RU2544916C1 - Cooled perforated turbine blade - Google Patents
Cooled perforated turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2544916C1 RU2544916C1 RU2013154949/06A RU2013154949A RU2544916C1 RU 2544916 C1 RU2544916 C1 RU 2544916C1 RU 2013154949/06 A RU2013154949/06 A RU 2013154949/06A RU 2013154949 A RU2013154949 A RU 2013154949A RU 2544916 C1 RU2544916 C1 RU 2544916C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oval
- perforated
- cooling
- shell
- blade
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждаемым лопаткам турбин, применяемым в авиационных двигателях, а также в стационарных газотурбинных установках.The invention relates to the field of turbine construction, in particular to cooled turbine blades used in aircraft engines, as well as in stationary gas turbine units.
Исследования коэффициентов теплоотдачи в коротких охлаждающих отверстиях малого диаметра [Жестков Б.А. Основы теории и расчет теплового состояния стенок камер сгорания реактивных двигателей. Учебное пособие. - Уфа: Изд. УАИ, 1980. - 95 с. Формула (2.45) на с.46] и исследования в охлаждающих отверстиях типичных по геометрии для перфорации турбинных лопаток [Трушин В.А. Пленочное охлаждение турбинных лопаток // Уфа: Издание УАИ, 1988. - 78 с.] показали, что теплоотдача в коротких охлаждающих отверстиях малого диаметра в 3,5-4 раза выше, чем в длинных трубах. Это объясняется отсутствием возможности быстрого формирования развитого пограничного слоя на коротком участке поверхности отверстия, где вместо пограничного слоя с ламинарным подслоем имеют место вихревые структуры без ламинарного подслоя, интенсивно переносящие теплоту от перфорированной оболочки лопатки к охлаждающему воздуху. В известных охлаждаемых перфорированных лопатках турбин, содержащих перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра, велика относительная длина этих отверстий.Studies of heat transfer coefficients in short cooling holes of small diameter [B. Zhestkov Fundamentals of the theory and calculation of the thermal state of the walls of the combustion chambers of jet engines. Tutorial. - Ufa: Ed. UAI, 1980 .-- 95 s. Formula (2.45) on p.46] and studies in cooling holes, typical in geometry for perforation of turbine blades [V. Trushin Film cooling of turbine blades // Ufa: UAI Publishing House, 1988. - 78 p.] Showed that heat transfer in short cooling holes of small diameter is 3.5-4 times higher than in long pipes. This is explained by the inability to quickly form a developed boundary layer on a short section of the hole surface, where instead of a boundary layer with a laminar sublayer there are vortex structures without a laminar sublayer that intensively transfer heat from the perforated shell of the blade to the cooling air. In known cooled perforated turbine blades containing a perforated shell with small diameter cooling holes, the relative length of these holes is large.
Однако на большой относительной длине охлаждающего отверстия малого диаметра в оболочке образуются и смыкаются пограничные слои с ламинарным подслоем, препятствующие оттоку теплоты от оболочки к потоку охлаждающего воздуху в отверстиях. Чтобы разрушить пограничный слой на стенках отверстия, следует отверстие выполнить прерывистым по длине с малой длиной участков [Трушин В.А. Пленочное охлаждение турбинных лопаток // Уфа: Издание УАИ, 1988. - 78 с.]. Кроме того, отсутствие дросселирования воздуха в охлаждающем отверстии перфорированной оболочки лопатки, с отсутствием эффекта его охлаждения при дросселировании, обуславливает малый отток теплоты от перфорированной оболочки лопатки к воздуху.However, at a large relative length of the cooling hole of small diameter in the shell, boundary layers with a laminar sublayer form and close together, preventing the outflow of heat from the shell to the flow of cooling air in the holes. To destroy the boundary layer on the walls of the hole, the hole should be made discontinuous in length with a small length of sections [V. Trushin. Film cooling of turbine blades // Ufa: UAI Publishing House, 1988. - 78 p.]. In addition, the absence of throttling of air in the cooling hole of the perforated shell of the blade, with the absence of the effect of cooling during throttling, causes a small outflow of heat from the perforated shell of the blade to the air.
