RU2599886C2 - Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом охлаждения - Google Patents
Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом охлаждения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2599886C2 RU2599886C2 RU2014110486/06A RU2014110486A RU2599886C2 RU 2599886 C2 RU2599886 C2 RU 2599886C2 RU 2014110486/06 A RU2014110486/06 A RU 2014110486/06A RU 2014110486 A RU2014110486 A RU 2014110486A RU 2599886 C2 RU2599886 C2 RU 2599886C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pins
- structural element
- cooling
- cooling channel
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- 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
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
Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины снабжен по меньшей мере одним каналом охлаждения. На внутренней поверхности канала охлаждения расположены завихрительные элементы в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов. Между турбуляторами установлены штырьки с различными высотами. Штырьки имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения. В основном направлении течения охлаждающего средства последовательно расположенные штырьки имеют различные высоты. Изобретение направлено на уменьшение потерь давления в канале охлаждения. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение касается охлаждаемого изнутри конструктивного элемента для газовой турбины, снабженного по меньшей мере одним каналом охлаждения, на внутренней поверхности которого расположены завихрительные элементы в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов.
В качестве охлаждаемых изнутри конструктивных элементов этого рода известны, например, турбинные лопатки стационарных газовых турбин, которые внутри имеют прямолинейно или же меандрообразно расположенные каналы охлаждения. Такого рода турбинная лопатка описана в EP 1 431 514 A2. На ее внутренних поверхностях расположены преимущественно распространяющиеся поперек направления основного течения охлаждающего средства, например, охлаждающего воздуха, турбуляторы, называемые также ребрами охлаждения. Ребра охлаждения повышают переход тепла из стенки в охлаждающее средство, так как при этом охлаждающее средство лучше перемешивается. Одновременно в соответствии с EP 1 431 514 A2 в среднем участке канала охлаждения между ребрами охлаждения предусмотрены также так называемые штырьки, высоты которых в зависимости от их положения на хорде профиля и их положения по межцентровому расстоянию различны. Как в EP 1 431 514 A2, так и в US 7901183, штырьки соединяют обращенную к стороне всасывания стенку нижней части лопатки со стенкой нижней части лопатки, обращенной к стороне нагнетания.
Недостатком при этом является то, что ребра охлаждения увеличивают гидравлическое сопротивление и приводят к повышенным потерям давления. При слишком больших потерях давления может происходить втягивание горячего газа черед отверстия для выхода охлаждающего средства, через которые охлаждающее средство собственно должно вытекать. Это может приводить к разрушению лопаток. Поэтому, а также из-за коэффициента полезного действия, возникающие в канале охлаждения потери давления должны оставаться по возможности минимальными.
Обычно поперечное сечение канала охлаждения, а также форма, размер и расположение и распределение турбуляторов взаимно согласовываются так, чтобы могло создаваться достаточное давление охлаждающего средства на отверстиях для выхода охлаждающего средства, так чтобы втягивание горячего газа не возникало.
Тем не менее, существует потребность дополнительного снижения потерь давления в канале охлаждения охлаждаемых изнутри конструктивных элементов газовых турбин. Поэтому задачей изобретения является предоставление конструктивного элемента для газовой турбины, который может особенно эффективно охлаждаться изнутри.
Лежащая в основе изобретения задача решается с помощью охлаждаемого изнутри конструктивного элемента в соответствии с признаками п.1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения указаны в зависимых пунктах формулы изобретения, при этом признаки, указанные в отдельных зависимых пунктах формулы изобретения, могут комбинироваться друг с другом произвольным образом.
В соответствии с изобретением предусмотрено, что штырьки имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения, и что последовательно расположенные в направлении взгляда в основном направлении течения охлаждающего средства, установленные между турбуляторами штырьки имеют различные высоты. Поверхность между двумя ребрами охлаждения снабжена штырьками, которые представляют собой меньшее гидравлическое сопротивление, чем ребра охлаждения, и не вызывают в течении продольных завихрений, а только нарушают граничный слой или, соответственно, его развитие и вместе с тем повышают турбулентность в охлаждающем средстве. Благодаря этому можно увеличивать расстояния между ребровидными турбуляторами по сравнению с общепринятыми расстояниями и снижать потерю давления, без одновременного снижения охлаждающего действия.
Предпочтительно при этом предусмотрено, что высота штырьков в основном течении возрастает градуированным образом. Предпочтительно высота штырьков в среднем соответствует толщине граничного слоя. Градуированное возрастание высоты ориентируется при этом на растущую толщину граничного слоя. Благодаря этому перемешивается только граничный слой. Так может предотвращаться перемешивание текущего в центре канала охлаждения основного течения, что в первую очередь приводило бы только к потерям давления, но не к значительному повышению перехода тепла. Таким образом, возникающие при этом потери давления остаются небольшими, и переход тепла увеличивается до максимума.
