RU2559102C2 - Охлаждаемая лопатка для газовой турбины - Google Patents

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2559102C2
RU2559102C2 RU2013128794/06A RU2013128794A RU2559102C2 RU 2559102 C2 RU2559102 C2 RU 2559102C2 RU 2013128794/06 A RU2013128794/06 A RU 2013128794/06A RU 2013128794 A RU2013128794 A RU 2013128794A RU 2559102 C2 RU2559102 C2 RU 2559102C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rear edge
flow
discharge side
passage
pins
Prior art date
Application number
RU2013128794/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013128794A (ru
Inventor
Элен Мари САКСЕР-ФЕЛИСИ
Шаилендра НАИК
Мартин ШНИДЕР
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 RU2013128794A publication Critical patent/RU2013128794A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2559102C2 publication Critical patent/RU2559102C2/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
    • F01D5/12—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
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • 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
    • F05D2240/303—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 leading 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
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/185—Two-dimensional patterned serpentine-like
    • 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
    • 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
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Охлаждаемая лопатка для газовой турбины содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания. На стороне всасывания заднего края предусмотрен свисающий выступ, дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов, соединенных изгибами для образования многопроходного серпантина для потока хладагента. Для охлаждения заднего края предусмотрена область эжекции заднего края, содержащая проход заднего края многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно заднему краю и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством стороны нагнетания. Охлаждающий поток из прохода заднего края к стравливающему средству стороны нагнетания определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей, которое предусмотрено между стравливающим средством стороны нагнетания и проходом заднего края, с заданным поперечным размером штырей, возрастающим в направлении потока хладагента. В областях втулки и венца лопатки предусмотрено локальное штыревое поле втулки и венца с увеличенным числом штырей. По меньшей мере, внутри локального штыревого поля втулки и венца штыри расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом. Изобретение направлено на обеспечение оптимального локального теплообмена. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Данное изобретение относится к системе охлаждения в задней области лопатки бандажированной газовой турбины, которая подвержена высоким температурам газа и давлениям, превышающим 1200 К и 6 бар соответственно. Оно относится к охлаждаемой лопатке для газовой турбины в соответствии с преамбулой п.1 формулы изобретения.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Фиг.1 показывает основное устройство лопатки газовой турбины со средством охлаждения заднего края, которое содержит радиальные проточные каналы, связанные через проточные изгибы, для образования многоходового серпантина.
Лопатка 10 по фиг.1 содержит аэродинамический профиль 11, продолжающийся в радиальном направлении с передним краем 15 и задним краем 16, стороной 17 всасывания и стороной 18 нагнетания. На нижнем конце аэродинамического профиля 11 предусмотрена платформа 12 для образования внутренней стенки пути горячего газа. Ниже платформы 12 лопатка 10 имеет вал 13, который трансформируется в хвостовик 14 хорошо известного елочного профиля. Во внутренней части аэродинамического профиля 11 предусмотрено множество радиальных, параллельных проточных каналов, которые направляют охлаждающий поток 20 по серпантинному пути. Область 21 эжекции заднего края выполнена с возможностью установления стравливающего средства 28 стороны нагнетания для охлаждения заднего края 16.
При определенных условиях данное устройство может привести к чрезмерно высоким температурам хладагента и металла на заднем краю 16 лопатки. Таким образом, особое внимание должно быть уделено охлаждению области заднего края. С целью повышения эффективности задний край 16 должен оставаться тонким, насколько это возможно, и охлаждение заднего края должно быть ограничено только необходимой величиной. Охлаждение заднего края 16 также должно быть одинаковым, чтобы не допустить ухудшения механической целостности. Конструкция охлаждения области заднего края становится более критичной при применении повторно охлажденного воздуха для охлаждения (требования меньшего количества воздуха для охлаждения).
Документ ЕР 1707741 А2 раскрывает полый охлаждаемый аэродинамический профиль, который содержит набор радиально расположенных на расстоянии, продольно продолжающихся перегородок, образующих множество каналов охлаждения между ними. По меньшей мере, в одном из каналов охлаждения расположено множество задних штырей. По меньшей мере, в одном из каналов охлаждения расположены удлиненные турбулизаторы, которые ориентированы под углом к продольной оси лопатки, так что задний конец каждого из турбулизаторов находится ближе переднего конца к смежной перегородке. Лопатка содержит набор радиально расположенных на расстоянии, продольно продолжающихся участков и продольно продолжающихся разделителей, которые образуют множество щелей заднего края между ними. Каждая из щелей заднего края содержит впуск в сообщении по текучей среде с полостью заднего края и направленный по оси вниз по течению выход в сообщении по текучей среде с задним краем лопасти. Разделители имеют аксиальную длину меньше аксиальной длины участков. Соединение задних штырей, турбулизаторов, разделителей, перегородок и участков довольно усложнено, так что экстремально затруднено оптимизирование потока охлаждения.
