RU2659597C2 - Лопатка для турбомашины - Google Patents

Лопатка для турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2659597C2
RU2659597C2 RU2015133194A RU2015133194A RU2659597C2 RU 2659597 C2 RU2659597 C2 RU 2659597C2 RU 2015133194 A RU2015133194 A RU 2015133194A RU 2015133194 A RU2015133194 A RU 2015133194A RU 2659597 C2 RU2659597 C2 RU 2659597C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cavity
wall
blade
leading edge
trailing edge
Prior art date
Application number
RU2015133194A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015133194A (ru
Inventor
Янош ШИЯРТО
Эса УТРИАЙНЕН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2015133194A publication Critical patent/RU2015133194A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2659597C2 publication Critical patent/RU2659597C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
    • 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
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопатка для турбомашины включает в себя часть аэродинамического профиля и корневую часть. Часть аэродинамического профиля содержит внешнюю стенку, первую и вторую полости. Внешняя стенка имеет стороны нагнетания и всасывания, переднюю и заднюю кромки. Внешняя стенка проходит между передней кромкой и задней кромками части аэродинамического профиля. Первая полость расположена между стороной нагнетания внешней стенки и первой внутренней стенкой. Вторая полость расположена между стороной всасывания внешней стенки и второй внутренней стенкой. Первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка образуют приемную полость, расположенную между ними и связанную текучей средой как с первой полостью, так и со второй полостью. Охлаждающая текучая среда в первой полости и во второй полости пропускается в направлении от задней кромки к передней кромке. Охлаждающая текучая среда в приемной полости пропускается в направлении от передней кромки к задней кромке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения лопатки. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к лопатке для турбомашины и, в частности, к части аэродинамического профиля лопатки для турбомашины.
В современных турбомашинах различные ее компоненты работают при очень высоких температурах. Эти компоненты включают в себя лопатку или элемент лопасти, который выполнен в форме аэродинамического профиля. В настоящем варианте применения это только лопатка ("blade"), но все технические характеристики могут быть перенесены на лопасть. Высокие температуры во время работы турбомашины могут повредить элемент лопатки, следовательно, охлаждение элемента лопатки является важным. Охлаждение этих элементов в целом достигается за счет прохождения охлаждающей текучей среды, которая может включать в себя воздух из компрессора турбомашины, через отливку срединного пути прохода во внутренней части элемента лопатки.
Лопатка обычно включает в себя часть аэродинамического профиля и корневую часть, разделенные полкой. Часть аэродинамического профиля лопатки охлаждается посредством направления охлаждающей текучей среды для протекания через радиальные проходы, сформированные в части аэродинамического профиля лопаток. Обычно большое количество маленьких осевых проходов формируют внутри аэродинамических профилей лопатки, которые соединяют с одним или более радиальными проходами, для того чтобы охлаждающий воздух направлялся через поверхности аэродинамических профилей, такие как передняя кромка и задняя кромка, или поверхности всасывания и нагнетания. После того как охлаждающий воздух выходит из лопатки, он входит и смешивается с горючим газом, протекающим через секцию турбины.
Как правило, охлаждение лопатки достигается подачей охлаждающей текучей среды из компрессора в охлаждающие каналы в лопатках. Охлаждающие каналы часто включают в себя множество протоков, которые проектируются таким образом, чтобы поддерживать все элементы лопатки турбины при относительно однородной температуре.
Несколько различных охлаждающих систем, основанных на комбинации конвективного, принудительного охлаждения и внешнего охлаждения на пленочной основе предлагает современный уровень развития техники.
Некоторые из существующих конструкций лопатки требуют слишком большого количества охлаждающей текучей среды для прохождения через каналы и полости в лопатке, чтобы обеспечивать для лопатки необходимое охлаждение.
Поэтому задачей изобретения является обеспечение улучшенной и эффективной конструкции охлаждения для лопатки и дополнительно эффективного использования охлаждающей текучей среды для охлаждения лопатки.
Задача решается посредством создания лопатки для турбомашины в соответствии с п. 1 формулы изобретения.
В соответствии с изобретением лопатка для турбомашины включает в себя часть аэродинамического профиля и корневую часть, при этом часть аэродинамического профиля содержит: внешнюю стенку, имеющую сторону нагнетания, сторону всасывания, переднюю кромку и заднюю кромку, причем внешняя стенка проходит между передней кромкой и задней кромкой части аэродинамического профиля; первую полость между стороной нагнетания внешней стенки и первой внутренней стенкой; вторую полость между стороной всасывания внешней стенки и второй внутренней стенкой; причем первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка образуют приемную полость, расположенную между ними и связанную текучей средой как с первой полостью, так и со второй полостью, охлаждающая текучая среда в первой полости и во второй полости пропускается в направлении от задней кромки к передней кромке, а охлаждающая текучая среда в приемной полости пропускается в направлении от передней кромки к задней кромке.
