RU2587032C2 - Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель - Google Patents

Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2587032C2
RU2587032C2 RU2014132847/06A RU2014132847A RU2587032C2 RU 2587032 C2 RU2587032 C2 RU 2587032C2 RU 2014132847/06 A RU2014132847/06 A RU 2014132847/06A RU 2014132847 A RU2014132847 A RU 2014132847A RU 2587032 C2 RU2587032 C2 RU 2587032C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
platform
aerodynamic part
collision
tube
Prior art date
Application number
RU2014132847/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014132847A (ru
Inventor
Джонатан МАГГЛСТОУН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2014132847A publication Critical patent/RU2014132847A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2587032C2 publication Critical patent/RU2587032C2/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
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/31—Application in turbines in steam turbines
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Турбинный узел содержит полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость с по меньшей мере одной трубкой соударительного охлаждения, предназначенную для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используемую для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, расположенную на радиальном конце полой аэродинамической части, и по меньшей мере одну охлаждающую камеру, используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы, и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части стороне платформы. Охлаждающая камера ограничена на первом радиальном конце платформой, а на противоположном радиальном втором конце с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины. Трубка соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента и заднего элемента, вставленных оба в по меньшей мере одну полость. Передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части. Задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Передний элемент трубки соударительного охлаждения проходит в направлении размаха, по меньшей мере, полностью через охлаждающую камеру от платформы до закрывающей пластины, а задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается в направлении размаха на платформе. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения аэродинамической части при минимизации потерь. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к имеющему аэродинамическую форму турбинному узлу, такому как турбинные роторные лопатки и статорные лопасти.
Уровень техники
Современные турбины часто работают при экстремально высоких температурах. Действие температуры на турбинные лопатки и/или статорные лопасти может оказывать отрицательное воздействие на эффективную работу турбины и может, в экстремальных условиях, приводить к деформации и, возможно, выходу из строя лопатки или лопасти. Для устранения этой опасности, высокотемпературные турбины могут включать полые лопатки или лопасти, включающие так называемые трубки соударительного охлаждения для целей охлаждения.
Эти так называемые трубки соударительного охлаждения являются полыми трубками, которые проходят радиально внутри лопаток или лопастей. Воздух принудительно подается в них и проходит вдоль этих трубок и выходит через подходящие отверстия в пустое пространство между трубками и внутренними поверхностями полых лопаток или лопастей. Это создает внутренний воздушный поток для охлаждения лопатки или лопасти.
Обычно, лопатки и лопасти выполнены способом точного литья и имеют полые структуры, в которые вставлены трубки соударительного охлаждения зоны соударительного охлаждения полой структуры. Проблемы возникают при использовании концепции охлаждения, в которой температура охлаждающей среды для зоны соударительного охлаждения является слишком высокой для ее эффективного охлаждения.
Это известно из способа охлаждения, когда комбинированные системы охлаждения платформы и аэродинамической части расположены последовательно. Воздух с выхода компрессора подается в систему охлаждения платформы, а затем проходит в систему охлаждения аэродинамической части.
Первой задачей данного изобретения является создание предпочтительного, имеющего аэродинамическую форму турбинного узла, такого как турбинная роторная лопатка и статорная лопасть. Второй задачей изобретения является создание предпочтительной трубки соударительного охлаждения, используемой в таком узле для целей охлаждения. Третьей задачей изобретения является создание газотурбинного двигателя, содержащего по меньшей мере один предпочтительный турбинный узел.
Сущность изобретения
В соответствии с этим данное изобретение предлагает турбинный узел, содержащий в основном полую аэродинамическую часть, имеющую по меньшей мере одну полость по меньшей мере с одной трубкой соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости полой аэродинамической части и используется для соударительного охлаждения, по меньшей мере, внутренней поверхности полости, и по меньшей мере одну платформу, которая расположена на радиальном конце полой аэродинамической части, и по меньшей мере одну охлаждающую камеру, используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы, и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части стороне платформы, и при этом охлаждающая камера ограничена на первом радиальном конце платформой, а на противоположном радиальном втором конце с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины.
Предусмотрено, что трубка соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента и заднего элемента, при этом передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части, а задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента, и при этом передний элемент трубки соударительного охлаждения проходит в направлении размаха по меньшей мере полностью через камеру охлаждения от платформы до закрывающей пластины, и при этом задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается в направлении размаха у платформы.
Согласно изобретению, как поток с выхода компрессора, так и охлаждающий платформу поток подаются в аэродинамическую часть. Это обеспечивает значительное улучшение эффективности охлаждения аэродинамической части при минимизации потерь. В частности, по сравнению с системами, согласно уровню техники, достигается более низкая температура подаваемого охлаждающего воздуха, и могут быть уменьшены охлаждающие потоки. Кроме того, может быть улучшена также эффективность охлаждения опорной зоны в зоне задней кромки, поскольку могут быть максимизированы коэффициенты переноса тепла за счет высоких расходов в результате объединения охлаждающих потоков. Кроме того, охлаждение аэродинамической части и платформы можно регулировать независимо друг от друга, за счет обеспечения хорошего управления обеими системами охлаждения. Дополнительно к этому, могут быть минимизированы аэродинамические потери. При использовании такого турбинного узла, можно использовать обычное точное литье, согласно уровню техники, роторных лопаток и статорных лопастей. Тем самым исключается необходимость сложного и дорогостоящего изменения этих аэродинамических частей и процесса литья. Следовательно, может быть предпочтительно создан эффективный турбинный узел, соответственно, турбина.
Турбинный узел означает узел, предусмотренный для турбины, такой как газовая турбина, при этом узел имеет по меньшей мере одну аэродинамическую часть. Предпочтительно, турбинный узел имеет турбинный каскад и/или колесо с расположенными в окружном направлении аэродинамическими частями и/или наружную и внутреннюю платформу, расположенные на противоположных концах аэродинамической части (частей). В этом контексте «в основном полая аэродинамическая часть» означает аэродинамическую часть, содержащую корпус, при этом корпус окружает по меньшей мере одну полость. Структура, такая как ребро, планка или перегородка, которая отделяет друг от друга различные полости в аэродинамической части, не нарушает понятие «в основном полая аэродинамическая часть». Предпочтительно, аэродинамическая часть является полой. В частности, в основном полая аэродинамическая часть, называемая в последующем описании аэродинамической частью, имеет две зоны охлаждения, а именно, зону соударительного охлаждения у передней кромки аэродинамической части и обычную зону охлаждения игольчатого/пьедестального типа у задней кромки. Эти зоны могут быть отделены друг от друга с помощью ребра.
