RU2582539C1

RU2582539C1 - Cooled rotor perforated turbine blade

Info

Publication number: RU2582539C1
Application number: RU2015119120/06A
Authority: RU
Inventors: Анас Саидович Гишваров; Владимир Алексеевич Трушин
Priority date: 2015-05-20
Filing date: 2015-05-20
Publication date: 2016-04-27

Abstract

FIELD: manufacturing technology.

SUBSTANCE: cooled working perforated turbine blade shell comprises a perforated with small diameter cooling holes curved shape. Middle line of each of cooling holes is located in plane of vane along blade and normal to surface contour of blade profile.

EFFECT: higher cooling efficiency of turbine blade and higher reliability and service life.

1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждаемым рабочим 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 rotor 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 прямыми 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 publication, 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 portion of the hole surface, where instead of a boundary layer with a laminar sublayer, vortex structures without a laminar sublayer take place, which intensively transfer heat from the perforated shell of the blade to the cooling air. In the known cooled perforated turbine blades containing a perforated shell with direct cooling holes of small diameter, 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 препятствовать образованию ламинарного пограничного подслоя на стенках отверстия, следует отверстие выполнить изогнутой формы, что приведет к образованию парных вихрей в поле массовых сил в отверстии из-за разности плотностей нагретого у стенок воздуха и менее нагретого в средине отверстия, срыву ламинарного подслоя этими вихрями и дополнительной турбулизации потока охлаждающего воздуха.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 prevent the formation of a laminar boundary sublayer on the walls of the hole, the hole should be curved, which will lead to the formation of paired vortices in the field of mass forces in the hole due to the difference in the densities of the air heated near the walls and less heated in the middle of the hole, the breakdown of the laminar sublayer by these vortices and additional turbulization of the cooling air flow.

Известны охлаждаемые перфорированные лопатки турбин, в стенках которых прямые отверстия перфорации выполнены с наклоном в радиальном направлении в сторону внешнего радиуса (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. (рис. 5.15 на с. 290)), содержащие перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра.Known cooled perforated turbine blades, in the walls of which direct perforation holes are made with an inclination in the radial direction towards the external radius (Heat exchangers and cooling systems for gas turbine and combined installations: Textbook for universities / V.L. Ivanov, A.I. Leontyev, E .A. Manushin, M.I. Osipov; edited by A.I. Leontiev. - 2nd ed., Stereotype. - M.: Publishing House of MSTU named after N.E.Bauman, 2004. - 592 p. . (Fig. 5.15 on p. 290)) containing a perforated shell with cooling holes of small diameter.

Известно техническое решение (патент РФ №2286463 С2, МПК F01D 5/18, 27.10.2006), в котором представлена охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, пронизанная прямыми отверстиями большой относительной длины, проходящими через оребрение, перфорированную оболочку и термобарьерное покрытие.A technical solution is known (RF patent No. 2286463 C2, IPC F01D 5/18, 10.27.2006), which presents a cooled perforated turbine blade pierced by straight holes of large relative length passing through the fins, perforated shell and thermal barrier coating.

Известна охлаждаемая лопатка турбомашины (Авторское свидетельство СССР №565991, М. кл.² 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. class ² F01D 5/18, 07/25/1977) containing a perforated shell with fins on its inner surface near the holes.

Известен ротор высокотемпературной газовой турбины (патент РФ №2200235 С2, МПК F01D 5/18, 10.03.2003) с охлаждаемыми рабочими лопатками, передняя кромка которых выполнена перфорированной.Known rotor of a high-temperature gas turbine (RF patent No. 2200235 C2, IPC F01D 5/18, 03/10/2003) with cooled working blades, the front edge of which is perforated.

Известна охлаждаемая турбинная лопатка (патент РФ №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 (RF 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 with a ceramic shell, connected by openings to the internal cavity of the blade, but not facing the surface in contact with gas.

Известна охлаждаемая лопатка турбомашины петлевой схемы охлаждения (патент РФ №2476681 С1, МПК F01D 5/18, 27.02.2013), содержащая отверстия перфорации.Known cooled blade of a turbomachine loop cooling circuit (RF patent No. 2476681 C1, IPC F01D 5/18, 02/27/2013) containing perforation holes.

Известна охлаждаемая лопатка турбины (патент РФ №2544916 С1, МПК F01D 5/18, 20.03.2015), содержащая отверстия перфорации с разделительными полостями овальной формы.Known cooled turbine blade (RF patent No. 2544916 C1, IPC F01D 5/18, 03/20/2015) containing perforation holes with dividing cavities of an oval shape.

