RU2647351C1 - Cooled down blade of the gas turbine - Google Patents
Cooled down blade of the gas turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647351C1 RU2647351C1 RU2017115369A RU2017115369A RU2647351C1 RU 2647351 C1 RU2647351 C1 RU 2647351C1 RU 2017115369 A RU2017115369 A RU 2017115369A RU 2017115369 A RU2017115369 A RU 2017115369A RU 2647351 C1 RU2647351 C1 RU 2647351C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial
- channel
- partition
- channels
- blade
- Prior art date
Links
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 53
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 20
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims abstract description 17
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 6
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 claims description 5
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 101000579646 Penaeus vannamei Penaeidin-1 Proteins 0.000 description 16
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 4
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 2
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 2
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 2
- 238000007707 calorimetry Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 229910001338 liquidmetal Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к турбостроению, в частности к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.The invention relates to turbine construction, in particular to a cooled blade of a gas turbine, designed primarily for operation in the field of high temperatures.
Известны охлаждаемые лопатки газовых турбин с тонкостенным полым пером, через которое организуют пропускание охлаждающей среды для обеспечения конвективного теплообмена. Такие лопатки имеют наиболее широкое распространение из-за простоты достижения охлаждающего эффекта. Однако они могут применяться для работы в относительно невысоком диапазоне температур, не превышающем 1500 -1800 К. В области более высоких температур необходимо использовать дополнительные средства, обеспечивающие интенсификацию теплообмена при относительно небольшом расходе охлаждающей среды.Known cooled blades of gas turbines with a thin-walled hollow feather through which they organize the passage of the cooling medium to provide convective heat transfer. Such blades are most widespread due to the simplicity of achieving a cooling effect. However, they can be used to operate in a relatively low temperature range, not exceeding 1,500-1,800 K. In the region of higher temperatures, it is necessary to use additional means to ensure the intensification of heat transfer with a relatively small flow rate of the cooling medium.
Известна лопатка газовой турбины с петлевой системой охлаждения (патент US №7955053, МПК F01D 5/08, опубл. 07.06.2011), содержащая полое перо с входной и выходной кромками, перегородки, формирующие три радиальных канала, которые расположены вдоль входной кромки, в серединной части пера и вдоль выходной кромки. На стенках радиальных каналов выполнены наклонные ребра для интенсификации теплоотдачи к охлаждающему воздуху. В радиальном канале, расположенном у выходной кромки, установлены штырьки. В выходной кромке выполнены щелевые каналы для выпуска воздуха в проточную часть турбины. Воздух в соседних радиальных каналах течет в противоположных направлениях.A known gas turbine blade with a loop cooling system (US patent No. 7955053, IPC F01D 5/08, published 07.06.2011) containing a hollow feather with inlet and outlet edges, partitions forming three radial channels that are located along the inlet edge, in the middle part of the pen and along the exit edge. On the walls of the radial channels made inclined ribs to enhance heat transfer to the cooling air. In the radial channel located at the output edge, pins are installed. Slit channels are made in the outlet edge for discharging air into the flow part of the turbine. Air in adjacent radial channels flows in opposite directions.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения корневых сечений серединной части пера и выходной кромки из-за подогрева воздуха в радиальном канале входной кромки.The disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the root sections of the middle part of the pen and the output edge due to air heating in the radial channel of the input edge.
Известна другая лопатка с внутренними каналами охлаждения (патент US №4753575, МПК F01D 5/18, опубл. 28.06.1988), содержащая входную и выходную кромки, внутреннюю полость с шестью перегородками, которые формируют радиальные каналы охлаждения для петлевого течения воздуха. Воздух в радиальных каналах серединной части пера движется от выходной кромки к передней и вытекает в проточную часть через отверстия перфорации, выполненные в районе входной кромки.Another blade is known with internal cooling channels (US patent No. 4753575, IPC F01D 5/18, publ. 06/28/1988) containing inlet and outlet edges, an internal cavity with six partitions, which form radial cooling channels for loop air flow. The air in the radial channels of the middle part of the pen moves from the output edge to the front and flows into the flowing part through perforations made in the region of the input edge.
