RU2646663C2 - Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины - Google Patents
Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2646663C2 RU2646663C2 RU2013133634A RU2013133634A RU2646663C2 RU 2646663 C2 RU2646663 C2 RU 2646663C2 RU 2013133634 A RU2013133634 A RU 2013133634A RU 2013133634 A RU2013133634 A RU 2013133634A RU 2646663 C2 RU2646663 C2 RU 2646663C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic profile
- hollow element
- injection tube
- cavity
- sections
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title description 17
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 71
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 71
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 8
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 2
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
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
- 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
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
- F05D2230/51—Building or constructing in particular ways in a modular way, e.g. using several identical or complementary parts or features
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
-
- 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
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/4935—Heat exchanger or boiler making
- Y10T29/49359—Cooling apparatus making, e.g., air conditioner, refrigerator
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Компонент турбины содержит полый элемент с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку, расположенную внутри полого элемента. Полый элемент содержит полость, имеющую противоположные заднюю и переднюю части, образованные внутренними поверхностями соответствующих областей задней и передней кромок полого элемента. Задняя часть содержит участок острой кромки, а передняя часть содержит по существу цилиндрическую часть, при этом участок острой кромки задней части полости имеет изогнутую и/или закрученную форму с острой кромкой на конце. Инжекционная трубка образована из отдельных задней и передней секций, выполненных с возможностью установки в направлении размаха в полом элементе и имеющих контур, такой же, что и у задней и передней частей полости. Задняя и передняя секции инжекционной трубки связаны друг с другом с помощью фиксирующего средства, которое вводится в полый элемент и фиксирует инжекционную трубку на месте в полости полого элемента. Фиксирующее средство представляет собой цилиндрический штифт, расположенный в осевом направлении между задней и передней секциями инжекционной трубки, и имеет протяженность в радиальном направлении полого элемента с аэродинамическим профилем. Другое изобретение относится к указанной выше инжекционной трубке. При сборке инжекционной трубки в полом элементе с аэродинамическим профилем компонента турбины вводят заднюю секцию инжекционной трубки в полый элемент и осуществляют маневрирование задней секцией в направлении области задней кромки полого элемента в положение в задней части полости полого элемента. Затем вводят переднюю секцию инжекционной трубки в полый элемент с аэродинамическим профилем рядом с задней секцией и связывают заднюю и переднюю секции друг с другом с помощью введения в полый элемент с аэродинамическим профилем фиксирующего средства для фиксации на месте инжекционной трубки. Группа изобретений позволяет упростить сборку инжекционной трубки и полого элемента с аэродинамическим профилем, имеющего закрутку. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к компонентам газовой турбины с аэродинамическим профилем, таким как роторные лопатки и статорные лопатки газовой турбины, и к инжекционным трубкам, используемым в таких компонентах для целей охлаждения. Настоящее изобретение дополнительно относится к способу сборки инжекционных трубок в таких компонентах.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Современные газовые турбины часто работают при чрезвычайно высоких температурах. Влияние температуры на роторные и/или статорные лопатки турбины может быть негативным с точки зрения эффективной работы турбины и может в чрезвычайных обстоятельствах приводить к деформации и возможному повреждению роторной лопатки или статорной лопатки. Для преодоления этого риска высокотемпературные турбины могут включать в себя полые роторные или статорные лопатки, включающие в себя так называемые инжекционные трубки для охлаждения.
Эти так называемые инжекционные трубки являются полыми трубками, которые проходят радиально внутри роторных лопаток или статорных лопаток. Воздух подается внутрь и вдоль этих трубок и выходит через соответствующие отверстия в пространстве между трубками и внутренними поверхностями полых роторных лопаток или статорных лопаток. Это создает внутренний воздушный поток для охлаждения роторных или статорных лопаток.
