RU2626285C1 - Turbomachine blade system - Google Patents

Turbomachine blade system Download PDF

Info

Publication number
RU2626285C1
RU2626285C1 RU2016137623A RU2016137623A RU2626285C1 RU 2626285 C1 RU2626285 C1 RU 2626285C1 RU 2016137623 A RU2016137623 A RU 2016137623A RU 2016137623 A RU2016137623 A RU 2016137623A RU 2626285 C1 RU2626285 C1 RU 2626285C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
main
additional
section
fin
rib
Prior art date
Application number
RU2016137623A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Аркадий Ефимович Зарянкин
Иван Владимирович Гаранин
Владимир Олегович Киндра
Валентина Павловна Худякова
Илья Владимирович Львов
Original Assignee
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ")
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 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") filed Critical федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ")
Priority to RU2016137623A priority Critical patent/RU2626285C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2626285C1 publication Critical patent/RU2626285C1/en

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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations

Abstract

FIELD: machine engineering.
SUBSTANCE: turbomachine blade system comprises blades arranged between the end surfaces, wherein a finning is made on the inner side of at least one of the end surfaces in the interblade channels. The fining is made in the form of a main fin and an additional fin of curvilinear shape of triangular cross-section. The longitudinal axis of the main fin is located on a line connecting the centres of circles inscribed between adjacent blades. The input edge of the main fin is located at the inlet section of the interblade channel, and the output edge of the main fin is located at the outlet section of the interblade channel. The height of the main fin is linearly increasing from the zero value in the area of its input edge to a value equal to 0. 08 of the profile chord size in the blade system in the output edge area. The longitudinal axis of the additional fin is located on the line connecting the centres of circles inscribed between the main fins and the backs of the blades. The input edge of the additional fin is located in the throat section, and the output edge of the additional fin is located in the direction of its longitudinal axis beyond the outlet section of the interblade channel at a distance from 0. 08 to 0. 1 of the profile chord size in the blade system. The height of the additional fin is equal to 0. 08 of the profile chord length in the blade system, and the width of the main and additional fins at the base does not exceed 1 mm.
EFFECT: increased aerodynamic efficiency of the turbomachine blade system.
5 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при конструировании ступеней паровых и газовых турбин, компрессоров.The invention relates to the field of engineering and can be used in the design of stages of steam and gas turbines, compressors.

Известна лопаточная решетка турбомашины (авторское свидетельство SU №877086, опубл. 30.10.1981, МПК F01D 5/14), содержащая лопатки и ограничивающие концевые поверхности, на которых выполнены канавки. Кроме того, в выходной части лопаток со стороны, по крайней мере, одной из ограничивающих концевых поверхностей выполнены выемки.Known blade lattice of a turbomachine (copyright certificate SU No. 877086, publ. 30.10.1981, IPC F01D 5/14), containing blades and bounding end surfaces on which grooves are made. In addition, in the outlet part of the blades from the side of at least one of the bounding end surfaces, recesses are made.

Основной недостаток настоящего технического решения заключается в низкой аэродинамической эффективности лопаточной решетки, вызванной незначительным снижением концевых потерь из-за ограниченности глубины канавок вследствие конструктивных ограничений.The main disadvantage of this technical solution is the low aerodynamic efficiency of the blade grill, caused by a slight decrease in end losses due to the limited depth of the grooves due to structural limitations.

Известна лопаточная решетка турбомашины (авторское свидетельство SU №299658, опубл. 01.01.1971, МПК F01D 1/04), содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями, на которых выполнены профилированные канавки для уменьшения концевых потерь.Known blade lattice of a turbomachine (copyright certificate SU No. 299658, publ. 01.01.1971, IPC F01D 1/04) containing blades mounted between end surfaces on which profiled grooves are made to reduce end losses.

Основной недостаток настоящего технического решения заключается в низкой аэродинамической эффективности лопаточной решетки, вызванной незначительным снижением концевых потерь из-за ограниченности глубины канавок вследствие конструктивных ограничений.The main disadvantage of this technical solution is the low aerodynamic efficiency of the blade grill, caused by a slight decrease in end losses due to the limited depth of the grooves due to structural limitations.

Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению является лопаточная решетка турбомашины (статья «Регулирующие клапаны и решетки для первых ступеней турбин с ультрасверхкритическими параметрами пара», Теплоэнергетика, 2016, №6, с. 44-52), содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями. При этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение, содержащее три криволинейных ребра треугольного поперечного сечения, выполненных параллельными средней линии лопатки. Входные и выходные кромки ребер расположены внутри межлопаточного канала на расстоянии α от его входного и выходного сечений, где α>0. Высота ребер постоянна и равна 0.08b, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке.Closest to the technical nature of the claimed invention is the turbine engine blade (article "Regulating valves and grids for the first stages of turbines with ultra-supercritical steam parameters", Thermal Engineering, 2016, No. 6, pp. 44-52), containing blades mounted between the end surfaces . Moreover, on the inner side of at least one of the end surfaces in the interscapular channels, a ribbing is made containing three curved ribs of triangular cross section made parallel to the midline of the scapula. The input and output edges of the ribs are located inside the interscapular channel at a distance α from its input and output sections, where α> 0. The height of the ribs is constant and equal to 0.08b, where b is the size of the profile chord in the scapular lattice.

Основной недостаток настоящего технического решения заключается в низкой аэродинамической эффективности лопаточной решетки вследствие незначительного подавления парного вихря, обуславливающего концевые потери, и значительных профильных потерях, обусловленных количеством ребер, их расположением на концевых поверхностях и формой.The main disadvantage of this technical solution is the low aerodynamic efficiency of the scapular lattice due to insignificant suppression of the paired vortex, which causes end losses, and significant profile losses due to the number of edges, their location on the end surfaces and shape.

Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, заключается в уменьшении концевых и профильных потерь.The technical problem solved by the invention is to reduce the end and profile losses.

Технический результат заключается в повышении аэродинамической эффективности лопаточной решетки турбомашины.The technical result is to increase the aerodynamic efficiency of the blade lattice of a turbomachine.

Это достигается тем, что лопаточная решетка турбомашины, содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями, при этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение, причем оребрение выполнено в виде основного ребра и дополнительного ребра криволинейной формы треугольного поперечного сечения, продольная ось основного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между соседними лопатками, входная кромка основного ребра расположена на входном сечении межлопаточного канала, выходная кромка основного ребра расположена на выходном сечении межлопаточного канала, высота основного ребра выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08b в области выходной кромки, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке, продольная ось дополнительного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между основными ребрами и спинками лопаток, входная кромка дополнительного ребра расположена в горловом сечении, выходная кромка дополнительного ребра расположена в направлении его продольной оси на расстоянии δ за выходным сечением межлопаточного канала, причем δ находится в диапазоне от 0.08b до 0.1b, высота дополнительного ребра выполнена равной 0.08b, ширина основного и дополнительного ребер у основания не превышает 1 мм.This is achieved by the fact that the blade lattice of the turbomachine, containing blades mounted between the end surfaces, while on the inner side of at least one of the end surfaces in the interscapular channels there is a finning, the finning being made in the form of a main rib and an additional triangular curved rib cross-section, the longitudinal axis of the main rib is located on the line connecting the centers of the circles inscribed between adjacent blades, the input edge of the main rib is located on the input section of the interscapular channel, the output edge of the main rib is located on the output section of the interscapular channel, the height of the main rib is linearly increasing from zero in the region of its input edge to a value equal to 0.08b in the region of the output edge, where b is the size of the profile chord in scapular lattice, the longitudinal axis of the additional rib is located on the line connecting the centers of circles inscribed between the main ribs and the backs of the blades, the input edge of the additional rib is located in the throat cross section, the output edge of the additional rib is located in the direction of its longitudinal axis at a distance δ behind the output cross section of the interscapular canal, with δ being in the range from 0.08b to 0.1b, the height of the additional rib is 0.08b, the width of the main and additional ribs at the base is not exceeds 1 mm.

Сущность заявляемого изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена лопаточная решетка турбомашины, на фиг. 2 показана схема размещения ребер в межлопаточных каналах, на фиг. 3 изображено поперечное сечение основного и дополнительного ребра, на фиг. 4 изображен продольный разрез основного ребра, а на фиг. 5 - продольный разрез дополнительного ребра.The essence of the claimed invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a blade grill of a turbomachine; FIG. 2 shows the arrangement of ribs in the interscapular channels; FIG. 3 shows a cross section of the main and additional ribs; FIG. 4 shows a longitudinal section of the main rib, and in FIG. 5 is a longitudinal section of an additional rib.