Документ US 5288207 A раскрывает аэродинамический профиль турбины, имеющий бесперегородочный охлаждающий проход для направления охлаждающей текучей среды к заднему краю. Разработаны различные конструктивные детали, которые обеспечивают аксиально ориентированные, прерывистые каналы для поворота потока охлаждающей текучей среды из радиального направления в аксиальное направление. В конкретном варианте осуществления аэродинамический профиль турбины содержит охлаждающий проход, содержащий множество радиально расположенных на расстоянии стенок, множество радиально расположенных на расстоянии разделителей стенок ниже по потоку от стенок и множество радиально расположенных на расстоянии опор, аксиально расположенных между стенками и разделителями. Стенки и разделители образуют каналы, имеющие осевое прерывание, допускающее поперечный поток между смежными каналами. Поперечный поток минимизирует вредные эффекты блокады внутри подканала между смежными стенками. Опоры выровнены с подканалами, так что охлаждающая текучая среда, выходящая из подканала, падает на опору. Сочетание прерывающихся каналов и опоры или штыря внутри каждого канала, с одной стороны, является простым, но, с другой стороны, недостаточно гибким для оптимизации требований по охлаждению для разных участков области заднего края.
Документ ЕР 1340884 А2 раскрывает аэродинамический профиль сопла газотурбинного двигателя, при этом указанный аэродинамический профиль содержит первую боковую стенку и вторую боковую стенку, соединенные на заднем краю, так что между ними образована полость, причем каждая указанная боковая стенка продолжается радиально между хвостовиком и венцом аэродинамического профиля, при этом указанная первая боковая стенка содержит множество щелей, продолжающихся к указанному заднему краю, причем указанный аэродинамический профиль дополнительно содержит множество штырей и по меньшей мере ряд турбулизаторов, при этом указанные штыри продолжаются между указанными первой и второй боковыми стенками, указанные турбулизаторы продолжаются между указанными штырями и указанными щелями. Сочетание щелей, штырей и турбулизаторов обладает низкой гибкостью, поскольку все щели, штыри и турбулизаторы имеют, по существу, одну и ту же геометрию и размеры.
Документ ЕР 1715139 А2 раскрывает аэродинамический профиль, имеющий боковую стенку нагнетания, представляющую собой поперечный, продолжающийся вниз по потоку край, и боковую стенку всасывания, имеющую продолжающийся вниз по потоку задний край, причем указанный продолжающийся по потоку край расположен на расстоянии от указанного заднего края для открытия задней поверхности указанной боковой стенки всасывания, содержащий: поперечную полость охлаждающего воздуха, образованную между указанными боковыми стенками нагнетания и всасывания; область заднего края, расположенную по ходу указанной полости; поперечно продолжающуюся щель, взаимно соединенную по текучей среде с указанной полостью охлаждающего воздуха и указанной области заднего края; при этом указанная щель включает в себя множество опор, продолжающихся между указанными боковыми стенками всасывания и нагнетания и по указанной щели, причем указанные опоры установлены поперечно продолжающимися рядами, с самым верхним по потоку рядом, имеющим опоры с большим размером поперечного сечения, и нижними по потоку рядами опор с меньшим размером поперечного сечения. Данное раскрытое распределение размеров поперечного сечения по направлению охлаждающего потока предусмотрено для обеспечения плавного перехода и падения давления, в результате более непрерывного коэффициента теплообмена. Однако охлаждение легко разрушающегося заднего края является далеким от оптимального.