Обычно роторные и статорные лопатки изготавливаются посредством литья, имеющего полые структуры. Инжекционные трубки могут быть вставлены в полую структуру с одного или с другого конца, и их обычно приваривают к полой структуре для фиксирования их на месте. Внутри роторных лопаток также часто отливают хордальные ребра в основном для направления охладителя и для обеспечения большей охлаждающей площади поверхности. Эти ребра или специально отлитые ребра могут служить в качестве разделителей для инжекционных трубок для того, чтобы создавать необходимое внутреннее пространство для охлаждающего воздуха.
Проблемы возникают со вставлением инжекционных трубок в роторные или статорные лопатки. Секции с аэродинамическим профилем роторных или статорных лопаток могут быть чрезвычайно сложными. Полые элементы с аэродинамическим профилем (hollow aerofoils) могут иметь разнонаправленную кривизну (комплексные формы, имеющие 3-мерную кривизну) для улучшения аэродинамической эффективности элементов с аэродинамическим профилем и, следовательно, повышения эффективности газовой турбины. Величина кривизны и закрутки, допускаемая на элементе с аэродинамическим профилем, ограничивается необходимостью того, чтобы инжекционная трубка проскальзывала с одного конца элемента с аэродинамическим профилем.
Известно несколько способов, позволяющих вставление инжекционной трубки внутрь такой полой роторной или статорной лопатки турбины. В патентном документе US 7056083 B2 раскрывается роторная лопатка или статорная лопатка турбины с инжекционной трубкой для целей охлаждения, расположенной по существу в радиальном направлении внутри полой роторной лопатки или статорной лопатки с аэродинамическим профилем. Инжекционная трубка содержит две части, простирающиеся в полом элементе с аэродинамическим профилем от противоположных радиальных его концов и расположенные напротив специально образованных ребер, которые простираются по существу хордообразно вокруг передней кромки элемента с аэродинамическим профилем. Инжекционная трубка собирается с обоих концов в полом элементе с аэродинамическим профилем, и расположена напротив образованного ребра приблизительно на половине пути между отверстиями полости.
В патентном документе US 4798515 A раскрывается охлаждающее устройство для статорных лопаток турбомашины. Внутри полого элемента статорной лопатки расположены две вставки инжекционного охлаждения. Они припаяны или запрессованы через расширяющиеся упругие части вставок во входные отверстия цапф статорных лопаток. Две вставки инжекционного охлаждения вставлены в полый элемент с противоположных сторон статорной лопатки. Для соединения двух вставок инжекционного охлаждения друг с другом предусмотрен позиционный штифт у вставки инжекционного охлаждения, которая взаимодействует с отверстием под установочный штифт, расположенным у вставки инжекционного охлаждения.
В патентном документе US 6742984 B1 показана газовая турбина, имеющая вставки для инжекционного охлаждения стенок направляющие лопатки соплового аппарата. Каждая вставка имеет две части, которые вставляются последовательно внутрь полого элемента статорной лопатки так, чтобы они располагались в полом элементе на одинаковой высоте от передней и задней кромки. Вставки закрепляют на месте в полом элементе посредством операции сварки или пайки. Ножная секция каждой части вставки простирается в радиальном направлении статорной лопатки. Опорные стержни, которые простираются перпендикулярно радиальному направлению, расположены между ножными секциями для отделения их друг от друга. Более того, эти опорные стержни предусмотрены для сохранения зазоров у наружных стенок ножных секций, входящих в контакт с поверхностями внутренних стенок направляющих лопаток соплового аппарата.
В патентном документе EP 1626162 A1 описана статорная лопатка в сборе, используемая в газовой турбине. Первая и вторая перегородки вставляются в полость статорной лопатки с противоположных концов статорной лопатки так, чтобы они располагались в направлении размаха радиально одна над другой. Более того, перегородки прикреплены друг к другу радиально и внутри полости посредством крепежного элемента, который прилагает растягивающее усилие в направлении размаха.