В данном контексте трубка соударительного охлаждения является элементом, который выполнен независимо от аэродинамической части и/или не выполнен интегрированно с аэродинамической частью. Фраза «которая предназначена для вставления в полость полой аэродинамической части» означает, что трубка соударительного охлаждения вставляется в полость аэродинамической части во время процесса сборки турбинного узла, в частности, в виде отдельного от аэродинамической части элемента. Кроме того, фраза «используется для соударительного охлаждения» означает, что трубка соударительного охлаждения предназначена и/или выполнена для осуществления охлаждения с помощью процесса соударения. Внутренняя поверхность полости задает, в частности, поверхность, которая обращена к наружной поверхности трубки соударительного охлаждения.
Платформа означает зону турбинного узла, которая содержит, по меньшей мере, часть полости и, в частности, полости аэродинамической части. Кроме того, платформа расположена на радиальном расстоянии от оси вращения турбинного узла или вала, соответственно. Платформа может быть зоной корпуса аэродинамической части или отдельным элементом, прикрепленным к аэродинамической части. Платформа может быть внутренней платформой и/или наружной платформой и предпочтительно является наружной платформой. Кроме того, платформа ориентирована в основном перпендикулярно направлению размаха полой аэродинамической части. Относительно расположения платформы, понятие «в основном перпендикулярно» направлению размаха охватывает также отклонение платформы от направления размаха примерно на 45°. Предпочтительно, платформа расположена перпендикулярно направлению размаха. Направление размаха полой аэродинамической части задано направлением, проходящим в основном перпендикулярно, предпочтительно перпендикулярно направлению от передней кромки к задней кромке аэродинамической части, это направление известно также как направление хорды полой аэродинамической части. В последующем тексте это направление называется осевым направлением.
Охлаждающая камера означает полость, в которую может подаваться, храниться и/или нагнетаться охлаждающая среда с целью охлаждения боковых стенок полости и, в частности, платформы. В данном контексте закрывающая пластина означает пластину, крышку, верх или любое другое приспособление, известное для специалистов в данной области техники, которое в основном закрывает камеру охлаждения. Понятие «в основном закрывает» означает, что закрывающая пластина не закрывает герметично охлаждающую камеру. Таким образом, закрывающая пластина может иметь отверстия для обеспечения доступа охлаждающей среды в охлаждающую камеру. Предпочтительно закрывающая пластина является соударительной пластиной. Понятие «ограничение» следует понимать как граница, окончание или предел. Другими словами, платформа и закрывающая пластина ограничивают охлаждающую камеру.
Элемент трубки соударительного охлаждения задает часть трубки соударительного охлаждения, которая снабжается извне трубки охлаждающей средой, независимо от другого элемента трубки соударительного охлаждения. Подача охлаждающей среды из одного элемента в другой элемент по меньшей мере через одно соединительное отверстие между элементами трубки соударительного охлаждения не нарушает понятие «независимо».
Предпочтительно, полая аэродинамическая часть содержит единственную полость. Однако изобретение может быть также реализовано для полой аэродинамической части, содержащей две или больше полостей, в каждой из которых размещена трубка соударительного охлаждения, согласно изобретению, и/или которые является часть зоны охлаждения игольчатого/пьедестального типа охлаждения.
Как указывалось выше, полая аэродинамическая часть содержит заднюю кромку и переднюю кромку, при этом передний элемент расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части, а задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Это приводит к эффективному охлаждению этой зоны и предпочтительно минимизирует температуру охлаждения аэродинамической части по сравнению с системами, согласно уровню техники. Имеющий низкую температуру поток с выхода компрессора подается непосредственно в зону передней кромки аэродинамической части, где требуется наиболее эффективное охлаждение. За счет увеличенной так эффективности соударительного охлаждения во всей зоне соударительного охлаждения и у передней кромки, требуется меньший охлаждающий поток по сравнению с системами, согласно уровню техники. Дополнительно к улучшению характеристик, это уменьшение охлаждающего потока внутри зоны передней кромки приводит к увеличению эффективности охлаждения нижних по потоку зон соударительного охлаждения за счет уменьшения эффектов перекрестных потоков.
Кроме того, передний элемент расположен в направлении передней кромки аэродинамической части, и задний элемент расположен, при рассматривании от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента или, другими словами, расположен больше в направлении задней кромки полой аэродинамической части, чем передний элемент, так что охлаждающий платформу поток направляется для обеспечения соударительного охлаждения в расположенные ниже по потоку зоны аэродинамической части.
Передний элемент и задний элемент снабжены соударительными отверстиями. Следовательно, объединенный поток охлаждающей среды из охлаждающей камеры, из переднего элемента и из заднего элемента может проходить через зону не соударительного охлаждения игольчатого/пьедестального типа охлаждения. Коэффициенты переноса тепла внутри зоны охлаждения игольчатого/пьедестального типа охлаждения предпочтительно максимизируются из-за высокого расхода комбинированного потока. В принципе объединенный поток может выходить через заднюю кромку аэродинамической части. Поэтому задняя кромка имеет выходные отверстия для обеспечения возможности выхода объединенного потока из полой аэродинамической части. За счет этого может быть обеспечен наиболее эффективный выброс. Поэтому могут быть минимизированы аэродинамические потери/потери характеристик по сравнению с системами, согласно уровню техники. В этих системах охлаждение платформы и аэродинамической части выполняется независимо друг от друга без соединения потоков между платформой и аэродинамической частью. Для выхода охлаждающей среды эти системы нуждаются в дополнительных выходных отверстиях вблизи платформы, что приводит к выходу большего количества охлаждающей среды, в частности, менее эффективным образом по сравнению с конструкцией, согласно изобретению. Таким образом, могут возникать большие потери при таком выбросе вблизи платформы, согласно уровню техники.
В одном предпочтительном варианте выполнения передний элемент трубки соударительного охлаждения заканчивается у закрывающей пластины с герметичным закрыванием. Таким образом, эффективно предотвращается утечка между передним элементом трубки соударительного охлаждения и охлаждающей камерой. Понятие «заканчивается» следует понимать, как завершается или «останавливается». Предпочтительно, трубка соударительного охлаждения или передний и задний элемент, соответственно, проходят по существу полностью по размаху полой аэродинамической части, что обеспечивает мощное охлаждение аэродинамической части. Однако возможно также, что, по меньшей мере, передний элемент или задний элемент могут проходить лишь по части размаха аэродинамической части.