Документ WO 2010/086419 A1 раскрывает охлаждаемую лопатку для газовой турбины, содержащую аэродинамический профиль, который продолжается между передним краем и задним краем в направлении потока и соответственно ограничивается стенкой на всасывающей стороне и стороне нагнетания. Указанные стенки вмещают в себя внутреннее пространство, внутри которого охлаждающий воздух протекает к заднему краю в направлении потока и выходит в области заднего края. Для снижения аэродинамических потерь на заднем крае и количества используемого в такой лопатке охлаждающего воздуха стенка на стороне нагнетания заканчивается на расстоянии от заднего края в направлении потока, чтобы сформировать выступ на стороне нагнетания, так что охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства на стороне нагнетания. Кроме того, на расстоянии от заднего края внутреннее пространство подразделено на множество параллельных охлаждающих каналов, приводя к значительному снижению давления за счет множества ребер, которые ориентированы параллельно направлению потока, внутри каналов охлаждения для повышения эффекта охлаждения установлены турбулизаторы, и множество проточных барьеров распределено поперечно направлению пути потока, внутри пути потока, на коротком расстоянии охлаждающего воздуха, выше по потоку от точки, в которой охлаждающий воздух выходит из внутреннего пространства. Между каналами охлаждения и барьерами проницаемости распределено множество штырей одинакового размера.
Документ ЕР 1548230 А2 раскрывает охлаждаемую лопатку для газовой турбины, содержащую радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и нагнетания, множеством внутренних проточных каналов, соединенных через проточные изгибы, чтобы сформировать серпантин для потока хладагента, с областью эжекции заднего края, которая соединена по всей своей длине со стравливающим отверстием, при этом охлаждающий поток из прохода заднего края до стравливающего отверстия определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем опор, которое предусмотрено между указанным стравливающим отверстием и указанным проходом заднего края. Поперечный размер опор возрастает в направлении потока хладагента.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей данного изобретения является обеспечение охлаждаемой лопатки для газовой турбины, которая имеет оптимальный локальный теплообмен, сниженные изменения от горячего к холодному на выступе и отвечает требованиям в отношении локального потока, теплообмена и критериям производства.
Данная и другие задачи решены охлаждаемой лопаткой согласно п.1 формулы изобретения.
Охлаждаемая лопатка для газовой турбины согласно изобретению содержит радиально продолжающийся аэродинамический профиль с передним краем, задним краем, стороной всасывания и стороной нагнетания, при этом на стороне всасывания заднего края предусмотрен свисающий выступ, дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов, соединенных проточными изгибами для образования многопроходного серпантина для потока хладагента, при этом для охлаждения указанного заднего края предусмотрена область эжекции заднего края, причем указанная область эжекции заднего края содержит проход задней стенки указанного многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно указанному заднему краю и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством стороны нагнетания. Она отличается тем, что охлаждающий поток из прохода заднего края к стравливающему средству стороны нагнетания образован, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей, которое предусмотрено между указанным стравливающим средством стороны нагнетания и указанным проходом заднего края, с поперечным размером указанных штырей, возрастающим в направлении потока хладагента, причем в областях втулки и венца указанной лопатки для соответствия критериям локального потока, теплообмена и производства предусмотрено локальное штыревое поле с увеличенным числом штырей, и по меньшей мере внутри локального штыревого поля, на втулке и венце, штыри расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом.
Согласно варианту осуществления изобретения штыри имеют круглое поперечное сечение с заданным диаметром и заданной высотой, а отношение h/d высоты к диаметру для каждого штыря изменяется от 0,5 до 2,0.
Согласно другому варианту осуществления изобретения штыри указанного штыревого поля имеют заданное осевое и радиальное разнесение, а отношения sx/d и sy/d осевого и радиального разнесения к диаметру изменяются от 1,5 до 4,0.
Согласно другому варианту осуществления изобретения хладагент протекает через изгиб для поступления в указанный проход заднего края, а форма изгиба выполнена для минимизации аэродинамических потерь.
Особый признак - площадь поперечного сечения изгиба сужается вдоль пути потока.
Более точно, сужение поперечного сечения указанного изгиба изменяется от 5% до 15%.
Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения площадь поперечного сечения сходится в радиальном направлении с коэффициентом в диапазоне от 20 до 30.
Согласно еще одному варианту осуществления изобретения указанный проход заднего края для повышения турбулентности потока и усиления теплообмена снабжен на сторонах нагнетания и всасывания турбулизаторами.
Более точно, указанные турбулизаторы расположены в направлении потока с заданным шагом и имеют заданную высоту турбулизатора, а отношение е/Р высоты турбулизатора к шагу изменяется от 0,05 до 0,15.