Первой целью настоящего изобретения является создание способа сборки инжекционной трубки в полом элементе с аэродинамическим профилем компонента газовой турбины с аэродинамическим профилем, такого как роторная лопатка турбины или статорная лопатка турбины, который мог бы уменьшить вышеупомянутые недостатки и, в особенности, способствовал бы большей аэродинамической эффективности элемента с аэродинамическим профилем и компонента газовой турбины.
Второй целью изобретения является создание преимущественного компонента газовой турбины с аэродинамическим профилем, такого как роторная лопатка или статорная лопатка газовой турбины. Третьей целью изобретения является создание преимущественной инжекционной трубки, используемой в таком компоненте для целей охлаждения.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Соответственно, в настоящем изобретении предлагается компонент турбины, содержащий полый элемент с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку, расположенную внутри полого элемента с аэродинамическим профилем. Инжекционная трубка образована по меньшей мере из двух отдельных секций, каждая из которых простирается в направлении размаха через полый элемент с аэродинамическим профилем. Смежные секции упомянутой инжекционной трубки соединены физически (напрямую, а также не напрямую посредством разделителей, адаптера или промежуточной части), а также функционально вместе посредством фиксирующего средства, причем упомянутое фиксирующее средство фиксирует упомянутую инжекционную трубку на месте в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем. Упомянутое фиксирующее средство представляет собой роликовый штифт, расположенный в осевом направлении между упомянутыми секциями, и имеет основную протяженность в радиальном направлении полого элемента с аэродинамическим профилем.
В изобретении дополнительно предлагается инжекционная трубка для расположения внутри полого элемента с аэродинамическим профилем компонента турбины. Инжекционная трубка содержит по меньшей мере две отдельные секции, каждая из которых простирается в направлении размаха через полый элемент с аэродинамическим профилем. Смежные секции упомянутой инжекционной трубки соединены вместе посредством фиксирующего средства, причем упомянутое фиксирующее средство выполнено с возможностью вставления в полый элемент с аэродинамическим профилем и предусмотрено для фиксирования упомянутой инжекционной трубки на месте в полом элементе с аэродинамическим профилем. Упомянутое фиксирующее средство имеет основную протяженность в радиальном направлении полого элемента с аэродинамическим профилем.
В настоящем изобретении предлагается также способ сборки инжекционной трубки в полом элементе с аэродинамическим профилем компонента турбины. Инжекционная трубка образована по меньшей мере из двух отдельных секций, каждая из которых простирается в направлении размаха через полый элемент с аэродинамическим профилем. Упомянутый способ содержит этапы:
- вставления первой из упомянутых по меньшей мере двух секций инжекционной трубки в полый элемент с аэродинамическим профилем и маневрирования упомянутой первой секцией в направлении области задней кромки полого элемента с аэродинамическим профилем в положение в задней части полости полого элемента с аэродинамическим профилем,
- вставления второй из упомянутых по меньшей мере двух секций инжекционной трубки в полый элемент с аэродинамическим профилем рядом с упомянутой первой секцией и, если необходимо, но не обязательно, маневрирования упомянутой второй секцией в положение в полом элементе с аэродинамической поверхностью,
- соединения упомянутой первой и второй секций вместе посредством фиксирующего средства, которое представляет собой роликовый штифт, расположенный в осевом направлении между упомянутыми секциями и имеющий основную протяженность в радиальном направлении полого элемента с аэродинамическим профилем и, таким образом, фиксирующего упомянутую инжекционную трубку на месте в полом элементе с аэродинамическим профилем.
Изобретение основано на понимании того, что ограничения в кривизне и изгибе полого компонент с аэродинамическим профилем можно избежать посредством использования инжекционной трубки с двумя или более частями, в которой каждая часть/секция может быть собрана отдельно в полом компоненте с аэродинамическим профилем. Фиксирующее средство, помещаемое между смежными секциями, будет фиксировать инжекционную трубку на месте в полом элементе с аэродинамическим профилем.