Посредством направления охлаждающей текучей среды в первую полость и во вторую полость охлаждающая текучая среда пропускается в направлении от задней кромки к передней кромке в первую полость и вторую полость, охлаждая горячую внешнюю стенку лопатки. Кроме того, текучая среда направляется в приемную полость из первой полости и второй полости, а затем к полости задней кромки, чтобы обеспечивать охлаждение. Такая конструкция позволяет эффективно использовать охлаждающую текучую среду для охлаждения лопатки.
В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения охлаждающая текучая среда направляется в первую полость и вторую полость части аэродинамического профиля через корневую часть лопатки. Такая конструкция позволяет охлаждающей текучей среде присутствовать в корневой части или и источнике охлаждающей текучей среды, расположенном снаружи лопатки. Кроме того, в рабочем режиме лопатки текучая среда направляется к части аэродинамического профиля из корневой части благодаря центробежной силе.
В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения лопатка включает в себя заднюю область, переднюю область и среднюю область. Эти три области могут охлаждаться или зависимо, или независимо через сложный лабиринт охлаждающих каналов и/или полостей.
В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения первая полость, вторая полость и приемная полость расположены в средней области, позволяя улучшить охлаждение средней области лопатки.
В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения передняя область включает в себя полость передней кромки, а задняя область - полость задней кромки, для обеспечения возможности охлаждения соответственно задней области и передней области.
В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения полость задней кромки связана текучей средой с приемной полостью через множество каналов. Такая конструкция позволяет охлаждающей текучей среде в приемной полости направляться к полости задней кромки и впоследствии выпускаться из отверстия в задней кромке в проход для горячего газа.
Как уже упоминалось, охлаждающая текучая среда в первой полости и второй полости пропускается в направлении от задней кромки к передней кромке. Это обеспечивает возможность охлаждения стенки со стороны нагнетания и стенки со стороны всасывания, и впоследствии внутренних стенок и внутренних структур в лопатке. Посредством такой конструкции достигается эффективное использование охлаждающей текучей среды и улучшенное охлаждение.
В соответствии с одним вариантом осуществления изобретения внешняя стенка образует соединительный участок от стороны нагнетания к стороне всасывания, который предотвращает попадание охлаждающей текучей среды, находящейся в первой полости и во второй полости, в полость передней кромки. Кроме того, соединительный участок изменяет направление потока охлаждающей текучей среды посредством направления этой среды в приемную полость.
В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения первая внутренняя стенка и вторая внутренняя стенка расположены на расстоянии от соединительного участка внешней стенки для образования зазора между ними. Зазор позволяет охлаждающей текучей среде направляться в приемную полость и предотвращает обратный поток в первую полость и вторую полость.
Далее упомянутые выше и другие особенности изобретения будут раскрыты со ссылками на чертежи. Варианты осуществления изобретения предназначены для пояснения, но не для ограничения изобретения. На чертежах одни и те же ссылочные обозначения относятся к одним и тем же элементам.
На фиг. 1 схематично показана лопатка турбомашины;
на фиг. 2 - лопатка, показанная на фиг. 1, вид в разрезе;
на фиг. 3 - поперечное сечение части аэродинамического профиля лопатки, показывающее вид снизу аэродинамического профиля в соответствии с изобретением.
Варианты осуществления изобретения далее раскрыты по отношению к элементу лопатки в турбомашине. Однако подробное раскрытие вариантов осуществления изобретения, описанных далее, может относиться к элементу лопасти без изменений, т.е. термины «лопатка» или «лопасть» могут быть использованы во взаимосвязи, поскольку оба элемента имеют форму аэродинамического профиля. Термин «турбомашина» может включать в себя газовую турбину, паровую турбину, турбовентилятор и подобные устройства.
На фиг. 1 схематично показана лопатка 1 ротора (не показан) турбомашины, такой как газовая турбина. Лопатка 1 включает в себя часть 2 аэродинамического профиля и корневую часть 3. Часть 2 аэродинамического профиля выступает от корневой части 3 в радиальном направлении X, как показано, при этом радиальное направление X означает направление, перпендикулярное оси вращения ротора. Таким образом, часть 2 аэродинамического профиля проходит радиально вдоль продольного направления лопатки 1. Лопатку 1 прикрепляют к корпусу ротора (не показан) таким образом, что корневая часть 3 прикрепляется к корпусу ротора, в то время как часть 2 аэродинамического профиля располагается в радиально наиболее удаленном положении. Часть 2 аэродинамического профиля имеет внешнюю стенку 10, включающую в себя сторону 6 нагнетания, также называемую поверхность нагнетания, и сторону 7 всасывания, также называемую поверхность всасывания. Сторона 6 нагнетания и сторона 7 всасывания соединены вместе вдоль расположенной выше по потоку передней кромки 4 и расположенной ниже по потоку задней кромки 5, при этом передняя кромка 4 и задняя кромка 5 расположены на расстоянии друг от друга в осевом направлении, как показано на фиг. 1.
Часть внешней стенки на стороне нагнетания может рассматриваться как стенка 11 стороны нагнетания, а часть внешней стенки на стороне всасывания может рассматриваться как стенка 12 стороны всасывания. Стенки 11, 12 стороны нагнетания и стороны всасывания совместно ограничивают внутреннюю область части 2 аэродинамического профиля, которая таким образом отделяется от внешней области, расположенной снаружи от части 2 аэродинамического профиля. Соответствующие поверхности стенок 11, 12, обращенные к внутренней области, рассматриваются как внутренние поверхности. Аналогичным образом соответствующие поверхности стенок 11, 12, обращенные к внешней области, рассматриваются как внешние поверхности.