Известны охлаждаемые перфорированные лопатки турбин (Теплообменные аппараты и системы охлаждения газотурбинных и комбинированных установок: Учебник для вузов. / В.Л. Иванов, А.И. Леонтьев, Э.А. Манушин, М.И. Осипов; Под ред. А.И. Леонтьева. - 2-е изд., стереотип. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004. - 592 с.), содержащие перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра.Known cooled perforated turbine blades (Heat exchangers and cooling systems for gas turbine and combined installations: Textbook for high schools. / V.L. Ivanov, A.I. Leontyev, E.A. Manushin, M.I. Osipov; Ed. A. I. Leontiev. - 2nd ed., Stereotype. - M.: Publishing House of MSTU named after NE Bauman, 2004. - 592 p.), Containing a perforated shell with cooling holes of small diameter.
Известна охлаждаемая лопатка турбомашины (Авторское свидетельство СССР №565991, М Кл2 F01D 5/18, 25.07.1977), содержащая перфорированную оболочку с оребрением на внутренней ее поверхности вблизи отверстий.Known cooled blade of a turbomachine (USSR Author's Certificate No. 565991, M Cl 2 F01D 5/18, 07/25/1977), containing a perforated shell with fins on its inner surface near the holes.
Известно ротор высокотемпературной газовой турбины (Патент №2200235 C2, МПК F01D 5/18, 10.03.2003) с охлаждаемыми рабочими лопатками, передняя кромка которых выполнена перфорированной.A rotor of a high-temperature gas turbine is known (Patent No. 2200235 C2, IPC F01D 5/18, 03/10/2003) with cooled working blades, the front edge of which is perforated.
Известно техническое решение (Патент №2286463 C2, МПК F01D 5/18, 27.10.2006), в котором представлена охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, пронизанная отверстиями большой относительной длины, проходящими через оребрение, перфорированную оболочку и термобарьерное покрытие.A technical solution is known (Patent No. 2286463 C2, IPC F01D 5/18, 10.27.2006), which presents a cooled perforated turbine blade pierced by holes of large relative length passing through the fins, perforated shell and thermal barrier coating.
Известна охлаждаемая турбинная лопатка (Патент №2076928 C1, МПК F01D 5/18, 10.04.1997) с продольными пазами внутри стенки лопатки, закрытыми со стороны газа керамической оболочкой, соединенными отверстиями с внутренней полостью лопатки, но не выходящими на поверхность, контактирующую с газом.Known cooled turbine blade (Patent No. 2076928 C1, IPC F01D 5/18, 04/10/1997) with longitudinal grooves inside the wall of the blade, closed on the gas side by a ceramic shell, connected by openings to the internal cavity of the blade, but not extending to the surface in contact with the gas .
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая лопатка турбомашины (Патент №2476681 C1, МПК F01D 5/18, 27.02.2013) петлевой схемы охлаждения.The closest in technical essence and the achieved result is a cooled turbomachine blade (Patent No. 2476681 C1, IPC F01D 5/18, 02/27/2013) of a loop cooling circuit.
Представлена охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, содержащая перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра большой относительной длины.Presented is a cooled perforated turbine blade containing a perforated shell with cooling holes of small diameter of large relative length.
Недостатками известных охлаждаемых перфорированных лопаток турбин является большая относительная длина охлаждающих отверстий малого диаметра в оболочке, что приводит к образованию и смыканию пограничных слоев с ламинарным подслоем, препятствующих оттоку теплоты от оболочки к потоку охлаждающего воздуха в отверстиях.The disadvantages of the known cooled perforated turbine blades is the large relative length of the cooling holes of small diameter in the shell, which leads to the formation and closing of the boundary layers with the laminar sublayer, preventing the outflow of heat from the shell to the flow of cooling air in the holes.
Задача изобретения - увеличение надежности и ресурса работы лопатки.The objective of the invention is to increase the reliability and life of the blade.
Технический результат - повышение эффективности охлаждения лопатки за счет выполнения в перфорированной оболочке лопатки в месте расположения отверстия разделительной полости овальной формы.The technical result is an increase in the cooling efficiency of the blade due to the execution of an oval-shaped dividing cavity in the perforated shell of the blade.
Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что у охлаждаемой лопатки турбины, содержащей перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра, в отличие от прототипа, в перфорированной оболочке лопатки, в месте расположения отверстия, выполнены разделительные полости овальной формы с шириной овала, равной диаметру отверстия, и высотой, несколько большей диаметра отверстия, расположенные с ориентацией высоты овала в радиальном направлении.The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that a cooled turbine blade containing a perforated shell with cooling holes of small diameter, unlike the prototype, in the perforated shell of the blade at the location of the hole, oval-shaped dividing cavities are made with an oval width equal to the diameter of the hole, and a height slightly larger than the diameter of the hole, located with the orientation of the height of the oval in the radial direction.
Использование отличительных признаков в заявляемой охлаждаемой перфорированной лопатке турбины, содержащей перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра, позволяют повысить эффективность ее охлаждения. Тем самым повышается ресурс и надежность ее работы в системе газотурбинного двигателя за счет интенсификации теплоотдачи от оболочки лопатки к потоку охлаждающего воздуху в отверстиях.The use of distinctive features in the inventive cooled perforated turbine blade containing a perforated shell with cooling holes of small diameter, can improve the efficiency of its cooling. This increases the resource and reliability of its operation in the gas turbine engine system due to the intensification of heat transfer from the shell of the blade to the flow of cooling air in the holes.
Существо изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг.1 схематически изображено поперечное сечение участка перфорированной оболочки с охлаждающими отверстиями малого диаметра с разделительными полостями овальной формы с шириной овала, равной диаметру отверстия; на фиг.2 - элемент - вид по сечению А-А на фиг.1 в сечении обвода оболочки; на фиг.3 - элемент - вид по сечению В-В на фиг.2 в радиальном сечении на отверстие с разделительной полостью овальной формы.Figure 1 schematically shows a cross section of a section of a perforated shell with cooling holes of small diameter with dividing cavities of an oval shape with an oval width equal to the diameter of the hole; figure 2 - element is a view along section aa in figure 1 in section of the outline of the shell; figure 3 - element is a view along section bb in figure 2 in radial section to the hole with a dividing cavity of an oval shape.
Охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, содержащая перфорированную оболочку 1 (фиг.1), внутри которой выполнены охлаждающие отверстия малого диаметра 2 с разделительными полостями 3 овальной формы с шириной овала, равной диаметру отверстия, что исключает подрезание поперечного сечения перфорированной оболочки сверх того подрезания, которое неизбежно происходит при выполнении отверстий перфорации, с ослаблением сопротивления поперечного сечения оболочки воздействию центробежных сил, сил от неизотермичности по сечению, сил газовых и вибрационных, и высотой овала, несколько большей диаметра отверстия, расположенные с ориентацией высоты овала в радиальном направлении.A cooled perforated turbine blade containing a perforated shell 1 (Fig. 1), inside which there are cooling holes of
При работе охлаждаемой перфорированной лопатки турбины воздух проходит через охлаждающее отверстие малого диаметра 2 с разделительной полостью 3, где теплоотдача от перфорированной оболочки 1 к воздуху через несформировавшийся в коротком охлаждающем отверстии пограничный слой выше, чем через сомкнувшиеся пограничные слои в относительно длинном охлаждающем отверстии, если разделительная полость 3 отсутствует. Кроме того, дросселирование воздуха при прохождении его через чередующиеся короткие охлаждающие отверстия в перфорированной оболочке 1 обеспечивает его охлаждение как в разделительной полости 3, увеличивая хладоресурс воздуха, так и на выходе из перфорированной оболочки 1, увеличивая хладоресурс теплозащитной пленки воздуха между потоком газа и перфорированной оболочкой 1 лопатки турбины.During operation of a cooled perforated turbine blade, air passes through a small-
Выполнение в перфорированной оболочке лопатки турбины, в месте расположения отверстия разделительной полости овальной формы с шириной овала, равной диаметру отверстия, и высотой, несколько большей диаметра отверстия, расположенного с ориентацией высоты овала в радиальном направлении, способствует интенсификации теплоотвода от перфорированной оболочки лопатки к охлаждающему воздуху за счет малой толщины несформировавшегося пограничного слоя в коротких охлаждающих отверстиях и за счет понижения температуры при дросселировании воздуха при прохождении его через чередующиеся короткие охлаждающие отверстия.The execution of a turbine blade in the perforated shell at the location of the hole of the separation cavity is oval with an oval width equal to the diameter of the hole and a height slightly larger than the diameter of the hole located with the oval height oriented in the radial direction, contributes to the intensification of heat removal from the perforated shell of the blade to the cooling air due to the small thickness of the unformed boundary layer in the short cooling holes and due to a decrease in temperature during air throttling ear when passing through alternating short cooling holes.