В соответствии с патентоспособным решением использование инжекционной трубки из двух или более частей, в особенности возможности отдельной сборки секции, допускает больше более сложной кривизны и скручивания секции с аэродинамическим профилем, что увеличивает аэродинамическую эффективность элемента с аэродинамическим профилем и, следовательно, эффективности турбины посредством исключения установочного несоответствия.
Таким образом, инжекционная трубка может быть разделена на две или более секций. Каждая секция затем может быть отдельно вставлена посредством скольжения в полый элемент с аэродинамическим профилем, то есть в полость полого элемента с аэродинамическим профилем, и затем перемещена в свое правильное хордальное местоположение. Инжекционная трубка из двух или более частей затем фиксируется и удерживается на месте посредством фиксирующего средства, такого как роликовый штифт между смежными секциями.
В зависимости от размера полого элемента с аэродинамическим профилем, то есть от размера полости полого элемента с аэродинамическим профилем, может быть использовано одно, два или более таких фиксирующих средств в соответствии с изобретением. Только одного фиксирующего средства может быть достаточно для маленького полого элемента с аэродинамическим профилем; больший полый элемент с аэродинамическим профилем может потребовать большего количества таких фиксирующих средств для удерживания секций в инжекционной трубке на месте.
При использовании такого фиксирующего средства секции инжекционной трубки будут механически соединены в осевом направлении (в направлении передней кромки и задней кромки полого элемента с аэродинамическим профилем), то есть расположены в передней части и в задней части полого элемента с аэродинамическим профилем. Это может быть преимущественным для прямой посадки, если упомянутый полый элемент с аэродинамическим профилем содержит выступы или фиксирующие штифты или ребра на внутренней поверхности упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем.
В преимущественном варианте осуществления инжекционная трубка образована из двух отдельных секций, в особенности, в виде передней и задней секции упомянутой инжекционной трубки, причем упомянутая передняя секция может быть расположена в передней части упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем и/или упомянутая задняя секция может быть расположена в задней части упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем. При установке секций в полый элемент с аэродинамическим профилем преимущественно сначала вставлять заднюю секцию в полый элемент с аэродинамическим профилем, а затем переднюю секцию.
Но также возможно, чтобы инжекционная трубка была образована из трех отдельных секций, в особенности, в виде передней, средней и задней секций упомянутой инжекционной трубки, причем упомянутая передняя секция может быть расположена в передней части упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем, причем упомянутая средняя секция может быть расположена в середине упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем и/или упомянутая задняя секция может быть расположена в задней части упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем. Фиксирующее средство вставляется между смежными секциями. При сборке секций порядок может быть следующим: первой собирается задняя секция, затем средняя секция и третьей - передняя секция. Порядок сборки средней и передней секции может быть обратным: сначала передняя секция, а затем средняя секция.
В варианте осуществления изобретения по меньшей мере одна из упомянутых по меньшей мере двух отдельных секций может простираться по существу полностью через размах полого элемента с аэродинамическим профилем. Но также возможно, чтобы по меньшей мере одна из упомянутых по меньшей мере двух отдельных секций была бы разделена дополнительно по меньшей мере на два радиальных сегмента - подобно радиальному разделению инжекционных трубок, показанному в патентном документе US 7056083 B2.
Термин «радиальный» в этом отношении означает направление между первой платформой и второй платформой, между которыми простирается полый элемент с аэродинамическим профилем. Термин «радиальный» относится к собранному газотурбинному двигателю, содержащему множество элементов с аэродинамическим профилем, которые расположены вокруг оси вращения газотурбинного двигателя и которые простираются через круговой путь прохождения потока.
Дополнительно преимущественно, если упомянутая передняя секция имеет по существу такой же контур, что и внутренняя поверхность передней части упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем, и/или упомянутая задняя секция имеет по существу такой же контур, что и внутренняя поверхность задней части упомянутого полого элемента с аэродинамическим профилем.