Согласно дополнительному варианту осуществления изобретения указанный свисающий выступ имеет заданную длину, указанное стравливающее средство стороны нагнетания имеет заданную ширину щели, а отношение L/s длины свисающего выступа к ширине щели стороны нагнетания изменяется от 7 до 15.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Данное изобретение будет теперь объяснено подробно с помощью разных вариантов осуществления и со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 показывает примерную лопатку газовой турбины с внутренним охлаждением аэродинамического профиля;
Фиг.2 показывает особенности охлаждения заднего края согласно варианту осуществления изобретения;
Фиг.3 показывает размеры в поперечном сечении турбулизаторов и штыревого поля на заднем крае лопатки по фиг.2;
Фиг.4 показывает размеры в поперечном сечении свисающего выступа и штырей в штыревом поле на заднем крае лопатки по фиг.2;
Фиг.5 показывает расположение штырей на среднем участке штыревого поля на заднем крае лопатки по фиг.2;
Фиг.6 показывает расположение штырей в штыревом поле втулки на заднем крае лопатки по фиг.2, и
Фиг.7 показывает расположение штырей в штыревом поле венца на заднем крае лопатки по фиг.2.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Общее расположение устройства охлаждения на заднем крае согласно варианту осуществления изобретения показано на фиг.2. Оно состоит из сочетания изгиба 22, ребристого прохода 19b заднего края с реброподобными турбулизаторами 23 как на всасывающей, так и на нагнетающей сторонах с шагом P и области 21 эжекции заднего края со штыревым полем 24 и литым стравливающим средством 28 стороны нагнетания.
Хладагент, поступающий из проточного канала 19а, протекает в направлении стрелок через изгиб 22 и поступает в проход 19b заднего края. Форма изгиба выполнена для минимизации аэродинамических потерь. Площадь поперечного сечения изгиба выполнена сужающейся вдоль пути потока с уменьшением площади в диапазоне от 5 до 15%. Проход 19b заднего края снабжен турбулизаторами 23 как на нагнетающей, так и на всасывающей сторонах. Турбулизаторы 23 позволяют повысить турбулентный поток и улучшить теплообмен в проходе 19b заднего края.
Как показано на фиг.3, турбулизаторы 23 выполнены по высоте e с отношением е/P высоты к шагу, изменяющимся от 0,05 до 0,15. Когда хладагент протекает вверх по проходу 19b заднего края, то часть его постоянно отклоняется в направлении заднего края 16 лопатки и протекает через несколько рядов штырей 24 штыревого поля, выполненного для оптимизации местного теплообмена.
Штыревое поле, показанное на фиг.4-7, выполнено в виде устройства ступенчатого падения давления, способствующего снижению изменений горячего к холодному на свисающем выступе. Штыревое поле выполнено с шахматным построением относительно направления потока (направление потока наклонено, в зависимости от высоты внутри канала, под углом к горизонтали в диапазоне от 30 до 60°). В центральной области штыревого поля расположено четыре ряда штырей 24 диаметром от d1 до d4, возрастая в направлении потока хладагента. Высотой штырей является h, и отношение h/d высоты к диаметру изменяется от 0,5 до 2,0. Штыри 24 штыревого поля имеют осевое и радиальное разнесение sx и sy с отношениями осевого и радиального разнесения к диаметру sx/d sy/d, которые изменяются от 1,5 до 4,0. Как показано на фиг.6 и 7, в областях втулки и венца лопатки местное локальное расположение штыревого поля, т.е. расширенное штыревое поле 26 втулки и расширенное штыревое поле 27 венца с увеличенным числом штырей, необходимы для соответствия критериям локального потока, теплообмена и производства. Проходя штыревое поле, поток хладагента выходит из лопатки 10 через щелевидное стравливающее средство 28 стороны нагнетания на стороне нагнетания аэродинамического профиля и охлаждает задний край 16 лопатки при прохождении вдоль свисающего выступа 25 стороны всасывания стравливающего средства 28 стороны нагнетания.
Как показано на фиг.4, отношение длины L свисающего выступа 25 к ширине s щели стороны нагнетания, L/s, изменяется от 7 до 15.
Как показано на фиг.5-7, штыревое расположение может быть также охарактеризовано двумя углами α1 и α2, которые изменяются в диапазоне между 0° и 30°, причем α1 (<0) и α2 (>0) обозначают угол между осевым направлением и наклонным рядом штырей 24, особенно в штыревом поле 26 втулки и/или в штыревом поле 27 венца. Два ряда с углами α1 и α2, каждый, объединены для получения общего шевроноподобного расположения штырей.