Разумеется, охлаждаемый изнутри конструктивный элемент может быть выполнен в виде турбинной лопатки, например, в виде турбинной направляющей лопатки, или же в виде сегмента направляющего кольца. Сегменты направляющего кольца находятся напротив вершин нижних сторон рабочих лопаток и ограничивают путь горячего газа газовой турбины.
Целесообразным образом ребровидные турбуляторы наклонены относительно направления основного течения на определенный угол, предпочтительно 45°.
Другие преимущества и признаки изобретения описываются подробнее на одном из предпочтительных примеров осуществления в последующем описании фигур.
Показано:
фиг.1: газовая турбина в частичном продольном сечении;
фиг.2: турбинная лопатка в качестве охлаждаемого изнутри конструктивного элемента на изображении в перспективе;
фиг.3: продольное сечение канала охлаждения с расположенными на его внутренней поверхности турбуляторами и штырьками;
фиг.4: поперечное сечение последовательно расположенных штырьков.
На фиг.1 показана стационарная газовая турбина 10 в частичном продольном сечении. Газовая турбина 10 имеет внутри опертый с возможностью вращения вокруг оси 12 вращения ротор 14, который также называется рабочим колесом турбины. Вдоль ротора 14 последовательно расположены всасывающий корпус 16, осевой турбокомпрессор 18, имеющая форму тора топочная камера 20, снабженная несколькими расположенными вращательно-симметрично друг относительно друга горелками 22, турбоагрегат 24 и корпус 26 газовыпускной системы.
Осевой турбокомпрессор 18 включает в себя кольцеобразно выполненный компрессорный канал 25, имеющий последовательно расположенные в нем в виде каскада ступени компрессора из венцов рабочих лопаток и направляющих лопаток. Расположенные на роторе 14 рабочие лопатки 27 своими свободно заканчивающимися вершинами 29 нижней стороны лопатки находятся напротив наружной стенки канала. Компрессорный канал 25 через выходной диффузор 36 компрессора впадает в пленум 38. В нем предусмотрена кольцевая топочная камера 20 с топкой 28, которая сообщается с кольцеобразным каналом 30 для горячего газа турбоагрегата 24. В турбоагрегате 24 расположены четыре последовательно включенные ступени 32 турбины. К ротору 14 подсоединен генератор или рабочая машина (соответственно не изображено).
При эксплуатации газовой турбины 10 осевой турбокомпрессор 18 через всасывающий корпус 16 всасывает предназначенную для сжатия среду - окружающий воздух 34 и сжимает ее. Сжатый воздух через выходной диффузор 36 компрессора направляется в пленум 38, откуда он втекает в горелки 22. Через горелки 22 также топливо попадает в топку 28. Там топливо сжигается с добавлением сжатого воздуха с получением горячего газа M. Затем горячий газ M течет в канал 30 для горячего газа, где он, совершая работу, расширяется на турбинных лопатках турбоагрегата 24. Высвобождающаяся при этом энергия воспринимается ротором 14 и используется, с одной стороны, для привода осевого турбокомпрессора 18, а с другой стороны, для привода рабочей машины или электрического генератора.
На фиг.2 показано изображение в перспективе турбинной лопатки 31 для описанной подробнее выше газовой турбины 10. Турбинная лопатка 31 выполнена в виде охлаждаемого изнутри конструктивного элемента. Т.е. внутри, в частности, через нижнюю сторону 33 лопатки, распространяется канал 35 охлаждения (фиг.3).
Продольное сечение канала 35 охлаждения схематично изображено на фиг.3. Канал 35 охлаждения ограничен по бокам двумя боковыми стенками 37. Между ними распространяется третья ограничительная стенка 38 канала 35 охлаждения. Задняя сторона 49 (фиг.4) третьей ограничительной стенки 39 находится под действием течения горячего газа. На внутренней поверхности 42 ограничительной стенки 39 на равных расстояниях установлены распространяющиеся поперек направления 44 основного течения охлаждающего средства завихрительные элементы в виде ребровидных турбуляторов 46, из которых изображен только один. Ребровидные турбуляторы называются также ребрами охлаждения. Между каждыми последовательно расположенными ребрами охлаждения находятся области из так называемых штырьков 48. Каждый штырек 48 выполнен в цилиндрической форме. В этих областях штырьки 48 расположены по растру, причем высота этих штырьков, как изображено на фиг.4, увеличивается в направлении 44 течения. Высота штырьков, однако, меньше, чем высота ребер охлаждения.
С помощью этой системы возможно, чтобы текущее в канале 35 охлаждения охлаждающее средство 45 перемешивалось только у граничного слоя, и при этом повышался переход тепла. Перемешивание основного течения выше граничного слоя может предотвращаться, что в ином случае приводило бы к повышению потерь давления. Благодаря снижению потерь давления в охлаждающем средстве 45 давление снабжения охлаждающим средством может снижаться, что способствует повышению эффективности газовой турбины 10.