Основным недостатком данного технического решения является наличие разности температуры на серединном участке пера, приводящей к дополнительным термическим напряжениям. Более высокая температура стенки со стороны корыта обусловлена тем, что в радиальных каналах коэффициенты теплоотдачи со стороны спинки и корыта одинаковые по величине, а на наружных стенках коэффициенты теплоотдачи со стороны корыта значительно выше.The main disadvantage of this technical solution is the presence of a temperature difference in the middle section of the pen, leading to additional thermal stresses. The higher wall temperature from the side of the trough is due to the fact that in the radial channels the heat transfer coefficients from the back and trough are the same in magnitude, and on the outer walls the heat transfer coefficients from the side of the trough are much higher.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является охлаждаемая лопатка газовой турбины (патент ЕР №1022434, МПК F01D 5/18, опубл. 26.07.2000), содержащая полое перо с входной и выходной кромками и продольными перегородками, образующими радиальные каналы охлаждения вдоль входной кромки и на серединном участке пера, на стенках которых со стороны спинки и корыта установлены ребра для интенсификации теплоотдачи, в перегородках выполнены сквозные отверстия, соединяющие радиальные каналы.The closest in technical essence to the claimed invention is a cooled gas turbine blade (patent EP No. 1022434, IPC F01D 5/18, publ. 07.26.2000) containing a hollow feather with inlet and outlet edges and longitudinal partitions forming radial cooling channels along the inlet edges and in the middle section of the pen, on the walls of which ribs are installed on the back and trough sides to intensify heat transfer, through holes are made in the partitions connecting the radial channels.
Недостатком настоящего технического решения является неравномерность температурного поля со стороны спинки и корыта, которая обусловлена одинаковой интенсификацией теплоотдачи на противоположных стенках радиальных каналов. Это приводит к увеличению суммарных напряжений в стенках лопатки, особенно на переходных режимах работы турбины и снижению ресурса, которое обусловлено малоцикловой усталостью.The disadvantage of this technical solution is the unevenness of the temperature field from the back and trough, which is due to the same intensification of heat transfer on opposite walls of the radial channels. This leads to an increase in the total stresses in the walls of the blades, especially during transient turbine operation and a decrease in resource, which is caused by low-cycle fatigue.
Технической задачей предлагаемого изобретения является выравнивание температурного поля в серединной части пера лопатки путем интенсификации охлаждения в радиальных каналах со стороны корыта.The technical task of the invention is the equalization of the temperature field in the middle part of the feather blade by intensifying cooling in the radial channels from the side of the trough.
Технический результат заключается в повышении ресурса рабочих лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом.The technical result consists in increasing the resource of the working blades and, accordingly, of the gas turbine as a whole.