Рассмотренное расположение штыревого поля (фиг.5, 6, 7) выполнено для улучшения теплообмена для вращающегося компонента, здесь, к примеру, лопатки. Выравнивание рядов штырей под углами α1 и α2 выполнено специально для усиления теплообмена, когда скорость потока через штыревое поле содержит радиальную составляющую, обусловленную центробежными силами.
На верхней части прохода заднего края можно добавить пылевое отверстие. Наличие верхнего отверстия/пылевого отверстия на вершине прохода заднего края гарантирует достаточный поток и, следовательно, теплообмен в области венца прохода заднего края.
Характеристики конструкции лопатки согласно изобретению могут быть представлены в следующем в виде:
охлаждение заднего края лопатки;
охлаждение задней области лопатки сочетанием нижнего изгиба, турбулизаторов, штыревым полем и эжекцией хладагента стравливающим средством стороны нагнетания;
изгиб с площадью сужения в диапазоне от 5 до 15%;
равномерное распределение потока для заднего края с поворотом;
коэффициент сходимости стравливающего средства заднего края, или площади прохода, в диапазоне от 20 до 30;
турбулизаторы с отношением высота/шаг в диапазоне от 0,05 до 0,15;
штыри с отношением высота/диаметр в диапазоне от 1,5 до 4,0;
конструкция штыревого поля, выполненного в шахматном порядке для обтекания вращающейся лопатки, локальная конструкция штыревого поля втулки и венца; и
длина стравливающего средства свисающего выступа стороны нагнетания к ширине щели стороны нагнетания в диапазоне от 7 до 15.
СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ
10 - Лопатка (газовая турбина)
11 - Аэродинамический профиль
12 - Платформа
13 - Вал
14 - Хвостовик
15 - Передний край
16 - Задний край
17 - Сторона всасывания
18 - Сторона нагнетания
19, 19а - Проточный канал (радиальный)
19b - Проход заднего края
20 - Охлаждающий поток
21 - Область эжекции заднего края
22 - Изгиб
23 - Турбулизатор
24 - Штырь
25 - Свисающий выступ
26 - Штыревое поле втулки
27 - Штыревое поле венца
28 - Стравливающее средство стороны нагнетания
W - Ширина
Н - Высота
h - высота штыря
L - Длина свисающего выступа
d1-d4 - Диаметр штыря
s - Ширина щели
Р - Шаг турбулизатора
е - Высота турбулизатора
α1, α2 - Угол между осевым направлением и наклонным рядом штырей

Claims (9)

1. Охлаждаемая лопатка (10) для газовой турбины, содержащая радиально продолжающийся аэродинамический профиль (11) с передним краем (15), задним краем (16), стороной (17) всасывания и стороной (18) нагнетания, причем на стороне всасывания заднего края (16) предусмотрен свисающий выступ (25), дополнительно содержащий множество радиальных внутренних проточных каналов (19, 19а, b), соединенных изгибами (22) для образования многопроходного серпантина для потока хладагента, при этом для охлаждения указанного заднего края (16) предусмотрена область (21) эжекции заднего края, содержащая проход (19b) заднего края указанного многопроходного серпантина, проходящий, по существу, параллельно указанному заднему краю (16) и соединенный по всей своей длине со стравливающим средством (28) стороны нагнетания, отличающаяся тем, что охлаждающий поток из прохода (19b) заднего края к стравливающему средству (28) стороны нагнетания определен, в основном, выполненным в шахматном порядке полем штырей (24), которое предусмотрено между указанным стравливающим средством (28) стороны нагнетания и указанным проходом (19b) заднего края, с поперечным размером (d1,…,d4) указанных штырей (24), возрастающим в направлении потока хладагента, причем в областях втулки и венца указанной лопатки (10) предусмотрено локальное штыревое поле (26, 27) втулки и венца с увеличенным числом штырей (24), при этом по меньшей мере внутри локального штыревого поля (26, 27) втулки и венца штыри (24) расположены прямыми рядами, которые наклонены относительно осевого направления под заданным углом (α, α2).
2. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что штыри (24) имеют круглое поперечное сечение с заданным диаметром (d1,…,d4) и заданной высотой (h), при этом отношение h/d высоты к диаметру для каждого штыря (24) изменяется от 0,5 до 2,0.