Лопаточная решетка турбомашины содержит лопатки 1, установленные между концевыми поверхностями 2. На внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей 2 в межлопаточных каналах 3 выполнено оребрение в виде основного ребра 4 и дополнительного ребра 5 криволинейной формы треугольного поперечного сечения.The blade lattice of the turbomachine contains blades 1 mounted between the end surfaces 2. On the inner side of at least one of the end surfaces 2 in the interscapular channels 3 there is a ribbing in the form of a main rib 4 and an additional rib 5 of a curved shape of a triangular cross section.

Продольная ось О1 основного ребра 4 расположена на линии, соединяющей центры окружностей 6, вписанных между соседними лопатками 1. Входная кромка основного ребра 4 расположена на входном сечении 7 межлопаточного канала 3, выходная кромка основного ребра 4 расположена на выходном сечении 8 межлопаточного канала 3. Высота основного ребра 4 выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08b в области выходной кромки, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке.The longitudinal axis O 1 of the main rib 4 is located on the line connecting the centers of the circles 6 inscribed between adjacent vanes 1. The input edge of the main rib 4 is located on the input section 7 of the interscapular channel 3, the output edge of the main rib 4 is located on the output section 8 of the interscapular channel 3. The height of the main rib 4 is made linearly increasing from zero in the region of its input edge to a value equal to 0.08b in the region of the output edge, where b is the size of the profile chord in the scapular lattice.

Продольная ось О2 дополнительного ребра 5 расположена на линии, соединяющей центры окружностей 9, вписанных между основными ребрами 4 и спинками лопаток 1. Входная кромка дополнительного ребра 5 расположена в горловом сечении 10, являющемся самым узким сечением межлопаточного канала 3. Выходная кромка дополнительного ребра 5 расположена в направлении его продольной оси O2 на расстоянии δ за выходным сечением 8 межлопаточного канала 3, причем δ находится в диапазоне от 0.08b до 0.1b. Высота дополнительного ребра 5 выполнена равной 0.08b. Ширина S основного 4 и дополнительного 5 ребер у основания не превышает 1 мм.The longitudinal axis O 2 of the additional rib 5 is located on the line connecting the centers of circles 9 inscribed between the main ribs 4 and the backs of the blades 1. The input edge of the additional rib 5 is located in the neck section 10, which is the narrowest section of the interscapular channel 3. The output edge of the additional rib 5 is located in the direction of its longitudinal axis O 2 at a distance δ behind the exit section 8 of the interscapular channel 3, and δ is in the range from 0.08b to 0.1b. The height of the additional rib 5 is made equal to 0.08b. The width S of the main 4 and additional 5 ribs at the base does not exceed 1 mm.

Лопаточная решетка турбомашины работает следующим образом.The blade lattice of a turbomachine works as follows.

В рабочем процессе газообразная среда обтекает лопатки 1. Основные ребра 4 добавляют гидравлическое сопротивление на пути потока, перетекающего в пристеночной области в нормальном к скорости основного течения направлении. В результате большие канальные вихри, зарождающиеся в области пограничного слоя, толщина которого в лопаточной решетке определяется по формуле Δ=0.08b (Дейч М.Е. Техническая газодинамика. Издательский дом МЭИ, 1961 год), разделяются на малые.In the working process, a gaseous medium flows around the blades 1. The main ribs 4 add hydraulic resistance to the flow path flowing in the wall region in the direction normal to the speed of the main flow. As a result, large channel vortices originating in the region of the boundary layer, the thickness of which in the scapular lattice is determined by the formula Δ = 0.08b (Deich ME Technical Gas Dynamics. Publishing House MEI, 1961), are divided into small ones.

Расположение продольной оси O1 основных ребер 4 препятствует образованию дополнительных вихревых токов и отрывов потока от поверхности основных ребер 4. Линейное возрастание высоты основных ребер 4 от нулевого значения до значения, равного толщине пограничного слоя, позволяет эффективно подавлять канальный вихрь, интенсивность которого возрастает по мере прохождения потока в межлопаточном канале 3, сохраняя при этом профильные потери на низком уровне. Нулевая высота основного ребра 4 в области входной кромки обуславливает его низкое гидравлическое сопротивление. Снижение числа основных ребер 4 снижает профильные потери.The location of the longitudinal axis O 1 of the main ribs 4 prevents the formation of additional eddy currents and flow breaks from the surface of the main ribs 4. A linear increase in the height of the main ribs 4 from zero to a value equal to the thickness of the boundary layer allows you to effectively suppress the channel vortex, the intensity of which increases as the passage of flow in the interscapular channel 3, while maintaining the profile loss at a low level. The zero height of the main ribs 4 in the area of the input edge causes its low hydraulic resistance. A decrease in the number of main ribs 4 reduces the profile loss.