Как указывалось выше, трубка соударительного охлаждения выполнена по меньшей мере из двух отдельных элементов, переднего и заднего элемента, при этом передний элемент расположен в направлении передней кромки аэродинамической части, а задний элемент расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки к задней кромке, по потоку после переднего элемента. Использование состоящей из двух или более элементов трубки соударительного охлаждения позволяет выбирать характеристики элементов, такие как материал, толщина материала или другие характеристики, известные для специалистов в данной области техники, в соответствии с функцией охлаждения элемента. За счет такого предпочтительного расположения передний элемент и тем самым свежий, не нагретый поток с выхода компрессора эффективно используются для непосредственного охлаждения передней кромки, т.е. зоны аэродинамической части, где требуется наивысшая эффективность охлаждения.
Однако возможно также, что трубка соударительного охлаждения выполнена из трех отдельных элементов, в частности, в виде переднего, среднего и заднего элемента трубки соударительного охлаждения, при этом передний элемент, который проходит в направлении размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру от платформы до закрывающей пластины, может быть расположен в направлении передней кромки полой аэродинамической части, средний элемент может быть расположен в середине полой аэродинамической части или в ее полости, соответственно, и/или задний элемент может быть расположен в направлении задней кромки полой аэродинамической части.
Предпочтительно, каждый из по меньшей мере двух отдельных элементов проходит по существу полностью по размаху полой аэродинамической части, что обеспечивает эффективное охлаждение аэродинамической части. Однако возможно также, что по меньшей мере один из по меньшей мере двух отдельных элементов проходит лишь по части размаха полой аэродинамической части.
Кроме того, предпочтительно, когда турбинный узел имеет по меньшей мере одну другую платформу. Признаки, указанные в этом тексте для первой платформы, могут относиться также по меньшей мере к другой платформе. Платформа и по меньшей мере другая платформа расположены на радиально противоположных концах полой аэродинамической части. Дополнительно к этому, передний и задний элементы трубки соударительного охлаждения могут заканчиваться оба у по меньшей мере другой платформы. За счет этого, охлаждающая камера или по меньшей мере другая охлаждающая камера по меньшей мере другой платформы могут быть реализованы в виде незатененного пространства, поэтому скорость поперечного потока используемой охлаждающей среды можно удерживать низкой, и принудительное охлаждение может быть более эффективным по сравнению с затененной охлаждающей камерой. Кроме того, может обеспечиваться правильное расположение элементов внутри аэродинамической части во время сборки.
В частности, передний элемент и задний элемент трубки соударительного охлаждения заканчиваются оба в радиальном направлении заподлицо друг с другом. В данном контексте «заподлицо друг с другом» означает, что элементы заканчиваются на одной и той же радиальной высоте турбинного узла и/или аэродинамической части и/или по меньшей мере другой платформы.
За счет этого передний элемент и задний элемент могут проходить через по меньшей мере другую платформу для обеспечения прохождения потока между элементами и по меньшей мере другой охлаждающей камерой. В качестве альтернативного решения, передний элемент и задний элемент могут быть герметично закрыты с помощью по меньшей мере другой платформы. В этом случае охлаждающая камера или по меньшей мере другая охлаждающая камера могут быть снабжены по меньшей мере одним выходным отверстием для охлаждающей среды для выхода из охлаждающей камеры или по меньшей мере другой охлаждающей камеры.
Кроме того, по меньшей мере другая охлаждающая камера по меньшей мере другой платформы используется для охлаждения платформы и расположена относительно полой аэродинамической части на противоположной стороне по меньшей мере другой платформы, и при этом по меньшей мере другая охлаждающая камера ограничена на первой радиальной стороне по меньшей мере другой платформой и на противоположном радиальном втором конце по меньшей мере другой закрывающей пластиной.
Предпочтительно, передний элемент трубки соударительного охлаждения герметично закрыт относительно по меньшей мере другой охлаждающей камеры. За счет этого поток с выхода компрессора входит в передний элемент со стороны платформы без препятствий за счет противоположного потока охлаждающей среды, входящего из переднего элемента со стороны по меньшей мере другой платформы. По меньшей мере другая платформа закрывает герметично передний элемент, что приводит к экономии дополнительных средств герметизации. Задний элемент имеет на своем втором радиальном конце на по меньшей мере другой платформе отверстие для соединения по потоку с по меньшей мере другой охлаждающей камерой. Поэтому достаточное количество охлаждающей среды может подаваться в задний элемент.
В качестве альтернативного решения возможно, что передний элемент проходит в направлении размаха по меньшей мере полностью через по меньшей мере другую охлаждающую камеру от по меньшей мере другой платформы до по меньшей мере другой закрывающей пластины, обеспечивая за счет этого достаточную подачу охлаждающей среды в передний элемент. Кроме того, передний элемент трубки соударительного охлаждения может герметично заканчиваться как у закрывающей пластины, так и у по меньшей мере другой закрывающей пластины, обеспечивая подачу без потерь охлаждающей среды.
В альтернативном варианте выполнения передний элемент и задний элемент трубки соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды между передним элементом и задним элементом. За счет такой конструкции образуется байпас, с помощью которого исключается выброс части охлаждающей среды через соударительные отверстия переднего элемента. Поэтому охлаждающая среда с низкой температурой может входить в задний элемент для его эффективного охлаждения.
Для обеспечения хороших охлаждающих свойств турбинного узла и удовлетворительного выравнивания трубки соударительного охлаждения в аэродинамической части, полая аэродинамическая часть содержит по меньшей мере одну распорку на внутренней поверхности полости полой аэродинамической части для удерживания трубки соударительного охлаждения на заданном расстоянии до указанной поверхности полой аэродинамической части. Распорка предпочтительно реализована в виде выступа или запирающего штифта или ребра для простоты конструкции и прямой посадки трубки соударительного охлаждения.
В другом предпочтительном варианте выполнения полая аэродинамическая часть является турбинной лопаткой или лопастью, например, сопловой направляющей лопастью.