3. Охлаждаемая лопатка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что штыри (24) указанного штыревого поля имеют заданное осевое и радиальное разнесение (sx, sy), при этом отношения sx/d и sy/d осевого и радиального разнесения к диаметру штыря изменяются от 1,5 до 4,0.
4. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что хладагент протекает через изгиб (22) для поступления в указанный проход (19b) заднего края, при этом форма изгиба (22) выполнена для минимизации аэродинамических потерь.
5. Охлаждаемая лопатка по п. 4, отличающаяся тем, что площадь поперечного сечения изгиба (22) сужается вдоль пути потока.
6. Охлаждаемая лопатка по п. 5, отличающаяся тем, что сужение поперечного сечения указанного изгиба изменяется от 5% до 15%.
7. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный проход (19b) заднего края снабжен турбулизаторами (23) на обеих сторонах, нагнетания и всасывания, для повышения турбулентности потока и усиления теплообмена.
8. Охлаждаемая лопатка по п. 7, отличающаяся тем, что указанные турбулизаторы (23) расположены в направлении потока с заданным шагом (Р) и имеют заданную высоту (е) турбулизатора, при этом отношение е/Р высоты турбулизатора к шагу изменяется от 0,05 до 0,15.
9. Охлаждаемая лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что указанный свисающий выступ (25) имеет заданную длину (L), при этом указанное стравливающее средство (28) стороны нагнетания имеет заданную ширину (s) щели, причем отношение L/s длины свисающего выступа к ширине щели стороны нагнетания изменяется от 7 до 15.
RU2013128794/06A 2012-07-02 2013-06-24 Охлаждаемая лопатка для газовой турбины RU2559102C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12174622 2012-07-02
EP12174622.6 2012-07-02

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013128794A RU2013128794A (ru) 2014-12-27
RU2559102C2 true RU2559102C2 (ru) 2015-08-10

Family

ID=48577644

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013128794/06A RU2559102C2 (ru) 2012-07-02 2013-06-24 Охлаждаемая лопатка для газовой турбины

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9382804B2 (ru)
EP (1) EP2682565B8 (ru)
KR (1) KR101580490B1 (ru)
CN (1) CN103527261B (ru)
CA (1) CA2819816C (ru)
RU (1) RU2559102C2 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9790801B2 (en) * 2012-12-27 2017-10-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having suction side cutback opening
WO2015163949A2 (en) * 2014-01-16 2015-10-29 United Technologies Corporation Fan cooling hole array
KR20180082118A (ko) * 2017-01-10 2018-07-18 두산중공업 주식회사 가스 터빈의 블레이드 또는 베인의 컷백
WO2018186891A1 (en) 2017-04-07 2018-10-11 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
KR101873156B1 (ko) 2017-04-12 2018-06-29 두산중공업 주식회사 터빈 베인 및 이를 포함하는 가스 터빈
EP3412866A1 (en) * 2017-06-07 2018-12-12 Ansaldo Energia Switzerland AG Cooled gas turbine blade
US10926316B2 (en) 2018-03-16 2021-02-23 The Boeing Company Collar positioning system
US10821496B2 (en) 2018-03-16 2020-11-03 The Boeing Company Offset fastener installation system
JP7105360B2 (ja) * 2018-07-13 2022-07-22 シーメンス エナジー グローバル ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト ピンを備えるタービンエンジン用の翼型
KR102114681B1 (ko) 2018-09-21 2020-05-25 두산중공업 주식회사 핀-핀 배열을 포함하는 터빈 블레이드
KR102207971B1 (ko) 2019-06-21 2021-01-26 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 및 이를 포함하는 터빈
EP3832069A1 (de) * 2019-12-06 2021-06-09 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine stationäre gasturbine
CN115182787A (zh) * 2022-04-27 2022-10-14 上海交通大学 改善前缘旋流冷却能力的涡轮叶片及发动机
CN116044807A (zh) * 2022-12-20 2023-05-02 江苏大学 一种高温高压泵转子及其冷却系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1228559A1 (ru) * 1981-11-13 1996-10-10 Г.П. Нагога Рабочая лопатка газовой турбины
SU1287678A2 (ru) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Охлаждаемая лопатка турбины
EP1548230A2 (en) * 2003-12-17 2005-06-29 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
EP1707741A2 (en) * 2005-04-01 2006-10-04 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
EP1715139A2 (en) * 2005-04-22 2006-10-25 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