Это достигается тем, что известная охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку, при этом в полом пере установлена перегородка, между стенкой входной кромки и перегородкой расположен канал охлаждения входной кромки, а между торцевой стенкой и перегородкой расположен осевой канал, в выходной кромке расположен щелевой канал, в серединной части полого пера установлены первая, вторая, третья и четвертая радиальные перегородки, в средней части полого пера расположены первый, второй, третий и четвертый радиальные каналы, причем первый радиальный канал расположен между перегородкой и первой радиальной перегородкой, второй радиальный канал расположен между первой и второй радиальными перегородками, третий радиальный канал расположен между второй и третьей радиальными перегородками, четвертый радиальный канал расположен между третьей и четвертой радиальными перегородками, при этом первый и третий радиальные каналы являются отводящими, второй и четвертый радиальные каналы являются подводящими, при этом в первой и третьей радиальных перегородках со стороны корыта выполнены сквозные отверстия, в местах соединения перегородки и первой радиальной перегородки, а также второй и третьей радиальных перегородок выполнены отверстия, на стенке второго и четвертого радиальных каналов со стороны корыта установлены направляющие ребра, на стенке первого и третьего радиальных каналов со стороны корыта установлены затеняющие ребра, на стенке первого, второго, третьего и четвертого радиальных каналов со стороны спинки расположены ребра-интенсификаторы, перед щелевым каналом выходной кромки установлены перемычки, между перемычками и четвертой радиальной перегородкой расположен коллекторный канал, в щелевом канале выходной кромки за перемычками установлена матрица компланарных каналов, в четвертой радиальной перегородке выполнено подпитывающее отверстие на расстоянии (0,15-0,25) длины выходной кромки от корневого сечения лопатки, в торце замка лопатки установлен жиклер, при этом сквозные отверстия выполнены со стороны корыта, направляющие ребра расположены непосредственно за сквозными отверстиями с шагом установки, равным шагу сквозных отверстий, затеняющие ребра расположены непосредственно перед сквозными отверстиями с шагом установки, равным шагу сквозных отверстий, первый и третий радиальные каналы выполнены расширяющимися с минимальной площадью в корневом сечении лопатки, второй и четвертый радиальные каналы выполнены сужающимися с минимальной площадью в периферийном сечении лопатки, причем расширение первого канала прямо пропорционально сужению второго канала, а расширение третьего канала прямо пропорционально сужению четвертого канала. При этом направляющие ребра и затеняющие ребра могут быть установлены перпендикулярно продольной оси полого пера либо под углом к поперечной оси полого пера, значение которого лежит в диапазоне от 30 до 60 градусов. При установке под углом 30-60 градусов к поперечной оси полого пера направляющие ребра и затеняющие ребра со стороны корыта выполнены с перпендикулярными продольной оси полого пера участками ребра у первой и третьей радиальных перегородок.This is achieved by the fact that the known cooled blade of a gas turbine containing a hollow feather with inlet and outlet edges, a lock part and an end wall, a partition is installed in the hollow, a cooling channel for the inlet edge is located between the inlet edge wall and the partition, and between the end wall the axial channel is located and the partition, the slotted channel is located in the output edge, the first, second, third and fourth radial partitions are installed in the middle part of the hollow pen, and in the middle part of the hollow pen These are the first, second, third and fourth radial channels, with the first radial channel located between the partition and the first radial partition, the second radial channel located between the first and second radial partitions, the third radial channel located between the second and third radial partitions, the fourth radial channel between third and fourth radial partitions, while the first and third radial channels are outlet, the second and fourth radial channels are inlet, and in this, through holes are made in the first and third radial partitions from the side of the trough, holes are made in the