В альтернативном или другом варианте выполнения одна закрывающая пластина и/или одна охлаждающая камера могут снабжать больше чем одну аэродинамическую часть, т.е. статорные лопасти выполнены в виде сегментов, содержащих, например, две или больше аэродинамических частей.
Согласно одному варианту выполнения изобретения, турбинный узел охлаждается первым потоком охлаждающей среды, который подается в передний элемент трубки соударительного охлаждения, и с помощью второго потока охлаждающей среды, который подается последовательно, во-первых, в охлаждающую камеру и, во-вторых, в задний элемент трубки соударительного охлаждения. Предпочтительно, это приводит к минимизации температуры охлаждающей среды, подаваемой в аэродинамическую часть, и тем самым к более высокой эффективности соударительного охлаждения всей зоны соударительного охлаждения по сравнению с системами, согласно уровню техники. Первый поток предпочтительно отбирается непосредственно из выходного потока компрессора, а второй поток является потоком охлаждения платформы. Понятие «последовательно» означает, что второй поток проходит через охлаждающую камеру и задний элемент пространственно и/или хронологически друг за другом.
Кроме того, турбинный узел используется для охлаждения в основном полой аэродинамической части, при этом первый поток охлаждающей среды подается в передний элемент трубки соударительного охлаждения, а второй поток охлаждающей среды подается последовательно в охлаждающую камеру и/или по меньшей мере другую охлаждающую камеру и после этого в задний элемент трубки соударительного охлаждения.
Кроме того, передний элемент и задний элемент расположены рядом в осевом направлении, в частности, непосредственно рядом друг с другом в осевом направлении. За счет этого различные и индивидуальные охлаждающие признаки могут быть предусмотрены для передней кромки и зоны, ориентированной в направлении задней кромки зоны соударительного охлаждения аэродинамической части в установленном состоянии трубки соударительного охлаждения.
Кроме того, изобретение относится к газотурбинному двигателю, содержащему множество турбинных узлов, при этом по меньшей мере один или все турбинные узлы расположены указанным выше образом.
Указанные выше характеристики, признаки и преимущества изобретения и пути их реализации следуют из приведенного ниже пояснения примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи.
Краткое описание чертежей
На чертежах изображено:
фиг. 1 - разрез турбинного узла с вставленной трубкой соударительного охлаждения, выполненной из двух элементов;
фиг. 2 - разрез аэродинамической части с вставленной трубкой соударительного охлаждения по линии II-II на фиг. 1;
фиг. 3 - альтернативная трубка соударительного охлаждения, выполненная в виде единого целого, в изометрической проекции;
фиг. 4 - разрез альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения;
фиг. 5 - разрез второго альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения;
фиг. 6 - разрез третьего альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения;
фиг. 7 - разрез четвертого альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения; и
фиг. 8 - разрез пятого альтернативного турбинного узла с другим альтернативным вариантом выполнения трубки соударительного охлаждения.
Подробное описание показанных вариантов выполнения
В данном описании ссылки делаются лишь на лопасть с целью упрощения, однако следует понимать, что изобретение применимо как к лопаткам, так и лопастям турбины.
На фиг. 1 показан разрез турбинного узла 10. Турбинный узел 10 содержит в основном полую аэродинамическую часть 12, выполненную в виде лопасти, с двумя зонами охлаждения, в частности, зоной 70 соударительного охлаждения и зоной 72 охлаждения игольчатого/пьедестального типа. Зона 70 соударительного охлаждения расположена у передней кромки 32, а зона 72 расположена у задней кромки 40 аэродинамической части 12. На двух радиальных концах 22, 22′ полой аэродинамической части 12, которые расположены противоположно друг другу на аэродинамической части 12, расположены платформа и другая платформа, называемые в последующем тексте наружной платформой 20 и внутренней платформой 20′. Наружная платформа 20 и внутренняя платформа 20′ ориентированы перпендикулярно направлению 36 размаха полой аэродинамической части 12. В окружном направлении не изображенного каскада турбины может быть расположено множество аэродинамических частей, при этом все аэродинамические части 12 соединены друг с другом через наружную и внутреннюю платформы 20, 20′.
Кроме того, турбинный узел 10 содержит охлаждающие камеры, называемые в последующем тексте первой охлаждающей камерой 24 и другой, второй охлаждающей камерой 24′. Первая и вторая охлаждающие камеры 24, 24′ расположены относительно полой аэродинамической части 12 на противоположных сторонах наружной и внутренней платформ 20, 20′. Обе охлаждающие камеры 24, 24′ ограничены на первом радиальном конце 26, 26′ наружной или внутренней платформой 20, 20′, и на противоположном радиальном втором конце 28, 28′ закрывающей пластиной, называемой в последующем тексте первой закрывающей пластиной 30 и другой, второй закрывающей пластиной 30′. Первая и вторая закрывающие пластины 30, 30′ выполнены в виде соударительных пластин и имеют соударительные отверстия 74 для обеспечения доступа охлаждающей среды 52 в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′.
Корпус 76 полой аэродинамической части 12 образует полость 14 в зоне 70 соударительного охлаждения. Внутри полости 14 расположена трубка 16 соударительного охлаждения, которая вставляется в полость 14 во время сборки турбинного узла 10. Трубка 16 соударительного охлаждения используется для соударительного охлаждения внутренней поверхности 18 полости 14, при этом внутренняя поверхность 18 обращена к наружной поверхности трубки 16 соударительного охлаждения. Трубка 16 соударительного охлаждения имеет первую секцию 32 и вторую секцию 34, при этом первая и вторая секции 32, 34 выполнены из отдельных элементов 44, 46, а именно, переднего элемента 44 и заднего элемента 46. В качестве альтернативного решения, первая и вторая секции могут быть выполнены из единственного элемента трубки с разделительной стенкой (см. фиг. 3). В последующем тексте понятие первая секция 32 или передний элемент 44 и вторая секция 34 или задний элемент 46, соответственно, используются в качестве эквивалентных друг другу.
«Элемент» относительно изобретения может быть всей трубкой соударительного охлаждения со всеми стенками. В частности, это может быть не конструкцией, в которой трубка соударительного охлаждения собрана из частей, например, посредством сборки четырех стенок в единую трубку соударительного охлаждения. Элемент, согласно изобретению, может быть всей трубкой.