Известна охлаждаемая перфорированная лопатка турбомашины с термобарьерным покрытием (патент РФ №2286463 С2, МПК F01D 5/18, 27.10.2006), содержащая отверстия, пронизывающие оребрение внутри лопатки, оболочку лопатки и термобарьерное покрытие.Known cooled perforated blade of a turbomachine with a thermal barrier coating (RF patent No. 2286463 C2, IPC F01D 5/18, 10.27.2006) containing holes penetrating the fins inside the blade, shell of the blade and thermal barrier coating.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является компонент газотурбинного двигателя, в частности камера сгорания или выходное устройство, содержащее изогнутые или извилистые каналы охлаждающего воздуха (патент RU 2005128150, МПК F23R 30/00, 2007, фиг. 4, 5) с произвольной ориентацией.The closest in technical essence and the achieved result is a component of a gas turbine engine, in particular a combustion chamber or an output device containing curved or meandering cooling air channels (patent RU 2005128150, IPC F23R 30/00, 2007, Fig. 4, 5) with arbitrary orientation .

Недостатками известных охлаждаемых перфорированных лопаток турбин и других компонентов газотурбинного двигателя являются либо большая относительная длина прямых 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, а если отверстия изогнуты и расположены произвольно, то такое их произвольное расположение неприменимо для охлаждаемых рабочих лопаток турбин, так как может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля, нагруженного радиальными центробежными силами.The disadvantages of the known cooled perforated blades of the turbines and other components of the gas turbine engine are either the large relative length of the direct cooling holes of small diameter in the shell, which leads to the formation and closure 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, and if the holes are bent and arranged arbitrarily, then their arbitrary arrangement is not applicable for cooled turbine blades, as you may Vat metal trim in cross section to the blade width greater than the diameter of the hole in the direction of the profile contour of loaded radial centrifugal forces.

Задача изобретения - увеличение надежности и ресурса работы охлаждаемой рабочей лопатки турбины.The objective of the invention is to increase the reliability and service life of the cooled working turbine blades.

Технический результат - повышение эффективности охлаждения рабочей лопатки турбины и увеличение надежности и ресурса ее работы.The technical result is an increase in the cooling efficiency of the turbine blade and an increase in the reliability and resource of its operation.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что у охлаждаемой рабочей лопатки турбины, содержащей перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра, в отличие от прототипа, в перфорированной оболочке лопатки выполнены отверстия малого диаметра изогнутой формы, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля, так как не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля, нагруженного радиальными центробежными силами.The problem is solved, and the technical result is achieved by the fact that the cooled turbine blades of the turbine containing a perforated shell with cooling holes of small diameter, in contrast to the prototype, in the perforated shell of the blade made holes of small diameter curved shape, the middle line of each of which is located in the plane along the blade feather and normal to the profile contour surface, since it cannot cause metal undercutting in the cross section of the blade feather at a width greater than the diameter of the hole I was in the direction of the profile contour of loaded radial centrifugal forces.

Использование отличительных признаков в заявляемой охлаждаемой рабочей перфорированной лопатке турбины, содержащей перфорированную оболочку с охлаждающими отверстиями малого диаметра изогнутой формы, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля, позволяет повысить эффективность ее охлаждения и увеличить надежность и ресурс ее работы. Тем самым повышается ресурс работы и надежность рабочей перфорированной лопатки турбины в системе газотурбинного двигателя за счет интенсификации теплоотдачи от оболочки лопатки к потоку охлаждающего воздуха в отверстиях, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля, так как не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля лопатки, нагруженного радиальными центробежными силами.The use of distinctive features in the inventive cooled working perforated turbine blade containing a perforated shell with cooling holes of a small diameter of curved shape, the middle line of each of which is located in a plane along the blade feather and normal to the surface of the contour of the profile, allows to increase its cooling efficiency and increase reliability and service life her work. This increases the service life and reliability of the working perforated turbine blade in the gas turbine engine system due to the intensification of heat transfer from the blade shell to the flow of cooling air in the holes, the middle line of each of which is located in the plane along the blade feather and normal to the profile surface, since may cause metal undercutting in the cross section of the blade pen at a width greater than the diameter of the hole in the direction of the contour of the profile of the blade loaded with radial centrifugal forces ami.