В соответствии с изобретением одно или более отверстий 8 для охлаждения выполнено на стороне 6 нагнетания и стороне 7 всасывания, как показано на фиг. 1. Отверстия 8 для охлаждения способствуют пленочному охлаждению лопатки 1.
Полка 9 выполнена в верхнем участке корневой части 3. Часть 2 аэродинамического профиля присоединена к полке 9 и проходит в радиальном направлении X наружу от полки 9.
В соответствии с изобретением часть 2 аэродинамического профиля лопатки 1 обычно включает в себя устройство охлаждения, содержащее сложный лабиринт внутренних структур, таких как охлаждающие проходы, имеющие полости, каналы и другие структуры, такие как ребра и игольчатые ребра, для обеспечения лучшего охлаждения.
Как правило, лопатка 1 может иметь три области, а именно: переднюю область, заднюю область и среднюю область между передней областью и задней областью. Следовательно, полости, образованные в передней области, средней области и задней области определяются соответственно как передняя полость, средняя полость и задняя полость.
Следует отметить, что часть 2 аэродинамического профиля лопатки имеет первый конец 15 и второй конец 17, проходящий в направлении X, которое является радиальным к корневой части 3, при этом второй конец 17 расположен на полке 9, примыкающей к корневой части 3, а первый конец 15 удален от полки 9 и корневой части 3. Первый конец 15 также определяется как концевая часть лопатки 1.
Со ссылкой на фиг. 2 в комбинации с фиг. 3 на фиг. 2 представлена лопатка, показанная на фиг. 1, вид в разрезе. Внешняя стенка 10 включает в себя переднюю кромку 4 и заднюю кромку 5, расположенную на расстоянии от передней кромки 4 в направлении С хорды. Кроме того, внешняя стенка 10 включает в себя сторону 6 нагнетания и сторону 7 всасывания.
Как отмечалось ранее, часть 2 аэродинамического профиля лопатки включает в себя переднюю область 30, заднюю область 34 и среднюю область 32, расположенную между передней областью 30 и задней областью 34. Соответствующие области имеют различные внутренние структуры, которые способствуют охлаждению частей 2 аэродинамического профиля.
В соответствии с изобретением лопатка 1 включает в себя первую внутреннюю стенку 26 и вторую внутреннюю стенку 24, расположенные на расстоянии от внешней стенки 10, если более точно, то первая внутренняя стенка 26 расположена на расстоянии от стенки 11 стороны нагнетания, а вторая внутренняя стенка 24 расположена на расстоянии от стенки 12 стороны всасывания. Первая полость 40 выполнена между первой внутренней стенкой 26 и стороной нагнетания внешней стенки, а вторая полость 28 - между второй внутренней стенкой 24 и стороной всасывания внешней стенки.
Если более подробно, то первая полость 40 образована между первой внутренней стенкой 26 и стенкой 11 стороны нагнетания, а вторая полость 28 - между второй внутренней стенкой 24 и стенкой 12 стороны всасывания.
Первая внутренняя стенка 26 соединена с внешней стенкой 10 на стороне 6 нагнетания, а вторая внутренняя стенка 24 соединена с внешней стенкой 10 на стороне 7 всасывания. Первая внутренняя стенка 26 и вторая внутренняя стенка 24 выполнены в средней области 32 лопатки.
Кроме того, между первой внутренней стенкой 26 и второй внутренней стенкой 24 выполнена приемная полость 44, которая соединена по текучей среде с первой полостью 40 и второй полостью 28.
Внешняя стенка 10 аэродинамического профиля включает в себя соединительный участок 20, который проходит от стороны 6 нагнетания к стороне 7 всасывания. Соединительный участок 20 составляет одно целое внешней стенкой 10 и проходит внутри части 2 аэродинамического профиля лопатки 1.
Между передней кромкой 4 и соединительным участком 20 выполнена полость 22 передней кромки. Кроме того, соединительный участок 20 отделяет первую полость 40, вторую полость 28 и приемную полость 44 от полости 22 передней кромки.
В соответствии с изобретением первая внутренняя стенка 26 и вторая внутренняя стенка 24 расположены на расстоянии от соединительного участка 20 с образованием зазора 42. На фиг. 3 показано поперечное сечение части 2 аэродинамического профиля со второго конца 17, который прикреплен к полке 9, при этом полка 9 разделяет часть 2 аэродинамического профиля и корневую часть 3.
Часть 2 аэродинамического профиля имеет второй конец 17, примыкающий к корневой части 3, а первый конец 15 расположен радиально снаружи от второго конца 17. Второй конец 17 части 2 аэродинамического профиля включает в себя первое входное отверстие 36 и второе входное отверстие 38 для направления охлаждающей текучей среды соответственно в первую полость 40 и вторую полость 28.
Охлаждающая текучая среда из первой полости 40 и второй полости 28 входит в приемную полость 44 через зазор 42 и в дальнейшем протекает в направлении от передней кромки 4 к задней кромке 5.
Кроме того, часть 2 аэродинамического профиля включает в себя полость 48 задней кромки, расположенную в задней области 34. Полость 48 задней кромки связана текучей средой с приемной полостью 44 через один или более каналов. В конструкции согласно изобретению полость 48 задней кромки связана текучей средой с приемной полостью 44 через канал 46. Охлаждающая текучая среда из приемной полости 44 направляется в полость 48 задней кромки, а затем направляется наружу из отверстия 13 на задней кромке 5 аэродинамического профиля в проход для горячего газа.
Хотя изобретение описано со ссылками на конкретные варианты осуществления, это описание не следует рассматривать как ограничивающее. Различные изменения раскрытых вариантов осуществления изобретения, также как и альтернативные варианты осуществления изобретения, будут очевидны специалистам в данной области техники после обращения к описанию изобретения. Поэтому предполагается, что такие изменения могут быть сделаны не выходя за рамки описанных вариантов осуществления изобретения.