Основное тело 60 проходит своей продольной длиной (длиной размаха) в радиальном направлении 48 аэродинамической части 12. Кроме того, трубка 16 соударительного охлаждения или первая секция 32 и вторая секция 34, соответственно, проходят в направлении 36 размаха полностью через размах 42 полой аэродинамической части 12, и первая секция 32 имеет большую длину 64 в радиальном направлении, чем вторая секция 34. На внутренней поверхности 18 полой аэродинамической части 12 аэродинамическая часть 12 содержит несколько распорок 80 для удерживания трубки 16 соударительного охлаждения на заданном расстоянии до этой поверхности 18. Распорки 80 выполнены в виде выступов или ребер, которые проходят перпендикулярно направлению 36 размаха (см. фиг. 2, где распорки показаны на виде сверху).
Первая секция 32 и вторая секция 34 расположены рядом друг с другом в осевом направлении 68 или в направлении хорды основного тела 60 или аэродинамической части 12, соответственно. Как показано на фиг. 2 в виде разреза аэродинамической части 12 с трубкой 16 соударительного охлаждения, первый элемент 44 расположен в направлении или более точно у передней кромки 38, а задний элемент 46 расположен, при рассматривании в осевом направлении 68, после переднего элемента или больше в направлении задней кромки 40, чем передний элемент 44.
Первая секция 32 трубки 16 соударительного охлаждения проходит в направлении 36 размаха полностью через охлаждающую камеру 24 от наружной платформы 20 к первой закрывающей пластине 30. Кроме того, первая секция 32 трубки 16 соударительного охлаждения заканчивается герметично на своем первом радиальном или продольном конце 66 у первой закрывающей пластины 30, предотвращая тем самым утечку охлаждающей среды 52 из первой секции 32 в первую охлаждающую камеру 24. Как первая секция 32, так и вторая секция 34 трубки 16 соударительного охлаждения проходят через внутреннюю платформу 20′ и заканчиваются на своих вторых радиальных или продольных концах 66′ у внутренней платформы 20′, а именно, в радиальном направлении 46 заподлицо друг с другом. Радиальное направление 48 задано относительно оси вращения не изображенного вала, расположенного известным образом в турбинном узле 10. Второй радиальный или продольный конец 66′ первой секции 32 герметизирован с помощью средства герметизации, такого как закраина, относительно второй охлаждающей камеры 24′.
Во время работы турбинного узла 10 трубка 16 соударительного охлаждения обеспечивает путь 82 прохождения потока охлаждающей среды 52, например, воздуха. Поток 84 с выхода не изображенного компрессора подается в первую секцию 32 трубки 16 соударительного охлаждения и через соударительные отверстия 74 первой и второй закрывающей пластины 30, 30′ в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′. Охлаждающая среда 52 из первой и второй охлаждающих камер 24, 24′ затем в виде потока 86 охлаждения платформы выходит во вторую секцию 34 трубки 16 соударительного охлаждения. Таким образом, турбинный узел 10 охлаждается с помощью первого потока 56 охлаждающей среды 52, который подается в первую секцию 32 трубки 16 соударительного охлаждения, и с помощью второго потока 52 охлаждающей среды 52, который подается сначала в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′, а затем последовательно во вторую секцию 34 трубки 16 соударительного охлаждения.
Для выброса охлаждающей среды 52 из первой и второй секций 32, 34 для охлаждения внутренней поверхности 18 полости 14, первая и вторая секции 32, 34 содержат соударительные отверстия 88 (лишь частично показаны на фиг. 2 и 4). Выбрасываемые потоки охлаждающей среды 52 опосредованно из охлаждающих камер 24, 24′ и непосредственно из первой секции 32, а также непосредственно из второй секции 32, объединяются в пространстве 90 между наружной поверхностью 78 трубки 16 соударительного охлаждения и внутренней поверхностью 18 полости 14. Этот объединенный поток проходит к зоне 72 охлаждения игольчатого/пьедестального типа, расположенной у задней кромки 40, и выходит из полой аэродинамической части 12 через выходные отверстия 54 в задней кромке 40 (см. фиг. 2).
На фиг. 3-8 показаны альтернативные варианты выполнения трубки 16 соударительного охлаждения и турбинного узла 10. Компоненты, признаки и функции, которые остаются идентичными, обозначены в принципе по существу теми же позициями. Для различия между вариантами выполнения к различным позициям на фиг. 3-8 добавляются буквы от «а» до «f». Последующее описание содержит по существу различия от показанного на фиг. 1 и 2 варианта выполнения, при этом относительно компонентов, признаков и функций, которые остаются идентичными, могут делаться ссылки на вариант выполнения, согласно фиг. 1 и 2.
На фиг. 3 показана трубка 16а соударительного охлаждения с основным телом 60а для вставления внутрь полости в основном полой аэродинамической части не изображенного турбинного узла для соударительного охлаждения внутренней поверхности полости. Первая секция 32а и вторая секция 34а трубки соударительного охлаждения выполнены интегрированно друг с другом и или сформированы из одного элемента и разделены с помощью разделительной стенки или вставки в виде разделительной стенки. Во вставленном состоянии трубки 16а соударительного охлаждения в полость, основное тело 60а проходит своей продольной длиной 62 (длиной размаха) в радиальном направлении 48 полой аэродинамической части (не изображена, см. фиг. 1). Первая секция 32а и вторая секция 34а расположены рядом друг с другом в осевом направлении 68 основного тела 60а или аэродинамической части, соответственно. Первая секция 32а имеет большую длину 64 в радиальном направлении 48, чем вторая секция 34. Кроме того, первая секция 32а и вторая секция 34а заканчиваются на радиальном или продольном конце 66′ основного тела заподлицо друг с другом. Таким образом, основное тело 60а отличается конструкцией радиальных или продольных концов 66, 66′ первой и второй секций 32а, 34а.
На фиг. 4 показан разрез турбинного узла 10b, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16b соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 4 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32b и вторая секция 34b трубки 16b соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия 50, 50′ для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды 52 между первой секцией 32b и второй секцией 34b. Таким образом, может быть образован байпас, с помощью которого часть первого потока 56 охлаждающей среды 52 предотвращается от выброса через соударительные отверстия 88 первой секции 32b.