В области косого среза решетки дополнительные ребра 5 подавляют парные вихри за счет дополнительного гидравлического сопротивления на пути вторичных токов. Расположение продольной оси O2 дополнительных ребер 5 препятствует образованию дополнительных вихревых токов и отрывов потока от их поверхности. Расположение входной и выходной кромок дополнительных ребер 5 обеспечивает эффективное подавление парных вихрей, распространяющихся в области косого среза. Треугольная форма поперечного сечения, а также высота дополнительных ребер 5, равная толщине пограничного слоя в лопаточной решетке, обуславливает низкие профильные потери.In the area of the oblique cut of the lattice, additional ribs 5 suppress paired eddies due to additional hydraulic resistance in the path of the secondary currents. The location of the longitudinal axis O 2 additional ribs 5 prevents the formation of additional eddy currents and flow breaks from their surface. The location of the input and output edges of the additional ribs 5 provides effective suppression of paired vortices propagating in the oblique section. The triangular shape of the cross section, as well as the height of the additional ribs 5, equal to the thickness of the boundary layer in the scapular lattice, causes low profile losses.

Опытным путем было установлено, что увеличение высоты основных ребер 4 и дополнительных ребер 5 свыше 0.08b приводит к тому, что часть ребер выходит за пределы пограничного слоя, что способствует резкому возрастанию профильных потерь. Увеличение расстояния δ более 0.1b способствует увеличению профильных потерь, а уменьшение δ менее 0.08b приводит к увеличению потерь со вторичными токами.It was experimentally established that an increase in the height of the main ribs 4 and additional ribs 5 above 0.08b leads to the fact that part of the ribs goes beyond the boundary layer, which contributes to a sharp increase in profile losses. An increase in the distance δ more than 0.1b contributes to an increase in profile losses, and a decrease in δ less than 0.08b leads to an increase in losses with secondary currents.

При установке основного 4 и дополнительного 5 ребер на внутренней стороне обеих концевых поверхностей 2 лопаточной решетки достигается наилучшая аэродинамическая эффективность лопаточной решетки турбомашины.When installing the main 4 and additional 5 ribs on the inner side of both end surfaces 2 of the scapular lattice, the best aerodynamic efficiency of the scapular lattice of the turbomachine is achieved.

Использование изобретения позволяет повысить аэродинамическую эффективность лопаточной решетки турбомашины за счет снижения концевых и профильных потерь.The use of the invention allows to increase the aerodynamic efficiency of the blade lattice of a turbomachine by reducing the end and profile losses.

Claims (1)

Лопаточная решетка турбомашины, содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями, при этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение, отличающаяся тем, что оребрение выполнено в виде основного ребра и дополнительного ребра криволинейной формы треугольного поперечного сечения, продольная ось основного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между соседними лопатками, входная кромка основного ребра расположена на входном сечении межлопаточного канала, выходная кромка основного ребра расположена на выходном сечении межлопаточного канала, высота основного ребра выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08b в области выходной кромки, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке, продольная ось дополнительного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между основными ребрами и спинками лопаток, входная кромка дополнительного ребра расположена в горловом сечении, выходная кромка дополнительного ребра расположена в направлении его продольной оси на расстоянии δ за выходным сечением межлопаточного канала, причем δ находится в диапазоне от 0.08b до 0.1b, высота дополнительного ребра выполнена равной 0.08b, ширина основного и дополнительного ребер у основания не превышает 1 мм.The blade lattice of the turbomachine, containing blades mounted between the end surfaces, while on the inner side of at least one of the end surfaces in the interscapular channels there is a ribbing, characterized in that the ribbing is made in the form of a main rib and an additional rib of a curved shape of triangular cross section , the longitudinal axis of the main rib is located on the line connecting the centers of the circles inscribed between adjacent blades, the input edge of the main rib is located at the entrance cross section of the interscapular channel, the outlet edge of the main rib is located on the outlet section of the interscapular channel, the height of the main rib is linearly increasing from zero in the region of its inlet edge to a value equal to 0.08b in the region of the outlet edge, where b is the size of the profile chord in the scapular lattice , the longitudinal axis of the additional rib is located on the line connecting the centers of the circles inscribed between the main ribs and the backs of the blades, the input edge of the additional rib is located in the throat section and, the output edge of the additional rib is located in the direction of its longitudinal axis at a distance δ behind the output section of the interscapular channel, and δ is in the range from 0.08b to 0.1b, the height of the additional rib is 0.08b, the width of the main and additional ribs at the base does not exceed 1 mm.
RU2016137623A 2016-09-21 2016-09-21 Turbomachine blade system RU2626285C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016137623A RU2626285C1 (en) 2016-09-21 2016-09-21 Turbomachine blade system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016137623A RU2626285C1 (en) 2016-09-21 2016-09-21 Turbomachine blade system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2626285C1 true RU2626285C1 (en) 2017-07-25