Преимущественно, упомянутый полый элемент с аэродинамическим профилем содержит единственный полый элемент. Но изобретение также может быть осуществлено для полого элемента с аэродинамическим профилем, содержащего две или более полостей, каждая из которых содержит разделенную на сегменты инжекционную трубку в соответствии с изобретением. В другом преимущественном варианте осуществления компонент турбины представляет собой роторную лопатку турбины или статорную лопатку турбины, например, направляющую лопатку соплового аппарата.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Настоящее изобретение будет описано со ссылкой на чертежи, на которых:
Фиг.1 представляет собой вид в перспективе состоящей из двух частей инжекционной трубки с двумя отдельными секциями/сегментами, соединенными роликовым штифтом;
Фиг.2 представляет собой чертеж, показывающий сборку состоящей из двух частей инжекционной трубки внутри полости полой статорной лопатки.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЛЛЮСТРИРУЕМОГО ВАРИАНТА ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
В настоящем описании для простоты ссылка будет сделана только на статорную лопатку (направляющую лопатку соплового аппарата), как на элемент с аэродинамическим профилем, но следует понимать, что изобретение применимо как для роторных лопаток, так и для статорных лопаток турбины, в особенности, газовой турбины. Такая статорная лопатка или роторная лопатка может быть собрана между платформами, которые образуют границы для прохождения потока текучей среды. Платформы и элемент с аэродинамическим профилем также могут представлять собой единую деталь, выполненную, например, посредством литья. По отношению к оси вращения, вокруг которой будут вращаться детали ротора газовой турбины, платформы простираются в осевом направлении и в круговом направлении. Роторные лопатки или статорные лопатки простираются по существу в радиальном направлении по отношению к оси вращения.
Как показано на Фиг.1, инжекционная трубка 1 для охлаждения направляющей лопатки 5 соплового аппарата имеет две секции/сегмента, переднюю секцию 2 и заднюю секцию 3. Обе секции 2, 3 будут соединены друг с другом роликовым штифтом 4 для фиксирования инжекционной трубки 1 на месте в полости 6 полой направляющей лопатки 5 соплового аппарата.
Как показано на фиг.2, инжекционная трубка 1 вставляется в полость 6 полой направляющей лопатки 5 соплового аппарата при вставлении сначала задней секции 3 в полость 6 с одного радиального конца полости 6. Осуществляется маневрирование задней секцией 3 в положение в задней части 7 полости 6 полой направляющей лопатки 5 соплового аппарата, причем задняя часть 7 имеет по существу такой же контур/форму, что и задняя секция 3.
Затем передняя секция 2 инжекционной трубки вставляется в полый элемент 6 с радиального конца полом элементе 6 и также, если требуется, осуществляется маневрирование на место в передней части 8 полом элементе 6 полой направляющей лопатки 5 соплового аппарата, причем передняя часть 8 имеет по существу такой же контур, что и передняя секция 2.
В заключении вставляется роликовый штифт 4 для фиксирования инжекционной трубки 1 на месте в полости 6 направляющей лопатки 5 соплового аппарата. Роликовый штифт 4 расположен в осевом направлении между секциями 2, 3 и имеет основную протяженность в радиальном направлении направляющей лопатки 5 соплового аппарата.
Другими словами, задняя секция 3 первой вставляется в полость 6 посредством радиального перемещения, радиально внутрь или радиально наружу. После радиального перемещения заднюю секция 3 перемещают дальше в направлении области задней кромки полой направляющей лопатки 5 соплового аппарата. После того, как она окажется на месте, передняя секция 2 вставляется в полость 6 снова посредством по существу чисто радиального перемещения в область передней кромки полой направляющей лопатки 5 соплового аппарата.
В особенности, передняя и задняя секции 2, 3 будут вставляться с одной и той же стороны, то есть с радиальной наружной стороны или с радиальной внутренней стороны.