На фиг. 5 показан разрез турбинного узла 10с, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16с соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 5 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32b трубки 16b соударительного охлаждения проходит в направлении 36 размаха полностью через первую охлаждающую камеру 24 от первой или наружной платформы 20 к первой закрывающей пластине 30 и полностью через вторую охлаждающую камеру 24′ от второй или внутренней платформы 20′ ко второй закрывающей пластине 30′. Кроме того, первая секция 32с заканчивается герметично на обоих своих радиальных или продольных концах 66, 66′ у первой и второй закрывающей пластины 30, 30′. Турбинный узел 10с охлаждается с помощью первого потока 56 охлаждающей среды 52, который подается в первую секцию 32с из обоих радиальных или продольных концов 66, 66′, и с помощью второго потока 58, который подается последовательно в первую и вторую охлаждающие камеры 24, 24′, а затем во вторую секцию 34с.
На фиг. 6 показан разрез турбинного узла 10d, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16d соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 6 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32d трубки 16d соударительного охлаждения проходит в направлении 36 размаха полностью через вторую охлаждающую камеру 24′ от второй платформы 20′ ко второй закрывающей пластине 30′. Таким образом, первая секция 32d заканчивается герметично на своем радиальном или продольном конце 66′ у второй закрывающей пластины 30′. Первая секция 32d и вторая секция 34d трубки 16d соударительного охлаждения проходят обе через наружную платформу 20 и заканчиваются на своих первых радиальных или продольных концах 66 у наружной платформы 20, а именно, заподлицо друг с другом в радиальном направлении 48. Первый радиальный или продольный конец первой секции 32d герметизирован с помощью средства герметизации относительно первой охлаждающей камеры 24.
На фиг. 7 показан разрез турбинного узла 10е, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16е соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 7 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32е и вторая секция 34е трубки 16е соударительного охлаждения заканчиваются на обращенной к аэродинамической части стороне внутренней платформы 20′, в частности, в радиальном направлении 48 заподлицо друг с другом. Следовательно, их вторые радиальные или продольные концы 66′ не проходят через внутреннюю платформу 20′, и внутренняя платформа 20′ герметично закрывает первую и вторую секции 32е, 34е или их вторые радиальные или продольные концы 66′, соответственно. Поэтому охлаждающая среда 52, входящая во вторую охлаждающую камеру 24′ внутренней платформы 20′, не подается во вторую секцию 34е. Для обеспечения выхода охлаждающей среды 52 из второй охлаждающей камеры 24′, она снабжена выходным отверстием 92.
На фиг. 8 показан разрез турбинного узла 10f, выполненного аналогично фиг. 1 и 2, с альтернативным вариантом выполнения трубки 16f соударительного охлаждения. Вариант выполнения на фиг. 8 отличается от варианта выполнения на фиг. 1 и 2 тем, что первая секция 32f трубки 16f соударительного охлаждения заканчивается на обращенной к аэродинамической части стороне внутренней платформы 20′, так что ее второй радиальный или продольный конец 66′ не проходит через внутреннюю платформу 20′, и внутренняя платформа 20′ герметично закрывает первую секцию 32f или ее второй радиальный или продольный конец 66′, соответственно. Кроме того, вторая секция 34f заканчивается на обращенной к аэродинамической части стороне наружной платформы 20, поэтому ее первый радиальный или продольный конец 66 не проходит через наружную платформу 20, и наружная платформа 20 герметично закрывает вторую секцию 34f или ее первый радиальный или продольный конец 66. Таким образом, охлаждающая среда 52, входящая в первую охлаждающую камеру 24 наружной платформы 20, не подается во вторую секцию 34f. Для обеспечения выхода охлаждающей среды 52 из первой охлаждающей камеры 24, она снабжена выходным отверстием 92.
Указанные варианты выполнения трубок 16c, 16d, 16e, 16f или их основных тел 60c, 60d, 60e, 60f на фиг. 5-8 могут быть выполнены в виде состоящей из одного элемента трубки с двумя секциями 32c, 32d, 32e, 32f, 34c, 34d, 34e, 34f или в виде устройства с двумя отдельными элементами 44, 46.
Следует отметить, что «радиальное» направление означает направление, после интегрирования турбинного узла в газотурбинный двигатель с осью вращения, вокруг которой вращаются вращающиеся части, которое перпендикулярно оси вращения и радиально относительно этой оси вращения.
Изобретение особенно предпочтительно, когда две отдельные трубки соударительного охлаждения вставлены в полую лопасть, которая может быть установлена отдельно. Кроме того, оно предпочтительно, если две различные охлаждающие среды подаются в отдельные трубки соударительного охлаждения. В частности, подача в заднюю трубку соударительного охлаждения может быть предусмотрена так, что задняя трубка соударительного охлаждения пронизывает также соударительную пластину, предусмотренную параллельно платформе для охлаждения задней стороны платформы. Кроме того, в частности, подача в переднюю трубку соударительного охлаждения может быть предусмотрена так, что передняя трубка соударительного охлаждения не пронизывает соударительную пластину, имеющуюся параллельно платформе для охлаждения задней стороны платформы. Передняя трубка соударительного охлаждения может начинаться и/или заканчиваться, в частности, в полости, образованной соударительной пластиной платформы и поверхностью задней стороны платформы.
В другом варианте выполнения задняя трубка соударительного охлаждения может быть заменена несколькими задними трубками соударительного охлаждения.
Хотя изобретение показано и подробно пояснено с помощью предпочтительных вариантов выполнения, изобретение не ограничивается раскрытыми примерами, и специалистами в данной области техники могут быть выведены другие варианты выполнения без выхода за объем изобретения.

Claims (11)

1. Турбинный узел (10, 10b-10f), содержащий в основном полую аэродинамическую часть (12), имеющую по меньшей мере одну полость (14) с по меньшей мере одной трубкой (16, 16a-16f) соударительного охлаждения, которая предназначена для введения внутрь полости (14) полой аэродинамической части (12) и используется для соударительного охлаждения по меньшей мере внутренней поверхности (18) полости (14), и по меньшей мере одну платформу (20, 20′), которая расположена на радиальном конце (22, 22′) полой аэродинамической части (12), и по меньшей мере одну охлаждающую камеру (24, 24′), используемую для охлаждения по меньшей мере одной платформы (20, 20′), и которая расположена на противоположной полой аэродинамической части (12) стороне платформы (20, 20′), при этом охлаждающая камера (24, 24′) ограничена на первом радиальном конце (26, 26′) платформой (20, 20′), а на противоположном радиальном втором конце (28, 28′) с помощью по меньшей мере одной закрывающей пластины (30, 30′), причем трубка (16, 16a-16f) соударительного охлаждения выполнена из переднего элемента (44) и заднего элемента (46), вставленных оба в указанную по меньшей мере одну полость (14), при этом передний элемент (44) расположен в направлении передней кромки (38) полой аэродинамической части (12), а задний элемент (46) расположен, при рассматривании в направлении от передней кромки (38) к задней кромке (40), по потоку после переднего элемента (44), причем передний элемент (44) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения проходит в направлении (36) размаха по меньшей мере полностью через охлаждающую камеру (24, 24′) от платформы (20, 20′) до закрывающей пластины (30, 30′), а задний элемент (46) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения заканчивается в направлении (36) размаха на платформе (20, 20′).