joints of the partition and the first radial partition, and holes are made on the wall of the second and fourth radial channels from the side of the trough, guide ribs are installed on the wall shading ribs are installed on the side of the first and third radial channels on the side of the trough, intens ribs are located on the wall of the first, second, third and fourth radial channels on the back side indicators, jumpers are installed in front of the output channel slit channel, a collector channel is located between the jumpers and the fourth radial partition, a coplanar channel matrix is installed in the output edge slot channel behind the jumpers, a feed hole is made in the fourth radial partition at a distance of (0.15-0.25) the length of the output edge from the root section of the scapula, a nozzle is installed at the end of the scapula lock, while the through holes are made on the side of the trough, the guide ribs are located directly through holes with an installation pitch equal to the pitch of the through holes, shading ribs are located directly in front of the through holes with an installation pitch equal to the pitch of the through holes, the first and third radial channels are expanding with a minimum area in the root section of the blade, the second and fourth radial channels are made tapering with the minimum area in the peripheral section of the blade, and the expansion of the first channel is directly proportional to the narrowing of the second channel, and the expansion of the third channel is directly in proportion to the narrowing of the fourth channel. In this case, the guide ribs and shading ribs can be installed perpendicular to the longitudinal axis of the hollow pen or at an angle to the transverse axis of the hollow pen, the value of which lies in the range from 30 to 60 degrees. When installed at an angle of 30-60 degrees to the transverse axis of the hollow pen, the guide ribs and shading ribs on the side of the trough are made with rib sections perpendicular to the longitudinal axis of the hollow pen at the first and third radial partitions.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка газовой турбины, продольный разрез; на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера лопатки на фиг. 1; на фиг. 3 показан вариант выполнения ребер в радиальных каналах со стороны корыта, на фиг. 4 представлен график распределения плотности теплового потока по периметру среднего по высоте пера сечения трех исследуемых опытных лопаток, которое соответствует сечению А-А на фиг. 1.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a cooled blade of a gas turbine, a longitudinal section; in FIG. 2 is a cross-sectional view A-A of the feather of the blade of FIG. one; in FIG. 3 shows an embodiment of the ribs in the radial channels from the side of the trough, in FIG. 4 is a graph of the distribution of heat flux density along the perimeter of the average cross-sectional height of the feather of the three test pilot blades studied, which corresponds to section AA in FIG. one.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1 с входной 2 и выходной 3 кромками, замковую часть 4 и торцевую стенку 5. В полом пере 1 установлена перегородка 6. Между стенкой входной кромки 2 и перегородкой 6 расположен канал охлаждения входной кромки 7, а между торцевой стенкой 5 и перегородкой 6 расположен осевой канал 8. В выходной кромке 3 расположен щелевой канал 9.The cooled blade of a gas turbine contains a
В серединной части полого пера 1 установлены первая 10, вторая 11, третья 12 и четвертая 13 радиальные перегородки. В средней части полого пера 1 расположены первый 14, второй 15, третий 16 и четвертый 17 радиальные каналы, причем первый радиальный канал 14 расположен между перегородкой 6 и первой радиальной перегородкой 10, второй радиальный канал 15 расположен между первой 10 и второй 11 радиальными перегородками, третий радиальный канал 16 расположен между второй 11 и третьей 12 радиальными перегородками, четвертый радиальный канал 17 расположен между третьей 12 и четвертой 13 радиальными перегородками. При этом первый 14 и третий 16 радиальные каналы являются отводящими, второй 15 и четвертый 17 радиальные каналы являются подводящими.In the middle part of the