В целом изобретение касается охлаждаемого изнутри конструктивного элемента для газовой турбины 10, снабженного по меньшей мере одним каналом 35 охлаждения, на внутренней поверхности 42 которого расположены завихрительные элементы 46 в виде распространяющихся поперек направления основного течения охлаждающего средства турбуляторов 46. Для уменьшения потерь давления охлаждающего средства 45 в канале 35 охлаждения предусмотрено, чтобы между турбуляторами 46 были установлены штырьки 48 с различными высотами.
Claims (5)
1. Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом (35) охлаждения, на внутренней поверхности (42) которого расположены завихрительные элементы (46) в виде распространяющихся поперек направления (44) основного течения охлаждающего средства (45) турбуляторов (46), между которыми установлены штырьки (48) с различными высотами, отличающийся тем,
что штырьки (48) имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения, и
что в основном направлении (44) течения охлаждающего средства (45) последовательно расположенные штырьки (48) имеют различные высоты.
что штырьки (48) имеют меньшую высоту, чем высота ребер охлаждения, и
что в основном направлении (44) течения охлаждающего средства (45) последовательно расположенные штырьки (48) имеют различные высоты.
2. Конструктивный элемент по п. 1, у которого последовательно расположенные в основном направлении (44) течения охлаждающего средства (45) штырьки (48) имеют возрастающую высоту.
3. Конструктивный элемент по п. 1 или 2, у которого турбуляторы (46) наклонены относительно направления (44) основного течения на определенный угол.
4. Конструктивный элемент по п. 1 или 2, который выполнен в виде турбинной лопатки (31) или в виде сегмента направляющего кольца.
5. Конструктивный элемент по п. 3, который выполнен в виде турбинной лопатки (31) или в виде сегмента направляющего кольца.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP11177976.5 | 2011-08-18 | ||
EP20110177976 EP2559854A1 (de) | 2011-08-18 | 2011-08-18 | Innenkühlbares Bauteil für eine Gasturbine mit zumindest einem Kühlkanal |
PCT/EP2012/065096 WO2013023928A1 (de) | 2011-08-18 | 2012-08-02 | Innenkühlbares bauteil für eine gasturbine mit zumindest einem kühlkanal |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014110486A RU2014110486A (ru) | 2015-09-27 |
RU2599886C2 true RU2599886C2 (ru) | 2016-10-20 |
Family
ID=46603975
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014110486/06A RU2599886C2 (ru) | 2011-08-18 | 2012-08-02 | Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом охлаждения |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9574449B2 (ru) |
EP (2) | EP2559854A1 (ru) |
JP (1) | JP5808862B2 (ru) |
CN (1) | CN103764953B (ru) |
RU (1) | RU2599886C2 (ru) |
WO (1) | WO2013023928A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2946092B1 (en) * | 2013-01-17 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor liner assembly with convergent hyperbolic profile |
US20180306038A1 (en) * | 2015-05-12 | 2018-10-25 | United Technologies Corporation | Airfoil impingement cavity |
KR101882104B1 (ko) * | 2016-12-20 | 2018-07-25 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈 |
JP6996947B2 (ja) * | 2017-11-09 | 2022-01-17 | 三菱パワー株式会社 | タービン翼及びガスタービン |
KR102180396B1 (ko) * | 2019-06-10 | 2020-11-18 | 두산중공업 주식회사 | 에어포일 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
US11397059B2 (en) | 2019-09-17 | 2022-07-26 | General Electric Company | Asymmetric flow path topology |
US11962188B2 (en) | 2021-01-21 | 2024-04-16 | General Electric Company | Electric machine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2151303C1 (ru) * | 1996-03-14 | 2000-06-20 | АББ Унитурбо Лтд. | Охлаждаемая рабочая или сопловая лопатка газовой турбины |
EP1431514A2 (en) * | 2002-12-17 | 2004-06-23 | General Electric Company | Venturi outlet turbine airfoil |
EP1544411A2 (en) * | 2003-12-16 | 2005-06-22 | General Electric Company | Turbine blade frequency tuned pin bank |
RU2321754C1 (ru) * | 2006-06-22 | 2008-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка |
EP2236752A2 (en) * | 2009-04-03 | 2010-10-06 | Rolls-Royce plc | Cooled aerofoil for a gas turbine engine |
US7901183B1 (en) * | 2008-01-22 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with dual aft flowing triple pass serpentines |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6142734A (en) * | 1999-04-06 | 2000-11-07 | General Electric Company | Internally grooved turbine wall |
