых ребер 17. Однако это в свою очередь не является обязательным условием, так как в зависимости от вида конструктивного выполнения плотность перемычек 20 потока может быть выбрана равной или большей линейной плотности осевых ребер 17.
На стороне нагнетания 16 дополнительно предусмотрен перед охлаждающими каналами 23 ряд сверлений 22 под пленочное охлаждение, через которые охлаждающий воздух выходит на стороне нагнетания 16 и образует здесь охлаждающую пленку.
Следовательно, лопатка отличается следующими свойствами и преимуществами:
- осевые ребра 17 обеспечивают структуру охлаждения для относительно широкого аэродинамического профиля. Охлаждающие каналы 23 между осевыми ребрами 17 имеют достаточно малую площадь поперечного сечения для образования больших скоростей потока даже для больших промежутков между стороной всасывания и стороной нагнетания;
- осевые ребра 17 увеличивают поверхность теплообмена между стенками и потоком охлаждающего воздуха;
- завихрители 18 в форме ребер в охлаждающих каналах 23 дополнительно повышают коэффициент теплообмена;
- осевые ребра 17 вместе с завихрителями 18 вызывают большой перепад давления. Это дает возможность использовать на выходе в качестве дросселирующего устройства перемычки 20 потока с относительно низким запирающим действием, что обеспечивает очень равномерную пленку охлаждающего воздуха на задней кромке 13;
- группы штифтов 19 используются в той зоне, в которой промежуток между стороной всасывания и стороной нагнетания является меньшим;
- каплеобразные перемычки 20 потока применяются для минимизации бокового неравномерного распределения пленки охлаждающего воздуха путем исключения больших вихревых шлейфов за перемычками;
- ряд сверлений 22 под пленочное охлаждение на стороне нагнетания 16 позволяет снизить температуру в задней части стороны нагнетания 16.
Перечень позиций
10 | лопатка (газовой турбины) |
11 | стенка (сторона всасывания) |
12 | стенка (сторона нагнетания) |
13 | задняя кромка |
14 | внутреннее пространство |
15 | сторона всасывания |
16 | сторона нагнетания |
17 | осевое ребро |
18 | завихритель |
19 | штифт |
20 | перемычка потока |
21 | закраина на стороне нагнетания |
22 | сверление под пленочное охлаждение |
23 | охлаждающий канал |
24 | перо лопатки |
25 | направление потока. |
Claims (4)
1. Охлаждаемая лопатка (10) газовой турбины, содержащая перо (24), расположенное в направлении потока (25) между передней кромкой и задней кромкой (13) и ограниченное со стороны всасывания (15) и со стороны нагнетания (16) соответственно стенкой (11 или 12), причем между стенками (11, 12) расположено внутреннее пространство (14), в котором охлаждающий воздух протекает в направлении потока (25) к задней кромке (13) и выходит наружу в зоне задней кромки, причем стенка (12) на стороне нагнетания оканчивается в направлении потока (25) с образованием закраины (21) на стороне нагнетания на расстоянии от задней кромки (13), причем охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства (14) на стороне нагнетания (16), отличающаяся тем, что внутреннее пространство (14) разделено на расстоянии от задней кромки (13) множеством ребер (17), ориентированных параллельно направлению потока (25), на множество параллельных, вызывающих перепад давления охлаждающих каналов (23), в которых дополнительно расположены завихрители (18) для увеличения охлаждающего действия, и непосредственно перед выходом охлаждающего воздуха из внутреннего пространства (14) на пути потока охлаждающего воздуха расположено некоторое число перемычек (20) потока, распределенных поперечно направлению потока, линейная плотность которых меньше линейной плотности ребер (17), причем между охлаждающими каналами (23) и перемычками (20) потока расположено в виде двухмерной решетчатой структуры множество штифтов (19), проходящих через внутреннее пространство (14) поперечно направлению потока (25) между стенкой на стороне всасывания и стенкой на стороне нагнетания.
2. Охлаждаемая лопатка по п.1, отличающаяся тем, что перемычки (20) потока имеют конформное обтекаемое или квазиконформное обтекаемое поперечное сечение.