Термины «передняя» и «задняя» определяют воздушный поток вокруг элемента с аэродинамическим профилем. Передняя кромка является по существу цилиндрической секцией, тогда как задняя кромка является острой кромкой.
Использование более одной инжекционной трубки позволяет адаптироваться к большей кривизне и/или закручиванию полости 6, в особенности в области задней кромки. Таким образом, элемент с аэродинамическим профилем может иметь улучшенную аэродинамику. Возможно улучшение охлаждения элемента с аэродинамическим профилем.
Claims (16)
1. Компонент турбины, содержащий полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку (1), расположенную внутри полого элемента (5) с аэродинамическим профилем,
причем полый элемент (5) с аэродинамическим профилем содержит полость (6), имеющую противоположные заднюю (7) и переднюю (8) части, образованные внутренними поверхностями соответствующих областей задней и передней кромок полого элемента (5) с аэродинамическим профилем, и задняя часть (7) содержит участок острой кромки, а передняя часть (8) содержит по существу цилиндрическую часть, при этом участок острой кромки задней части (7) полости (6) имеет изогнутую и/или закрученную форму с острой кромкой на конце,
при этом инжекционная трубка (1) образована из по меньшей мере двух отдельных секций (2, 3), соответственно, задней секции (3) и передней секции (2) , которые выполнены с возможностью установки в направлении размаха в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем, причем задняя (3) и передняя (2) секции соответственно имеют контур, по существу такой же, что и задняя (7), и передняя (8) части полости (6),
при этом задняя (3) и передняя (2) секции инжекционной трубки (1) связаны друг с другом с помощью фиксирующего средства (3), которое вводится в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и фиксирует инжекционную трубку (1) на месте в полости (6) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем, причем фиксирующее средство (4) представляет собой цилиндрический штифт, расположенный в осевом направлении между задней (3) и передней (2) секциями инжекционной трубки (1), и имеет основную протяженность в радиальном направлении полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
2. Компонент турбины по п.1, в котором полый элемент (5) с аэродинамическим профилем содержит единственную полость.
3. Компонент турбины по п.1, в котором по меньшей мере одна из по меньшей мере двух отдельных секций проходит по существу полностью в направлении размаха полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
4. Компонент турбины по п.1, который является роторной лопаткой или статорной лопаткой турбины.
5. Компонент турбины по п.1, в котором полый элемент (5) с аэродинамическим профилем содержит выступы или фиксирующие штифты или ребра на своей внутренней поверхности.
6. Инжекционная трубка (1), выполненная с возможностью установки внутри полого элемента (5) с аэродинамическим профилем компонента турбины по любому из пп.1-5, причем инжекционная трубка содержит
по меньшей мере две отдельные секции (2, 3), соответственно, заднюю секцию (3) и переднюю секцию (2), которые выполнены с возможностью установки в направлении размаха в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем, причем задняя (3) и передняя (2) секции соответственно имеют контур, по существу такой же, что и задняя (7), и передняя (8) части полости (6),
при этом задняя (3) и передняя (2) секции инжекционной трубки (1) связаны друг с другом с помощью фиксирующего средства (4), которое вводится в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и фиксирует инжекционную трубку (1) на месте в полости (6) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем, причем фиксирующее средство (4) представляет собой цилиндрический штифт, расположенный в осевом направлении между задней (3) и передней (2) секциями инжекционной трубки (1), и имеет основную протяженность в радиальном направлении полого элемента (5) с аэродинамическим профилем, когда инжекционная трубка (1) установлена в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем.