GB9926257D0 (en) | 1999-11-06 | 2000-01-12 | Rolls Royce Plc | Wall elements for gas turbine engine combustors |
JP2002188406A (ja) * | 2000-12-01 | 2002-07-05 | United Technol Corp <Utc> | 軸流回転機械用のロータブレード |
US7694522B2 (en) * | 2003-08-14 | 2010-04-13 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Heat exchanging wall, gas turbine using the same, and flying body with gas turbine engine |
JP2005061725A (ja) * | 2003-08-14 | 2005-03-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 熱交換隔壁 |
US6929451B2 (en) * | 2003-12-19 | 2005-08-16 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
US7575414B2 (en) * | 2005-04-01 | 2009-08-18 | General Electric Company | Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling |
DE102007018061A1 (de) | 2007-04-17 | 2008-10-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammerwand |
US9335049B2 (en) * | 2012-06-07 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Combustor liner with reduced cooling dilution openings |
-
2011
- 2011-08-18 EP EP20110177976 patent/EP2559854A1/de not_active Withdrawn
-
2012
- 2012-08-02 EP EP12742908.2A patent/EP2723990B1/de not_active Not-in-force
- 2012-08-02 RU RU2014110486/06A patent/RU2599886C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2012-08-02 JP JP2014525390A patent/JP5808862B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2012-08-02 US US14/237,871 patent/US9574449B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2012-08-02 WO PCT/EP2012/065096 patent/WO2013023928A1/de active Application Filing
- 2012-08-02 CN CN201280040260.0A patent/CN103764953B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2151303C1 (ru) * | 1996-03-14 | 2000-06-20 | АББ Унитурбо Лтд. | Охлаждаемая рабочая или сопловая лопатка газовой турбины |
EP1431514A2 (en) * | 2002-12-17 | 2004-06-23 | General Electric Company | Venturi outlet turbine airfoil |
EP1544411A2 (en) * | 2003-12-16 | 2005-06-22 | General Electric Company | Turbine blade frequency tuned pin bank |
RU2321754C1 (ru) * | 2006-06-22 | 2008-04-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Охлаждаемая лопатка |
US7901183B1 (en) * | 2008-01-22 | 2011-03-08 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with dual aft flowing triple pass serpentines |
EP2236752A2 (en) * | 2009-04-03 | 2010-10-06 | Rolls-Royce plc | Cooled aerofoil for a gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN103764953B (zh) | 2015-12-02 |
EP2723990B1 (de) | 2015-10-28 |
RU2014110486A (ru) | 2015-09-27 |
JP2014521885A (ja) | 2014-08-28 |
US20140193241A1 (en) | 2014-07-10 |
CN103764953A (zh) | 2014-04-30 |
JP5808862B2 (ja) | 2015-11-10 |
US9574449B2 (en) | 2017-02-21 |
WO2013023928A1 (de) | 2013-02-21 |
EP2723990A1 (de) | 2014-04-30 |
EP2559854A1 (de) | 2013-02-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2599886C2 (ru) | Охлаждаемый изнутри конструктивный элемент для газовой турбины, снабженный по меньшей мере одним каналом охлаждения | |
US20240159151A1 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
JP5848876B2 (ja) | タービンブレード冷却システム | |
US8104292B2 (en) | Duplex turbine shroud | |
EP2383518A2 (en) | Tangential combustor | |
KR101509385B1 (ko) | 스월링 냉각 채널을 구비한 터빈 블레이드 및 그 냉각 방법 | |
CN103089332B (zh) | 涡轮机系统的叶片组件 | |
JP2000291410A (ja) | 優先冷却タービンシュラウド | |
US10830060B2 (en) | Engine component with flow enhancer | |
US9382811B2 (en) | Aerofoil cooling arrangement | |
US20180320530A1 (en) | Airfoil with tip rail cooling | |
RU2537113C1 (ru) | Газовая турбина, содержащая тепловую защиту, и способ управления | |
KR102153065B1 (ko) | 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
US9664051B2 (en) | Rotor blade root section with cooling passage and method for supplying cooling fluid to a rotor blade | |
BR102016028925A2 (pt) | Engine component for a gas turbine engine | |
CA2503151C (en) | Passively cooled blade platform | |
KR102117430B1 (ko) | 블레이드의 냉각성능 향상 구조와 이를 포함하는 블레이드 및 가스터빈 | |
US11549377B2 (en) | Airfoil with cooling hole | |
US20220106884A1 (en) | Turbine engine component with deflector | |
RU2543101C2 (ru) | Осевая газовая турбина | |
EP3425174A1 (en) | Impingement cooling arrangement with guided cooling air flow for cross-flow reduction in a gas turbine | |
US20200325780A1 (en) | A turbomachine blade or vane having a vortex generating element | |
JP2010169047A (ja) | 軸流タービン | |
RU2386816C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
KR102525225B1 (ko) | 터보머신 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190803 |