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154949/06A RU2544916C1 (en) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Cooled perforated turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154949/06A RU2544916C1 (en) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Cooled perforated turbine blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2544916C1 true RU2544916C1 (en) | 2015-03-20 |
Family
ID=53290799
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013154949/06A RU2544916C1 (en) | 2013-12-10 | 2013-12-10 | Cooled perforated turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2544916C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2582539C1 (en) * | 2015-05-20 | 2016-04-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Cooled rotor perforated turbine blade |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4260326A (en) * | 1973-07-26 | 1981-04-07 | Rolls-Royce Limited | Blade for a gas turbine engine |
| RU2286463C2 (en) * | 2004-11-15 | 2006-10-27 | Владимир Алексеевич Трушин | Cooled perforated blade of turbomachine with heat barrier coating |
| DE102007037208A1 (en) * | 2007-08-07 | 2009-02-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbine blade has insertion sleeve for cooling turbine blade, where insertion sleeve has inlet for cooling agent and perforated wall sections for withdrawing cooling agent |
| RU2476681C1 (en) * | 2011-08-04 | 2013-02-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Cooled blade of turbomachine of cooling loop diagram |
-
2013
- 2013-12-10 RU RU2013154949/06A patent/RU2544916C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4260326A (en) * | 1973-07-26 | 1981-04-07 | Rolls-Royce Limited | Blade for a gas turbine engine |
| RU2286463C2 (en) * | 2004-11-15 | 2006-10-27 | Владимир Алексеевич Трушин | Cooled perforated blade of turbomachine with heat barrier coating |
| DE102007037208A1 (en) * | 2007-08-07 | 2009-02-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbine blade has insertion sleeve for cooling turbine blade, where insertion sleeve has inlet for cooling agent and perforated wall sections for withdrawing cooling agent |
| RU2476681C1 (en) * | 2011-08-04 | 2013-02-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Cooled blade of turbomachine of cooling loop diagram |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2582539C1 (en) * | 2015-05-20 | 2016-04-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Cooled rotor perforated turbine blade |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2676000B1 (en) | Integrated axial and tangential serpentine cooling circuit in a turbine airfoil | |
| US8870537B2 (en) | Near-wall serpentine cooled turbine airfoil | |
| JP6602957B2 (en) | Internally cooled turbine blade with flow displacement feature | |
| US9328616B2 (en) | Film-cooled turbine blade for a turbomachine | |
| EP3063376B1 (en) | Gas turbine engine component comprising a trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
| JP7051362B2 (en) | Partially wrapped trailing edge cooling circuit with positive pressure side meandering cavity | |
| US20090304494A1 (en) | Counter-vortex paired film cooling hole design | |
| US20200217207A1 (en) | Coverage cooling holes | |
| US8920122B2 (en) | Turbine airfoil with an internal cooling system having vortex forming turbulators | |
| EP3436669B1 (en) | Turbine airfoil with internal cooling channels having flow splitter feature | |
| BR102014010297A2 (en) | combustion jacket, aircraft engine mechanism component, methods of forming a borehole and a cooling opening | |
| US20140338866A1 (en) | Cooling passage including turbulator system in a turbine engine component | |
| JP2013155733A (en) | Gas turbine pattern swirl film cooling | |
| WO2015157780A1 (en) | Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in an aft cooling cavity of a gas turbine airfoil including heat dissipating ribs | |
| EP2917494B1 (en) | Blade for a turbomachine | |
| JP2018087571A (en) | Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side impingement | |
| RU2544916C1 (en) | Cooled perforated turbine blade | |
| JP2019173595A (en) | Turbine rotor blade and gas turbine | |
| JP6986834B2 (en) | Articles and methods for cooling articles | |
| EP3246519A1 (en) | Actively cooled component | |
| JP6632219B2 (en) | Cooling structure for fixed blade | |
| WO2014106598A1 (en) | Blade for a turbomachine | |
| RU2582539C1 (en) | Cooled rotor perforated turbine blade | |
| JP2013015062A (en) | Gas turbine blade | |
| Wright et al. | Experimental Investigation of Heat Transfer in a Leading Edge, Two-Pass Serpentine Passage at High Rotation Numbers |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171211 |