7. Способ сборки инжекционной трубки (1) в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем компонента турбины по любому из пп. 1-5, причем инжекционная трубка (1) образована из по меньшей мере двух отдельных секций, соответственно, задней секции (3) и передней секции (2) , которые выполнены с возможностью установки в направлении размаха в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем, причем задняя (3) и передняя (2) секции соответственно имеют контур, по существу такой же, что и задняя (7), и передняя (8) части полости (6) элемента (5) с аэродинамическим профилем, при этом согласно способу:
вводят заднюю секцию (3) инжекционной трубки (1) в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и осуществляют маневрирование задней секцией (3) в направлении области задней кромки полого элемента (5) с аэродинамическим профилем в положение в задней части полости (6) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем,
вводят переднюю секцию (2) инжекционной трубки (1) в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем рядом с задней секцией (3),
связывают заднюю (3) и переднюю (2) секции друг с другом с помощью введения в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем фиксирующего средства (4) для фиксации на месте инжекционной трубки (1).
8. Способ по п. 7, при котором осуществляют маневрирование передней секцией (2) инжекционной трубки (1) в положение в передней части (8) полости (6) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP10196512.7 | 2010-12-22 | ||
| EP10196512A EP2469029A1 (en) | 2010-12-22 | 2010-12-22 | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
| PCT/EP2011/071598 WO2012084454A1 (en) | 2010-12-22 | 2011-12-02 | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013133634A RU2013133634A (ru) | 2015-01-27 |
| RU2646663C2 true RU2646663C2 (ru) | 2018-03-06 |
Family
ID=44012566
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013133634A RU2646663C2 (ru) | 2010-12-22 | 2011-12-02 | Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9500087B2 (ru) |
| EP (2) | EP2469029A1 (ru) |
| CN (1) | CN103261584B (ru) |
| RU (1) | RU2646663C2 (ru) |
| WO (1) | WO2012084454A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20140093392A1 (en) * | 2012-10-03 | 2014-04-03 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine component |
| EP2921649B1 (en) * | 2014-03-19 | 2021-04-28 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Airfoil portion of a rotor blade or guide vane of a turbo-machine |
| US9879554B2 (en) | 2015-01-09 | 2018-01-30 | Solar Turbines Incorporated | Crimped insert for improved turbine vane internal cooling |
| US10450880B2 (en) | 2016-08-04 | 2019-10-22 | United Technologies Corporation | Air metering baffle assembly |
| US10626740B2 (en) | 2016-12-08 | 2020-04-21 | General Electric Company | Airfoil trailing edge segment |
| US10480347B2 (en) | 2018-01-18 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Divided baffle for components of gas turbine engines |
| US10415428B2 (en) | 2018-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Dual cavity baffle |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4798515A (en) * | 1986-05-19 | 1989-01-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable nozzle area turbine vane cooling |
| EP1380725A2 (en) * | 2002-07-12 | 2004-01-14 | AVIO S.p.A. | Method of producing and assembling a cooling device inside an axial-flow gas turbine blade, and blade produced using such a method |
| US6742984B1 (en) * | 2003-05-19 | 2004-06-01 | General Electric Company | Divided insert for steam cooled nozzles and method for supporting and separating divided insert |
| EP1626162A1 (en) * | 2004-08-11 | 2006-02-15 | United Technologies Corporation | Temperature tolerant vane assembly |
| WO2010131385A1 (ja) * | 2009-05-11 | 2010-11-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼およびガスタービン |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3715170A (en) * | 1970-12-11 | 1973-02-06 | Gen Electric | Cooled turbine blade |
| GB1605194A (en) * | 1974-10-17 | 1983-04-07 | Rolls Royce | Rotor blade for gas turbine engines |
| GB1564608A (en) * | 1975-12-20 | 1980-04-10 | Rolls Royce | Means for cooling a surface by the impingement of a cooling fluid |