В первой 10 и третьей 12 радиальных перегородках со стороны корыта выполнены сквозные отверстия 18. Первый 14 и третий 16 радиальные каналы выполнены расширяющимися с минимальной площадью в корневом сечении лопатки 19. В местах соединения перегородки 6 и первой радиальной перегородки 10, а также второй 11 и третьей 12 радиальных перегородок выполнены отверстия 20. Второй 15 и четвертый 17 радиальные каналы выполнены сужающимися с минимальной площадью в периферийном сечении лопатки 21. Причем расширение первого канала 14 прямо пропорционально сужению второго канала 15, а расширение третьего канала 16 прямо пропорционально сужению четвертого канала 17 в каждом сечении по высоте полого пера 1.Through
На стенке второго 15 и четвертого 17 радиальных каналов со стороны корыта установлены направляющие ребра 22 с шагом установки, равным шагу сквозных отверстий 18. При этом направляющие ребра 22 установлены непосредственно за сквозными отверстиями 18. На стенке первого 14 и третьего 16 радиальных каналов со стороны корыта установлены затеняющие ребра 23 с шагом установки, равным шагу сквозных отверстий 18. При этом затеняющие ребра 23 установлены непосредственно перед сквозными отверстиями 18.On the wall of the second 15 and fourth 17 radial channels from the side of the trough,
Направляющие ребра 22 и затеняющие ребра 23 могут быть установлены перпендикулярно продольной оси Y полого пера 1 или под углом 30-60 градусов к поперечной оси X полого пера 1. При установке под углом 30-60 градусов к поперечной оси X полого пера 1 направляющие ребра 22 и затеняющие ребра 23 со стороны корыта выполнены с перпендикулярными продольной оси Y полого пера 1 участками ребра у первой 10, и третьей 12 радиальных перегородок (фиг. 3). Длина перпендикулярного участка направляющих 22 и затеняющих 23 ребер составляет от 1/4 до 1/3 ширины поперечного сечения канала, в котором они установлены.The guide ribs 22 and the
На стенке первого 14, второго 15, третьего 16 и четвертого 17 радиальных каналов со стороны спинки расположены ребра-интенсификаторы 24 с шагом, равным шагу сквозных отверстий 18. При этом ребра-интенсификаторы 24 смещены вдоль продольной оси Y полого пера 1 относительно направляющих 22 и затеняющих 23 ребер на половину шага соответственно.On the wall of the first 14, second 15, third 16 and fourth 17 radial channels from the back side there are
Перед щелевым каналом 9 выходной кромки 3 установлены перемычки 25, закрепленные на стенках спинки и корыта полого пера 1. Между перемычками 25 и четвертой радиальной перегородкой 13 расположен коллекторный канал 26.In front of the
В щелевом канале 9 выходной кромки 3 за перемычками 25 установлена матрица компланарных каналов 27. В четвертой радиальной перегородке 13 выполнено подпитывающее отверстие 28 на расстоянии (0,15-0,25) длины выходной кромки 3 от корневого сечения лопатки 19. В торце замка лопатки установлен жиклер 29.A matrix of
Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.The cooled blade of a gas turbine operates as follows.
Охлаждающий воздух поступает в канал охлаждения входной кромки 7, а также в первый 14, второй 15, третий 16 и четвертый 17 радиальные каналы через замковую часть 4. Воздух движется по каналу охлаждения входной кромки 7, охлаждая входную кромку 2, далее поворачивает на 90° в осевой канал 8, охлаждает его стенки и вытекает через щелевой канал 9 в проточную часть турбины. В первый 14 и третий 16 радиальные каналы первичный воздух поступает через отверстия 20.The cooling air enters the cooling channel of the
Воздух, который течет по второму 15 и четвертому 17 радиальным каналам, тормозится направляющими ребрами 22 и через сквозные отверстия 18 перетекает в первый 14 и третий 16 радиальные каналы. Затеняющие ребра 23 формируют в первом 14 и третьем 16 радиальных каналах отрывные зоны, в которые поступают струи воздуха из сквозных отверстий 18. Течение воздуха через отверстия 18, сформированное направляющими ребрами 22, обеспечивает односторонний слив пограничного слоя на стенках второго 15 и четвертого 17 радиальных каналов со стороны корыта, а затеняющие ребра 23 - одностороннюю струйную интенсификацию теплоотдачи на стенках первого 14 и третьего 16 радиальных каналов со стороны корыта. Это обеспечивает повышение эффективности охлаждения со стороны корыта и выравнивание температуры на противоположных стенках первого 14, второго 15, третьего 16 и четвертого 17 радиальных каналов.Air that flows through the second 15 and fourth 17 radial channels is inhibited by the