US4474532A (en) * 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS61118502A (ja) 1984-11-15 1986-06-05 Toshiba Corp タ−ビン冷却翼
US4601638A (en) * 1984-12-21 1986-07-22 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling arrangement
JPS62228603A (ja) * 1986-03-31 1987-10-07 Toshiba Corp ガスタ−ビンの翼
US5288207A (en) 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
DE19921644B4 (de) * 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6241466B1 (en) * 1999-06-01 2001-06-05 General Electric Company Turbine airfoil breakout cooling
US6270317B1 (en) 1999-12-18 2001-08-07 General Electric Company Turbine nozzle with sloped film cooling
US6602047B1 (en) 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6939107B2 (en) * 2003-11-19 2005-09-06 United Technologies Corporation Spanwisely variable density pedestal array
US6929451B2 (en) 2003-12-19 2005-08-16 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7478994B2 (en) * 2004-11-23 2009-01-20 United Technologies Corporation Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
US20080031739A1 (en) * 2006-08-01 2008-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with customized convective cooling
WO2009118245A1 (de) * 2008-03-28 2009-10-01 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine gasturbine sowie gasturbine mit einer solchen leitschaufel
US8231329B2 (en) * 2008-12-30 2012-07-31 General Electric Company Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil
CH700321A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.
US8182203B2 (en) 2009-03-26 2012-05-22 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
GB0905736D0 (en) 2009-04-03 2009-05-20 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
RU2543914C2 (ru) * 2010-03-19 2015-03-10 Альстом Текнолоджи Лтд Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента
KR101543141B1 (ko) * 2011-04-22 2015-08-07 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 날개 부재 및 회전 기계

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1228559A1 (ru) * 1981-11-13 1996-10-10 Г.П. Нагога Рабочая лопатка газовой турбины
SU1287678A2 (ru) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Охлаждаемая лопатка турбины
EP1548230A2 (en) * 2003-12-17 2005-06-29 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
EP1707741A2 (en) * 2005-04-01 2006-10-04 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
EP1715139A2 (en) * 2005-04-22 2006-10-25 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling

Also Published As

Publication number Publication date
CN103527261B (zh) 2015-11-18
EP2682565B1 (en) 2016-08-10
EP2682565A1 (en) 2014-01-08
KR101580490B1 (ko) 2015-12-28
CA2819816C (en) 2017-04-04
KR20140004026A (ko) 2014-01-10
CA2819816A1 (en) 2014-01-02
RU2013128794A (ru) 2014-12-27
US9382804B2 (en) 2016-07-05
EP2682565B8 (en) 2016-09-21
US20140037460A1 (en) 2014-02-06
CN103527261A (zh) 2014-01-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2559102C2 (ru) Охлаждаемая лопатка для газовой турбины
US7887294B1 (en) Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
US7997868B1 (en) Film cooling hole for turbine airfoil
US8864469B1 (en) Turbine rotor blade with super cooling
JP5080688B2 (ja) ガスタービンのためのタービンブレードまたはベーンならびにその内部の製造のための成型コア
US8714926B2 (en) Turbine component cooling channel mesh with intersection chambers
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
EP1849961B1 (en) Gas turbine vane with enhanced serpentine cooling and flow divider
EP2182169B1 (en) Blade cooling structure of gas turbine
US8777571B1 (en) Turbine airfoil with curved diffusion film cooling slot
US9915151B2 (en) CMC airfoil with cooling channels
CN102686887B (zh) 贯流风扇、送风机以及空气调节器
US10060265B2 (en) Turbine blade
KR100543599B1 (ko) 열교환기
JP2006002757A (ja) 内部冷却ターボ機械部材とその構造を再設計する方法
US9134030B2 (en) Micromixer of turbine system
EP2411629B1 (en) Gas turbine
EP3348947B1 (en) Heat exchanger
CN106536859A (zh) 具有中间翼弦的分叉冷却腔室的涡轮翼型冷却系统
JP6596911B2 (ja) タービン翼
JP2010007463A (ja) ガスタービン翼
CN112392550B (zh) 涡轮叶片尾缘针肋冷却结构及冷却方法、涡轮叶片
CN211116137U (zh) 燃气轮机的涡轮转子叶片及采用其的燃气轮机
KR20050026640A (ko) 열교환기

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