3. Охлаждаемая лопатка по п.2, отличающаяся тем, что перемычки (20) потока имеют соответственно каплеобразный краевой контур, причем острый конец направлен в сторону потока (25).
4. Охлаждаемая лопатка по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что в качестве завихрителей (18) предусмотрены наклонно установленные в охлаждающих каналах (23) ребра на внутренних сторонах стенок (11 или 12) на стороне всасывания и на стороне нагнетания.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CH00142/09A CH700321A1 (de) | 2009-01-30 | 2009-01-30 | Gekühlte schaufel für eine gasturbine. |
CH142/09 | 2009-01-30 | ||
PCT/EP2010/051112 WO2010086419A1 (de) | 2009-01-30 | 2010-01-29 | Gekühlte schaufel für eine gasturbine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011135948A RU2011135948A (ru) | 2013-03-10 |
RU2538978C2 true RU2538978C2 (ru) | 2015-01-10 |
Family
ID=40602892
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011135948/06A RU2538978C2 (ru) | 2009-01-30 | 2010-01-29 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8721281B2 (ru) |
EP (1) | EP2384393B1 (ru) |
CH (1) | CH700321A1 (ru) |
ES (1) | ES2639735T3 (ru) |
RU (1) | RU2538978C2 (ru) |
WO (1) | WO2010086419A1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU171631U1 (ru) * | 2016-09-14 | 2017-06-07 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины |
RU2684355C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-04-08 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Ротор турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (варианты), узел соединения вала ротора с диском ТНД, тракт воздушного охлаждения ротора ТНД и аппарат подачи воздуха на охлаждение лопаток ротора ТНД |
RU2691867C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-06-18 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом |
RU2774132C2 (ru) * | 2017-12-13 | 2022-06-15 | Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед | Улучшенная система охлаждения лопастей турбины |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8439628B2 (en) * | 2010-01-06 | 2013-05-14 | General Electric Company | Heat transfer enhancement in internal cavities of turbine engine airfoils |
EP2426317A1 (de) * | 2010-09-03 | 2012-03-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel für eine Gasturbine |
US9249675B2 (en) * | 2011-08-30 | 2016-02-02 | General Electric Company | Pin-fin array |
US8840371B2 (en) * | 2011-10-07 | 2014-09-23 | General Electric Company | Methods and systems for use in regulating a temperature of components |
EP2682565B8 (en) | 2012-07-02 | 2016-09-21 | General Electric Technology GmbH | Cooled blade for a gas turbine |
GB201311333D0 (en) | 2013-06-26 | 2013-08-14 | Rolls Royce Plc | Component for use in releasing a flow of material into an environment subject to periodic fluctuations in pressure |
EP3370945B1 (en) * | 2015-11-03 | 2019-11-13 | Discma AG | Forming head with integrated seal pin/stretch rod and various sealing gometries |
JP6671149B2 (ja) | 2015-11-05 | 2020-03-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法 |
CN109139128A (zh) * | 2018-10-22 | 2019-01-04 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种船用燃气轮机高压涡轮导叶冷却结构 |
CN114109515B (zh) * | 2021-11-12 | 2024-01-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮叶片吸力面冷却结构 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5288207A (en) * | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
RU2083851C1 (ru) * | 1993-02-03 | 1997-07-10 | Московский авиационный технологический институт им.К.Э.Циалковского | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
US6602047B1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
RU2267616C1 (ru) * | 2004-05-21 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины |
EP1707741A2 (en) * | 2005-04-01 | 2006-10-04 | General Electric Company | Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling |
EP1715139B1 (en) * | 2005-04-22 | 2012-12-12 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4303374A (en) * | 1978-12-15 | 1981-12-01 | General Electric Company | Film cooled airfoil body |
DE19963349A1 (de) | 1999-12-27 | 2001-06-28 | Abb Alstom Power Ch Ag | Schaufel für Gasturbinen mit Drosselquerschnitt an Hinterkante |
US6599092B1 (en) * | 2002-01-04 | 2003-07-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
GB2411698A (en) * | 2004-03-03 | 2005-09-07 | Rolls Royce Plc | Coolant flow control in gas turbine engine |