Family

ID=59495806

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016137623A RU2626285C1 (en) 2016-09-21 2016-09-21 Turbomachine blade system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2626285C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU221803U1 (en) * 2023-06-30 2023-11-23 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) GAS TURBINE BLADE RING

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2135286A1 (en) * 1971-07-15 1973-01-25 Wilhelm Prof Dr Ing Dettmering RUNNER AND GUIDE WHEEL GRILLE FOR TURBO MACHINERY
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
SU877086A2 (en) * 1979-10-12 1981-10-30 Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им. Н.Е.Жуковского Turbomachine blade grid
DE102010033708A1 (en) * 2010-08-06 2012-02-09 Alstom Technology Ltd. Turbine stage has series of adjacent profiled blades distributed in circumferential direction, where blades contain pressure surface and suction surface, and extends from end wall in radial manner
US20140348660A1 (en) * 2013-05-24 2014-11-27 MTU Aero Engines AG Blade cascade and continuous-flow machine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2135286A1 (en) * 1971-07-15 1973-01-25 Wilhelm Prof Dr Ing Dettmering RUNNER AND GUIDE WHEEL GRILLE FOR TURBO MACHINERY
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
SU877086A2 (en) * 1979-10-12 1981-10-30 Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им. Н.Е.Жуковского Turbomachine blade grid
DE102010033708A1 (en) * 2010-08-06 2012-02-09 Alstom Technology Ltd. Turbine stage has series of adjacent profiled blades distributed in circumferential direction, where blades contain pressure surface and suction surface, and extends from end wall in radial manner
US20140348660A1 (en) * 2013-05-24 2014-11-27 MTU Aero Engines AG Blade cascade and continuous-flow machine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU221803U1 (en) * 2023-06-30 2023-11-23 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) GAS TURBINE BLADE RING

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10415392B2 (en) End wall configuration for gas turbine engine
US7637720B1 (en) Turbulator for a turbine airfoil cooling passage
US10711619B2 (en) Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
CN101779001B (en) Blade cooling structure of gas turbine
US9039371B2 (en) Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
US8876475B1 (en) Turbine blade with radial cooling passage having continuous discrete turbulence air mixers
Gupta et al. Review on Heat Transfer Augmentation Techniques: Application in Gas Turbine Blade Internal Cooling.
US10364684B2 (en) Fastback vorticor pin
US20050175454A1 (en) Turbulated hole configurations for turbine blades
RU2626285C1 (en) Turbomachine blade system
Shevchuk et al. Validation and analysis of numerical results for a varying aspect ratio two-pass internal cooling channel
Khalatov et al. Heat transfer and friction factor in the rib roughened blade leading edge cooling passage
Andreoli et al. Aerothermal optimization of fully cooled turbine blade tips
Parbat et al. Numerical Study of Heat Transfer in Novel Wavy Trailing Edge Design for Gas Turbine Airfoils
RU170008U1 (en) AXIAL TURBO MACHINE SHOVEL
Fu et al. Numerical study of the effect of honeycomb tip on tip leakage flow in turbine cascade
Siddique et al. Validation and analysis of numerical results for a two-pass trapezoidal channel with different cooling configurations of trailing edge
Saha et al. Performance evaluation of a modified cross section grooved channel as turbulence promoter in internal cooling channel of a gas turbine blade
RU131416U1 (en) COOLED GAS TURBINE SHOVEL
Winkler et al. Turbine endwall contouring for the reduction of endwall heat transfer using the ice formation method along with computational fluid dynamics
KR101919328B1 (en) Structure of C-guide in the matrix cooling channel to increase the cooling performance of internal passage of turbine blade
Sivakumar et al. Gas turbine blade cooling at mid-chord region by using rib turbulators–a review
AU2021101294A4 (en) Turbine blade of gas turbine engine with composite cooling structure composed of v-shaped ribs and dimples
EP3276128A1 (en) Coolable wall element
Saha et al. Effect of entrance geometry and rotation on heat transfer in a narrow (AR= 1: 4) rectangular internal cooling channel

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190704

Effective date: 20190704