2. Турбинный узел по п. 1, в котором передний элемент (44) трубки (16, 16f-16a) соударительного охлаждения заканчивается герметично у закрывающей пластины (30, 30′).
3. Турбинный узел по п. 2, в котором трубка (16, 16a-16f) соударительного охлаждения проходит по существу полностью по размаху (42) полой аэродинамической части (12).
4. Турбинный узел по п. 1, в котором трубка (16, 16a-16f) соударительного охлаждения проходит по существу полностью по размаху (42) полой аэродинамической части (12).
5. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, содержащий по меньшей мере одну другую платформу (20′), при этом платформа (20) и по меньшей мере другая платформа (20′) расположены на противоположных радиальных концах (22, 22′) полой аэродинамической части (12), причем передний элемент (44) и задний элемент (46) трубки (16, 16а, 16b, 16d, 16е) соударительного охлаждения заканчиваются оба у по меньшей мере другой платформы (20′), в частности, заподлицо друг с другом в радиальном направлении (48).
6. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором задняя кромка (40) имеет выходные отверстия (54) для обеспечения возможности выхода объединенного потока охлаждающей среды (52) из охлаждающей камеры (24, 24′), из переднего элемента (44) и из заднего элемента (46) трубки (16, 16f-16a) соударительного охлаждения, из полой аэродинамической части (12).
7. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором полая аэродинамическая часть (12) является направляющей или рабочей лопаткой турбины.
8. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором передний элемент (44) и задний элемент (46) трубки (16b) соударительного охлаждения имеют соответствующие отверстия (50, 50′) для обеспечения прохождения потока охлаждающей среды (52) между передним элементом (44) и задним элементом (46).
9. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, охлаждаемый с помощью первого потока (56) охлаждающей среды (52), который подается в передний элемент (44) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения, и с помощью второго потока (58) охлаждающей среды (52), который подается последовательно сначала в охлаждающую камеру (24, 24′), а затем в задний элемент (46) трубки (16, 16a-16f) соударительного охлаждения.
10. Турбинный узел по любому из пп. 1-4, в котором передний элемент (44) и задний элемент (46) расположены рядом друг с другом в осевом направлении (68).
11. Газотурбинный двигатель, содержащий множество турбинных узлов (10, 10b-10f), при этом по меньшей мере один из турбинных узлов (10, 10b-10f) является турбинным узлом по любому из пп. 1-10.
RU2014132847/06A 2012-02-09 2012-11-22 Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель RU2587032C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12154722.8A EP2626519A1 (en) 2012-02-09 2012-02-09 Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
EP12154722.8 2012-02-09
PCT/EP2012/073352 WO2013117258A1 (en) 2012-02-09 2012-11-22 Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014132847A RU2014132847A (ru) 2016-03-27
RU2587032C2 true RU2587032C2 (ru) 2016-06-10

Family

ID=47324092

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014132847/06A RU2587032C2 (ru) 2012-02-09 2012-11-22 Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10012093B2 (ru)
EP (2) EP2626519A1 (ru)
JP (1) JP6026563B2 (ru)
CN (1) CN104169530B (ru)
RU (1) RU2587032C2 (ru)
WO (1) WO2013117258A1 (ru)

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015057309A2 (en) 2013-09-18 2015-04-23 United Technologies Corporation Insert and standoff design for a gas turbine engine vane
EP3068996B1 (en) 2013-12-12 2019-01-02 United Technologies Corporation Multiple injector holes for gas turbine engine vane
EP2990607A1 (en) * 2014-08-28 2016-03-02 Siemens Aktiengesellschaft Cooling concept for turbine blades or vanes
GB2530763A (en) * 2014-10-01 2016-04-06 Rolls Royce Plc A heat shield
EP3292277A1 (en) * 2015-05-07 2018-03-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with internal cooling channels
EP3112592B1 (en) * 2015-07-02 2019-06-19 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine blade
DE102015111843A1 (de) * 2015-07-21 2017-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbine mit gekühlten Turbinenleitschaufeln
US11230935B2 (en) * 2015-09-18 2022-01-25 General Electric Company Stator component cooling
EP3176371A1 (en) * 2015-12-03 2017-06-07 Siemens Aktiengesellschaft Component for a fluid flow engine and method
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
US20170234154A1 (en) * 2016-02-16 2017-08-17 James P Downs Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert
US10428660B2 (en) * 2017-01-31 2019-10-01 United Technologies Corporation Hybrid airfoil cooling
FR3062675B1 (fr) * 2017-02-07 2021-01-15 Safran Helicopter Engines Aube haute pression ventilee de turbine d'helicoptere comprenant un conduit amont et une cavite centrale de refroidissement
GB2559739A (en) * 2017-02-15 2018-08-22 Rolls Royce Plc Stator vane section
KR101873156B1 (ko) 2017-04-12 2018-06-29 두산중공업 주식회사 터빈 베인 및 이를 포함하는 가스 터빈
US10513947B2 (en) * 2017-06-05 2019-12-24 United Technologies Corporation Adjustable flow split platform cooling for gas turbine engine
US10655496B2 (en) 2017-12-22 2020-05-19 United Technologies Corporation Platform flow turning elements for gas turbine engine components
US10415428B2 (en) * 2018-01-31 2019-09-17 United Technologies Corporation Dual cavity baffle
US10787912B2 (en) * 2018-04-25 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Spiral cavities for gas turbine engine components
US11365635B2 (en) * 2019-05-17 2022-06-21 Raytheon Technologies Corporation CMC component with integral cooling channels and method of manufacture
EP3959024A1 (en) 2019-05-22 2022-03-02 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Investment casting core with cooling feature alignment guide and related methods
CN112081632A (zh) * 2020-10-16 2020-12-15 北京全四维动力科技有限公司 燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机
EP4001593B1 (en) * 2020-11-13 2023-12-20 Doosan Enerbility Co., Ltd. A gas turbine vane comprising an impingement cooled inner shroud
US11499443B2 (en) * 2020-12-21 2022-11-15 Raytheon Technologies Corporation Ceramic wall seal interface cooling
CN112943384A (zh) * 2021-05-14 2021-06-11 成都中科翼能科技有限公司 一种用于涡轮导向叶片的冷气导管结构
KR20240055099A (ko) * 2021-11-29 2024-04-26 미츠비시 파워 가부시키가이샤 터빈 정익
US11952918B2 (en) 2022-07-20 2024-04-09 Ge Infrastructure Technology Llc Cooling circuit for a stator vane braze joint
US11767766B1 (en) * 2022-07-29 2023-09-26 General Electric Company Turbomachine airfoil having impingement cooling passages

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1322801A (en) * 1969-12-01 1973-07-11 Gen Electric Vane assembly
US5207556A (en) * 1992-04-27 1993-05-04 General Electric Company Airfoil having multi-passage baffle
RU2056505C1 (ru) * 1992-07-10 1996-03-20 Андреев Валерий Евгеньевич Сопловая лопатка газовой турбины
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
RU2267616C1 (ru) * 2004-05-21 2006-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Охлаждаемая лопатка турбины

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540810A (en) 1966-03-17 1970-11-17 Gen Electric Slanted partition for hollow airfoil vane insert
US3891348A (en) * 1972-04-24 1975-06-24 Gen Electric Turbine blade with increased film cooling
GB1587401A (en) * 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
US4288201A (en) 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure
JP3142850B2 (ja) * 1989-03-13 2001-03-07 株式会社東芝 タービンの冷却翼および複合発電プラント
FR2681095B1 (fr) * 1991-09-05 1993-11-19 Snecma Distributeur de turbine carene.