| US4482295A (en) * | 1982-04-08 | 1984-11-13 | Westinghouse Electric Corp. | Turbine airfoil vane structure |
| GB2129882B (en) * | 1982-11-10 | 1986-04-16 | Rolls Royce | Gas turbine stator vane |
| CA1260360A (en) | 1986-09-05 | 1989-09-26 | Alan G. Dry | Rodless cylinder |
| 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 |
| US5405242A (en) | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US5288207A (en) | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| GB2386926A (en) | 2002-03-27 | 2003-10-01 | Alstom | Two part impingement tube for a turbine blade or vane |
| US7008185B2 (en) | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
-
2010
- 2010-12-22 EP EP10196512A patent/EP2469029A1/en not_active Withdrawn
-
2011
- 2011-12-02 RU RU2013133634A patent/RU2646663C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-12-02 CN CN201180062068.7A patent/CN103261584B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-12-02 EP EP11790630.5A patent/EP2625389B1/en not_active Not-in-force
- 2011-12-02 US US13/996,054 patent/US9500087B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-12-02 WO PCT/EP2011/071598 patent/WO2012084454A1/en active Application Filing
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4798515A (en) * | 1986-05-19 | 1989-01-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable nozzle area turbine vane cooling |
| EP1380725A2 (en) * | 2002-07-12 | 2004-01-14 | AVIO S.p.A. | Method of producing and assembling a cooling device inside an axial-flow gas turbine blade, and blade produced using such a method |
| US6742984B1 (en) * | 2003-05-19 | 2004-06-01 | General Electric Company | Divided insert for steam cooled nozzles and method for supporting and separating divided insert |
| EP1626162A1 (en) * | 2004-08-11 | 2006-02-15 | United Technologies Corporation | Temperature tolerant vane assembly |
| WO2010131385A1 (ja) * | 2009-05-11 | 2010-11-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン静翼およびガスタービン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN103261584B (zh) | 2015-06-17 |
| EP2625389A1 (en) | 2013-08-14 |
| CN103261584A (zh) | 2013-08-21 |
| EP2625389B1 (en) | 2016-05-18 |
| WO2012084454A1 (en) | 2012-06-28 |
| US9500087B2 (en) | 2016-11-22 |
| US20130272896A1 (en) | 2013-10-17 |
| RU2013133634A (ru) | 2015-01-27 |
| EP2469029A1 (en) | 2012-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2646663C2 (ru) | Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины | |
| EP3322880B1 (en) | Turbine airfoil having flow displacement feature with partially sealed radial passages | |
| EP2236751A2 (en) | Turbine airfoil with leading edge impingement cooling | |
| EP2597263B1 (en) | Bucket assembly for turbine system | |
| EP3088670A1 (en) | Film cooled component and corresponding film cooling system | |
| EP2917494B1 (en) | Blade for a turbomachine | |
| EP3196414B1 (en) | Dual-fed airfoil tip | |
| EP3184742A1 (en) | Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit | |
| EP2948636B1 (en) | Gas turbine engine component having contoured rib end | |
| EP3044418B1 (en) | Gas turbine engine airfoil with wishbone baffle cooling scheme | |
| EP2597260A1 (en) | Bucket assembly for turbine system | |
| US20180051566A1 (en) | Airfoil for a turbine engine with a porous tip | |
| US7458779B2 (en) | Gas turbine or compressor blade | |
| CN108339941B (zh) | 熔模铸造型芯、铸造翼型件的方法及涡轮叶片组件 | |
| JP6496543B2 (ja) | タービンブレードの内部冷却回路 | |
| EP3170983B1 (en) | Platform and corresponding method of manufacturing | |
| US10329932B2 (en) | Baffle inserts | |
| EP3048255A1 (en) | Airfoil support and cooling scheme | |
| EP2634375B1 (en) | Method of producing a seal between stationary and rotating components of a turbine engine | |
| EP3058180B1 (en) | Fan rotor with integrated platform attachment | |
| EP2723989B1 (en) | Impingement cooling of turbine blades or vanes | |
| EP3896258A1 (en) | Blade and corresponding turbine engine | |
| EP3121377A1 (en) | Turbine rotors including turbine blades having turbulator cooled tip pockets | |
| CN114096737A (zh) | 结合模态频率响应调谐的涡轮翼型件 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191203 |