Существо изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение участка перфорированной оболочки с охлаждающими отверстиями изогнутой формы малого диаметра, средняя линия каждой из которых расположена в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки; на фиг. 2 - элемент - вид по сечению А-А на фиг. 1 в сечении обвода оболочки; на фиг. 3 - вид по сечению В-В на фиг. 2 на парный вихрь; на фиг. 4 - вид по стрелке С на фиг. 2 на выход отверстия на газовую поверхность, а пунктиром здесь отмечено расположение отверстия в металле стенки рабочей лопатки с осью в плоскости вдоль ее пера, нормальной к поверхности обвода профиляIn FIG. 1 schematically shows a cross section of a section of a perforated shell with cooling holes of curved shape of small diameter, the middle line of each of which is located in a plane along the feather of the blade and normal to the surface of the contour of the profile of the blade; in FIG. 2 - element - view along section AA in FIG. 1 in section of the outline of the shell; in FIG. 3 is a view along section BB of FIG. 2 per pair whirlwind; in FIG. 4 is a view along arrow C in FIG. 2 to the outlet of the hole on the gas surface, and the dotted line here indicates the location of the hole in the metal of the wall of the working blade with the axis in the plane along its feather normal to the profile surface

Охлаждаемая перфорированная лопатка турбины, содержащая перфорированную оболочку 1 (фиг. 1), внутри которой выполнены охлаждающие отверстия изогнутой формы малого диаметра 2, что исключает образование ламинарного подслоя в потоке воздуха в отверстии за счет образования в изогнутых отверстиях (фиг. 2) парного вихря (фиг. 3), турбулизирующего ламинарный подслой, а расположение средней линии каждого из отверстий в плоскости вдоль пера лопатки и нормальной к поверхности обвода профиля не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля, нагруженного радиальными центробежными силами.A cooled perforated turbine blade containing a perforated shell 1 (Fig. 1), inside of which cooling holes of curved shape of small diameter 2 are made, which eliminates the formation of a laminar sublayer in the air stream in the hole due to the formation of a paired vortex in the curved holes (Fig. 2) ( Fig. 3), turbulizing the laminar sublayer, and the location of the middle line of each of the holes in the plane along the feather of the blade and normal to the surface of the bypass profile cannot cause metal undercutting in the cross section of the pen blades at a width greater than the diameter of the hole in the direction of the contour of the profile loaded with radial centrifugal forces.

При работе охлаждаемой перфорированной лопатки турбины, воздух проходит через охлаждающее отверстие изогнутой формы малого диаметра 2, где теплоотдача от перфорированной оболочки 1 к воздуху через несформировавшийся в охлаждающем отверстии изогнутой формы ламинарный пограничный подслой выше, чем через сомкнувшиеся пограничные слои в относительно длинном прямом охлаждающем отверстии. Кроме того, отверстие изогнутой формы имеет большую поверхность, чем прямое, что обеспечивает больший теплоотвод от лопатки к воздуху.During operation of a cooled perforated turbine blade, air passes through a cooling hole of a curved shape of small diameter 2, where the heat transfer from the perforated shell 1 to the air through a laminar boundary sublayer that has not formed in the curved cooling hole is higher than through closed boundary layers in a relatively long direct cooling hole. In addition, the curved hole has a larger surface than a straight hole, which provides greater heat dissipation from the scapula to the air.

Выполнение в перфорированной оболочке лопатки турбины отверстий изогнутой формы способствует интенсификации теплоотвода от перфорированной оболочки лопатки к охлаждающему воздуху за счет малой толщины несформировавшегося ламинарного пограничного подслоя в длинных охлаждающих отверстиях, вызванной парными вихрями и за счет увеличения площади поверхности отверстия за счет его изогнутости.The implementation of bent-shaped openings in the perforated shell of the turbine blade of the turbine 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 laminar boundary sublayer in long cooling holes caused by paired vortices and due to the increase in the surface area of the hole due to its curvature.

Расположение средней линии каждого из охлаждающих отверстий в плоскости вдоль пера рабочей лопатки турбины и нормальной к поверхности обвода профиля лопатки не может вызвать подрезку металла в поперечном сечении пера лопатки на ширине, большей, чем диаметр отверстия в направлении обвода профиля лопатки, нагруженного радиальными центробежными силами.The location of the middle line of each of the cooling holes in the plane along the pen of the turbine blade and normal to the surface of the bypass profile of the blade cannot cause metal undercutting in the cross section of the blade feather at a width greater than the diameter of the hole in the direction of the bypass of the profile of the blade loaded with radial centrifugal forces.

Итак, заявляемое изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения рабочей лопатки турбины и увеличить надежность и ресурс ее работы.So, the claimed invention allows to increase the cooling efficiency of the working blades of the turbine and to increase the reliability and resource of its work.

Claims

A cooled working perforated turbine blade containing a perforated shell with curved cooling holes of small diameter, characterized in that the middle line of each of the cooling holes is located in a plane along the blade feather and normal to the surface of the bypass profile of the blade.