Claims (18)

1. Лопатка (1) для турбомашины, включающая в себя часть (2) аэродинамического профиля и корневую часть (3), при этом часть (2) аэродинамического профиля содержит:
- внешнюю стенку (10), имеющую сторону (6) нагнетания, сторону (7) всасывания, переднюю кромку (4) и заднюю кромку (5), причем внешняя стенка (10) проходит между передней кромкой (4) и задней кромкой (5) части (2) аэродинамического профиля;
- первую полость (40) между стороной (6) нагнетания внешней стенки (10) и первой внутренней стенкой (26);
- вторую полость (28) между стороной (7) всасывания внешней стенки (10) и второй внутренней стенкой (24);
причем первая внутренняя стенка (26) и вторая внутренняя стенка (24) образуют приёмную полость (44), расположенную между ними и связанную текучей средой как с первой полостью (40), так и со второй полостью (28),
охлаждающая текучая среда в первой полости (40) и во второй полости (28) пропускается в направлении от задней кромки (5) к передней кромке (4), а охлаждающая текучая среда в приёмной полости (44) пропускается в направлении от передней кромки (4) к задней кромке (5).
2. Лопатка (1) для турбомашины по п. 1, в которой охлаждающая текучая среда направляется в первую полость (40) и вторую полость (28) части (2) аэродинамического профиля через корневую часть (3) лопатки (1).
3. Лопатка (1) для турбомашины по п. 1, дополнительно содержащая переднюю область (30), заднюю область (34) и среднюю область (32), причём средняя область (32) расположена между передней областью (30) и задней областью (34).
4. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, в которой первая полость (40), вторая полость (28) и приёмная полость (44) расположены в средней области (32) лопатки (1).
5. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, дополнительно содержащая полость (22) передней кромки в передней области (30) и полость (48) задней кромки в задней области (34).
6. Лопатка (1) для турбомашины по п. 5, в которой полость (48) задней кромки связана текучей средой с приёмной полостью (44) через канал (46).
7. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, в которой внешняя стенка (10) содержит соединительный участок (20), проходящий от стороны (6) нагнетания к стороне (7) всасывания.
8. Лопатка (1) для турбомашины по п. 7, в которой соединительный участок (20) внешней стенки (10) образует полость (22) передней кромки между передней кромкой (4) и соединительным участком (20).
9. Лопатка (1) для турбомашины по п. 7, в которой соединительный участок (20) внешней стенки отделяет полость (22) передней кромки от первой полости (40), второй полости (28) и приёмной полости (44).
10. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, в которой первая внутренняя стенка (26) соединена с внешней стенкой (10) на стороне (6) нагнетания.
11. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, в которой вторая внутренняя стенка (24) соединена с внешней стенкой (10) на стороне (7) всасывания.
12. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, в которой первая внутренняя стенка (26) и вторая внутренняя стенка (24) расположены на расстоянии от соединительного участка (20) внешней стенки (10) для образования между ними зазора (42).
13. Лопатка (1) для турбомашины по одному из пп. 1-3, в которой задняя кромка (5) содержит отверстие (13) для направления охлаждающей текучей среды наружу из аэродинамического профиля (2).
RU2015133194A 2013-01-09 2013-12-27 Лопатка для турбомашины RU2659597C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13150638.8 2013-01-09
EP13150638.8A EP2754856A1 (en) 2013-01-09 2013-01-09 Blade for a turbomachine
PCT/EP2013/078075 WO2014108318A1 (en) 2013-01-09 2013-12-27 Blade for a turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015133194A RU2015133194A (ru) 2017-02-14
RU2659597C2 true RU2659597C2 (ru) 2018-07-03