US7121787B2 (en) * | 2004-04-29 | 2006-10-17 | General Electric Company | Turbine nozzle trailing edge cooling configuration |
-
2009
- 2009-01-30 CH CH00142/09A patent/CH700321A1/de not_active Application Discontinuation
-
2010
- 2010-01-29 ES ES10701389.8T patent/ES2639735T3/es active Active
- 2010-01-29 RU RU2011135948/06A patent/RU2538978C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-01-29 WO PCT/EP2010/051112 patent/WO2010086419A1/de active Application Filing
- 2010-01-29 EP EP10701389.8A patent/EP2384393B1/de active Active
-
2011
- 2011-07-28 US US13/193,548 patent/US8721281B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5288207A (en) * | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
RU2083851C1 (ru) * | 1993-02-03 | 1997-07-10 | Московский авиационный технологический институт им.К.Э.Циалковского | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
US6602047B1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-08-05 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
RU2267616C1 (ru) * | 2004-05-21 | 2006-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины |
EP1707741A2 (en) * | 2005-04-01 | 2006-10-04 | General Electric Company | Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling |
EP1715139B1 (en) * | 2005-04-22 | 2012-12-12 | United Technologies Corporation | Airfoil trailing edge cooling |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU171631U1 (ru) * | 2016-09-14 | 2017-06-07 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка турбины |
RU2774132C2 (ru) * | 2017-12-13 | 2022-06-15 | Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед | Улучшенная система охлаждения лопастей турбины |
RU2684355C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-04-08 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Ротор турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (варианты), узел соединения вала ротора с диском ТНД, тракт воздушного охлаждения ротора ТНД и аппарат подачи воздуха на охлаждение лопаток ротора ТНД |
RU2691867C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-06-18 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2384393B1 (de) | 2017-06-28 |
CH700321A1 (de) | 2010-07-30 |
WO2010086419A1 (de) | 2010-08-05 |
US8721281B2 (en) | 2014-05-13 |
US20120020787A1 (en) | 2012-01-26 |
RU2011135948A (ru) | 2013-03-10 |
ES2639735T3 (es) | 2017-10-30 |
EP2384393A1 (de) | 2011-11-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2538978C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка газовой турбины | |
US9151173B2 (en) | Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components | |
US7497655B1 (en) | Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling | |
US8083485B2 (en) | Angled tripped airfoil peanut cavity | |
RU2671251C2 (ru) | Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины | |
US10655474B2 (en) | Turbo-engine component having outer wall discharge openings | |
US7887294B1 (en) | Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes | |
CN106795771B (zh) | 带有在燃气涡轮翼型的翼弦中部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的内部冷却系统 | |
KR20180065728A (ko) | 베인의 냉각 구조 | |
US8851848B1 (en) | Turbine blade with showerhead film cooling slots | |
US9896951B2 (en) | Turbine vane with cooled fillet | |
US7740445B1 (en) | Turbine blade with near wall cooling | |
US8444386B1 (en) | Turbine blade with multiple near wall serpentine flow cooling | |
US7704045B1 (en) | Turbine blade with blade tip cooling notches | |
WO2015169555A1 (en) | Turbine assembly and corresponding method of operation | |
KR20140004026A (ko) | 가스 터빈용 냉각 블레이드 | |
CN107075955A (zh) | 具有在燃气涡轮机翼型件的后部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的包括散热肋的内部冷却系统 | |
RU2514818C1 (ru) | Охлаждаемая турбина | |
US8708645B1 (en) | Turbine rotor blade with multi-vortex tip cooling channels | |
US10060352B2 (en) | Impingement cooled wall arrangement | |
EP3353384B1 (en) | Turbine airfoil with trailing edge cooling featuring axial partition walls | |
US8602735B1 (en) | Turbine blade with diffuser cooling channel | |
RU2546371C1 (ru) | Охлаждаемая турбина | |
RU2663966C1 (ru) | Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины | |
KR20180065729A (ko) | 베인의 냉각 구조 |
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 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190130 |