Сужение проходного сечения второго 15 и четвертого 17 радиальных каналов и расширение проходного сечения первого 14 и третьего 16 радиальных каналов вдоль продольной оси Y полого пера 1 обеспечивает гарантированное перетекание воздуха из второго 15 и четвертого 17 радиальных каналов в первый 14 и третий 16 радиальные каналы через сквозные отверстия 18 при его центробежном течении по радиальным каналам 14-17 от корневого сечения лопатки 19 к периферийному сечению лопатки 21. Такое конструктивное выполнение радиальных каналов в серединной части пера обеспечивает одностороннюю интенсификацию теплоотдачи со стороны корыта за счет перетекания воздуха через сквозные отверстия 18. Увеличение теплоотдачи со стороны корыта обеспечивает выравнивание температурного поля в поперечном сечении полого пера 1.The narrowing of the cross section of the second 15 and fourth 17 radial channels and the expansion of the cross section of the first 14 and third 16 radial channels along the longitudinal axis Y of the
Воздух, вытекающий из радиальных каналов 14-17 поворачивает в коллекторный канал 26, в котором реализуется центростремительное течение воздуха. Из коллекторного канала 26 воздух обтекает перемычки 25 и поступает в матрицу компланарных каналов 27, после чего через щелевой канал 9 вытекает в проточную часть турбины выходной кромки 3. Воздух, вытекающий через подпитывающее отверстие 28 в коллекторный канал 26, уменьшает величину застойной зоны в коллекторном канале 26. Для охлаждения корневого сечения лопатки 19 воздух подается через жиклер 29.The air flowing from the radial channels 14-17 turns into a
Для подтверждения решения поставленной цели, с использованием технологии селективного лазерного плавления, были изготовлены три одинаковых модели рабочей лопатки (Л1, Л2, Л3) с предлагаемой системой охлаждения в масштабе 1:1. Испытания проводились методом калориметрирования в жидкометаллическом термостате, позволяющим определять распределение плотности теплового потока по наружной поверхности пера лопатки (Копелев, С.З. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин [Текст] / С.З. Копелев, М.Н. Галкин, А.А. Харин, И.В. Шевченко. - М.: Машиностроение, 1993. - 176 с.).To confirm the solution of the set goal, using selective laser melting technology, three identical models of the working blade (L1, L2, L3) were made with the proposed cooling system in a 1: 1 scale. The tests were carried out by the method of calorimetry in a liquid metal thermostat, which allows to determine the distribution of heat flux density on the outer surface of the blade feather (Kopelev, SZ. Thermal and hydraulic characteristics of cooled gas turbine blades [Text] / SZ Kopelev, MN Galkin, A.A. Kharin, I.V. Shevchenko. - M.: Mechanical Engineering, 1993. - 176 p.).
На фиг. 4 приведен график распределения плотности теплового потока по периметру сечения 3 исследуемых моделей лопатки, которое соответствует сечению А-А на фиг. 1, где (+) - спинка, (-) - корытоIn FIG. 4 is a graph of the distribution of heat flux density along the perimeter of
Испытания проводились для рабочего перепада давления Р/Ро=1,78, где Р - давление воздуха на входе в перо, Ро - давление на срезе щелевого канала выходной кромки. Радиальным каналам со стороны корыта соответствует участок поверхности с координатами со стороны корыта - (+5…+19) мм, со стороны спинки - (-6…-27) мм. Как видно, тепловой поток q со стороны корыта больше, чем со стороны спинки, в 1,7-1,9 раза. Полученные результаты подтверждают достижение поставленной цели при использовании предлагаемого технического решения.Tests were carried out for a working pressure drop of P / P o = 1.78, where P is the air pressure at the inlet of the pen, and P o is the pressure at the cut of the slotted channel of the output edge. Radial channels from the side of the trough correspond to a surface section with coordinates from the side of the trough - (+ 5 ... + 19) mm, from the back side - (-6 ... -27) mm. As can be seen, the heat flux q from the side of the trough is greater than from the back, 1.7-1.9 times. The results obtained confirm the achievement of the goal when using the proposed technical solution.