Family

ID=47665903

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015133194A RU2659597C2 (ru) 2013-01-09 2013-12-27 Лопатка для турбомашины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9909426B2 (ru)
EP (2) EP2754856A1 (ru)
CN (1) CN104884741B (ru)
RU (1) RU2659597C2 (ru)
WO (1) WO2014108318A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10253634B2 (en) * 2013-06-04 2019-04-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil trailing edge suction side cooling
FR3056631B1 (fr) * 2016-09-29 2018-10-19 Safran Circuit de refroidissement ameliore pour aubes
US10273810B2 (en) * 2016-10-26 2019-04-30 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side serpentine cavities
GB2591298B (en) * 2020-01-27 2022-06-08 Gkn Aerospace Sweden Ab Outlet guide vane cooler
US11499431B2 (en) * 2021-01-06 2022-11-15 General Electric Company Engine component with structural segment
US11814965B2 (en) 2021-11-10 2023-11-14 General Electric Company Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions
US11952912B2 (en) * 2022-08-24 2024-04-09 General Electric Company Turbine engine airfoil

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2267616C1 (ru) * 2004-05-21 2006-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Охлаждаемая лопатка турбины
RU2285129C2 (ru) * 2004-10-28 2006-10-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Рабочая лопатка турбомашины
EP1953343A2 (en) * 2007-01-24 2008-08-06 United Technologies Corporation Cooling system for a gas turbine blade and corresponding gas turbine blade
US7556476B1 (en) * 2006-11-16 2009-07-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling
US7568887B1 (en) * 2006-11-16 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall spiral flow serpentine cooling circuit
US7625180B1 (en) * 2006-11-16 2009-12-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near-wall multi-metering and diffusion cooling circuit