FR2692318B1 (fr) 1992-06-11 1994-08-19 Snecma Aubage fixe de distribution des gaz chauds d'une turbo-machine.
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US5591002A (en) * 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
US5645397A (en) 1995-10-10 1997-07-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes
JP2971386B2 (ja) 1996-01-08 1999-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US5829245A (en) * 1996-12-31 1998-11-03 Westinghouse Electric Corporation Cooling system for gas turbine vane
US5762471A (en) * 1997-04-04 1998-06-09 General Electric Company turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits
JP3316415B2 (ja) 1997-05-01 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
JP3897402B2 (ja) 1997-06-13 2007-03-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼インサート挿入構造及び方法
JP3495579B2 (ja) * 1997-10-28 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
CA2263576C (en) * 1998-01-20 2003-08-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Stationary blade of gas turbine
US6019572A (en) * 1998-08-06 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine row #1 steam cooled vane
EP1069281B1 (en) * 1999-07-16 2005-07-27 General Electric Company Pre-stressed/pre-compressed gas turbine nozzle
US6283708B1 (en) * 1999-12-03 2001-09-04 United Technologies Corporation Coolable vane or blade for a turbomachine
US6416275B1 (en) * 2001-05-30 2002-07-09 Gary Michael Itzel Recessed impingement insert metering plate for gas turbine nozzles
US6561757B2 (en) * 2001-08-03 2003-05-13 General Electric Company Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention
US6969233B2 (en) * 2003-02-27 2005-11-29 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity
US6932568B2 (en) * 2003-02-27 2005-08-23 General Electric Company Turbine nozzle segment cantilevered mount
US7921654B1 (en) * 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane
KR101239595B1 (ko) 2009-05-11 2013-03-05 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 터빈 정익 및 가스 터빈
JP2011043118A (ja) 2009-08-21 2011-03-03 Ihi Corp タービン用冷却構造及びタービン

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1322801A (en) * 1969-12-01 1973-07-11 Gen Electric Vane assembly
US5207556A (en) * 1992-04-27 1993-05-04 General Electric Company Airfoil having multi-passage baffle
RU2056505C1 (ru) * 1992-07-10 1996-03-20 Андреев Валерий Евгеньевич Сопловая лопатка газовой турбины
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
RU2267616C1 (ru) * 2004-05-21 2006-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Охлаждаемая лопатка турбины

Also Published As

Publication number Publication date
JP6026563B2 (ja) 2016-11-16
US10012093B2 (en) 2018-07-03
CN104169530B (zh) 2018-09-14
JP2015507128A (ja) 2015-03-05
US20150030461A1 (en) 2015-01-29
WO2013117258A1 (en) 2013-08-15
CN104169530A (zh) 2014-11-26
EP2812539B1 (en) 2016-06-15
RU2014132847A (ru) 2016-03-27
EP2812539A1 (en) 2014-12-17
EP2626519A1 (en) 2013-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2587032C2 (ru) Турбинный узел, соответствующая трубка соударительного охлаждения и газотурбинный двигатель
RU2671251C2 (ru) Принцип охлаждения для лопаток или направляющих лопаток турбины
JP2580356B2 (ja) 冷却式タービン羽根
EP2372090B1 (en) Apparatus for cooling a bucket assembly
CN102686833B (zh) 航空燃气涡轮机
JP5898902B2 (ja) タービン動翼のプラットフォーム区域を冷却するための装置及び方法
CA2949920C (en) Turbine blade with optimised cooling at the trailing edge of same comprising upstream and downstream ducts and inner side cavities
US9188011B2 (en) Blade for a gas turbine, method for manufacturing a turbine blade, and gas turbine with a blade
KR20010098379A (ko) 고정자 베인 세그먼트 및 터빈 베인 세그먼트
US20150003973A1 (en) Aft outer rim seal arrangement
RU2740048C1 (ru) Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки
US5953919A (en) Combustion chamber having integrated guide blades
RU2659597C2 (ru) Лопатка для турбомашины
KR102001757B1 (ko) 터빈 동익 및 가스 터빈
JP3977780B2 (ja) ガスタービン
JP7130664B2 (ja) 改良された冷却回路を備えるブレード
RU2606004C2 (ru) Принудительное охлаждение турбинных лопаток или лопастей
JPH09280003A (ja) ガスタービン冷却動翼
US20170097012A1 (en) Flow guiding device and turbo-engine with at least one flow guiding device
US11286788B2 (en) Blade for a turbomachine turbine, comprising internal passages for circulating cooling air

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220114