Предлагаемая конструкция радиальных каналов 14-17 серединной части полого пера 1 позволяет в 1,7-1,9 раза увеличить интенсивность теплоотдачи к охлаждающему воздуху на стенках каналов со стороны корыта. Это уменьшает температуру стенки полого пера 1 со стороны корыта при обтекании потоком горячего газа на турбине и уменьшает разность температуры полого пера 1 со стороны спинки и корыта. Снижение неравномерности температурного поля полого пера 1 лопатки уменьшает величину термических напряжений и, как следствие, суммарных напряжений в стенках полого пера 1 лопатки. Это обеспечивает без изменения суммарного расхода воздуха через лопатку увеличение запасов прочности и повышения ресурса работы лопатки.The proposed design of the radial channels 14-17 of the middle part of the
Использование изобретения позволяет повысить ресурс рабочих лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом за счет выравнивания температурного поля в серединной части пера лопатки.The use of the invention allows to increase the resource of the working blades and, accordingly, of the gas turbine as a whole due to equalization of the temperature field in the middle part of the feather blade.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017115369A RU2647351C1 (en) | 2017-05-03 | 2017-05-03 | Cooled down blade of the gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017115369A RU2647351C1 (en) | 2017-05-03 | 2017-05-03 | Cooled down blade of the gas turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2647351C1 true RU2647351C1 (en) | 2018-03-15 |
Family
ID=61629378
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017115369A RU2647351C1 (en) | 2017-05-03 | 2017-05-03 | Cooled down blade of the gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2647351C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU215448U1 (en) * | 2022-09-30 | 2022-12-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooled turbine blade with heat shield |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US5484258A (en) * | 1994-03-01 | 1996-01-16 | General Electric Company | Turbine airfoil with convectively cooled double shell outer wall |
| US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
| RU2285129C2 (en) * | 2004-10-28 | 2006-10-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Working blade of turbomachine |
| US7955053B1 (en) * | 2007-09-21 | 2011-06-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine cooling circuit |
-
2017
- 2017-05-03 RU RU2017115369A patent/RU2647351C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4753575A (en) * | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
| US5484258A (en) * | 1994-03-01 | 1996-01-16 | General Electric Company | Turbine airfoil with convectively cooled double shell outer wall |
| US5975851A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade with trailing edge root section cooling |
| RU2285129C2 (en) * | 2004-10-28 | 2006-10-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Working blade of turbomachine |
| US7955053B1 (en) * | 2007-09-21 | 2011-06-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with serpentine cooling circuit |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU215448U1 (en) * | 2022-09-30 | 2022-12-14 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooled turbine blade with heat shield |
| RU215448U9 (en) * | 2022-09-30 | 2023-02-22 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Cooled turbine blade with heat shield |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8864469B1 (en) | Turbine rotor blade with super cooling | |
| US5413463A (en) | Turbulated cooling passages in gas turbine buckets | |
| US8858176B1 (en) | Turbine airfoil with leading edge cooling | |
| US7887294B1 (en) | Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes | |
| US8777571B1 (en) | Turbine airfoil with curved diffusion film cooling slot | |
| US8052390B1 (en) | Turbine airfoil with showerhead cooling | |
| US7997868B1 (en) | Film cooling hole for turbine airfoil | |
| US7556476B1 (en) | Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling | |
| US8057181B1 (en) | Multiple expansion film cooling hole for turbine airfoil | |
| US6994521B2 (en) | Leading edge diffusion cooling of a turbine airfoil for a gas turbine engine | |
| EP3124746B1 (en) | Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component | |
| RU2531712C2 (en) | Blade of gas turbine with cooled tip of peripheral part of blade | |
| RU2308601C2 (en) | Cooled turbine guide blade and turbine having said blades | |
| US7740445B1 (en) | Turbine blade with near wall cooling | |
| EP3124745B1 (en) | Turbo-engine component with film cooled wall | |
| US7857580B1 (en) | Turbine vane with end-wall leading edge cooling | |
| US20010016162A1 (en) | Cooled blade for a gas turbine | |
| KR20050018594A (en) | Microcircuit cooling for a turbine blade | |
| JP2013032782A (en) | Gas turbine airfoil with leading edge cooling | |
| RU2285804C1 (en) | Member of gas-turbine engine and method of its manufacture | |
| US10900509B2 (en) | Surface modifications for improved film cooling | |
| US10895158B2 (en) | Turbine airfoil with independent cooling circuit for mid-body temperature control | |
| JP4027430B2 (en) | Turbine blades and their use in gas turbine equipment | |
| US6939107B2 (en) | Spanwisely variable density pedestal array | |
| RU2647351C1 (en) | Cooled down blade of the gas turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200217 Effective date: 20200217 |