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6168381B1 (en) 1999-06-29 2001-01-02 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
EP1136651A1 (de) 2000-03-22 2001-09-26 Siemens Aktiengesellschaft Kühlsystem für eine Turbinenschaufel
US7416390B2 (en) 2005-03-29 2008-08-26 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade leading edge cooling system
US7534089B2 (en) * 2006-07-18 2009-05-19 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels
US7780413B2 (en) * 2006-08-01 2010-08-24 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with near wall inflow chambers
US7549843B2 (en) 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with axial flowing serpentine cooling chambers
US7704048B2 (en) * 2006-12-15 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with controlled area cooling arrangement
US8057183B1 (en) * 2008-12-16 2011-11-15 Florida Turbine Technologies, Inc. Light weight and highly cooled turbine blade
US8231329B2 (en) 2008-12-30 2012-07-31 General Electric Company Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil
US8070443B1 (en) * 2009-04-07 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with leading edge cooling
US8011888B1 (en) * 2009-04-18 2011-09-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling
US8535004B2 (en) 2010-03-26 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue
US8535006B2 (en) 2010-07-14 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
CN102425459B (zh) 2011-11-21 2014-12-10 西安交通大学 一种重型燃机高温涡轮双工质冷却叶片

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2267616C1 (ru) * 2004-05-21 2006-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Охлаждаемая лопатка турбины
RU2285129C2 (ru) * 2004-10-28 2006-10-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Рабочая лопатка турбомашины
US7556476B1 (en) * 2006-11-16 2009-07-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with multiple near wall compartment cooling
US7568887B1 (en) * 2006-11-16 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall spiral flow serpentine cooling circuit
US7625180B1 (en) * 2006-11-16 2009-12-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near-wall multi-metering and diffusion cooling circuit
EP1953343A2 (en) * 2007-01-24 2008-08-06 United Technologies Corporation Cooling system for a gas turbine blade and corresponding gas turbine blade

Also Published As

Publication number Publication date
EP2917494A1 (en) 2015-09-16
US9909426B2 (en) 2018-03-06
EP2754856A1 (en) 2014-07-16
WO2014108318A1 (en) 2014-07-17
EP2917494B1 (en) 2016-11-02
US20150354370A1 (en) 2015-12-10
CN104884741B (zh) 2016-10-19
CN104884741A (zh) 2015-09-02
RU2015133194A (ru) 2017-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2659597C2 (ru) Лопатка для турбомашины
JP6266231B2 (ja) タービンロータブレード先端における冷却構造
US10619491B2 (en) Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
JP5715331B2 (ja) ターボ機械用のタービンバケット及びタービンバケットにおける頭部波作用を減少させる方法
US9938836B2 (en) Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
WO2018182816A1 (en) Turbine airfoil with thin trailing edge cooling circuit
US10774655B2 (en) Gas turbine engine component with flow separating rib
US10830057B2 (en) Airfoil with tip rail cooling
JP2011196379A (ja) 動翼組立体を冷却するための装置
CN106351701B (zh) 用于静止轮叶的冷却结构
JP2015127540A (ja) タービン翼内冷却回路
US10066488B2 (en) Turbomachine blade with generally radial cooling conduit to wheel space
RU2740048C1 (ru) Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки
JP2015092076A (ja) タービンアセンブリに冷却を提供するための方法およびシステム
JP7134597B2 (ja) 外壁にわたる、エーロフォイル前縁通路の後方の中間中央通路
CN108350747B (zh) 配备有冷却系统的叶片、相关的导流片组件以及相关的涡轮机
CN108691571B (zh) 具有流动增强器的发动机部件
JP6963626B2 (ja) 衝突型プラットフォーム冷却を一体化したエアロフォイル冷却を有するタービンロータブレード
EP2752554A1 (en) Blade for a turbomachine
JP2021501285A (ja) 先端トレンチ付きタービンブレード
RU2567524C2 (ru) Система и способ для отбора рабочей текучей среды от внутреннего объема турбомашины и турбомашина, содержащая такую систему
US20130236329A1 (en) Rotor blade with one or more side wall cooling circuits
US10494929B2 (en) Cooled airfoil structure
JP6583780B2 (ja) 翼及びこれを備えるガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191228