RU2663966C1 - Gas turbine guide vane cooled blade - Google Patents

Gas turbine guide vane cooled blade Download PDF

Info

Publication number
RU2663966C1
RU2663966C1 RU2017139487A RU2017139487A RU2663966C1 RU 2663966 C1 RU2663966 C1 RU 2663966C1 RU 2017139487 A RU2017139487 A RU 2017139487A RU 2017139487 A RU2017139487 A RU 2017139487A RU 2663966 C1 RU2663966 C1 RU 2663966C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
walls
cavity
shading
deflector
jet cooling
Prior art date
Application number
RU2017139487A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Игорь Владимирович Шевченко
Николай Дмитриевич Рогалев
Андрей Николаевич Рогалев
Андрей Николаевич Вегера
Николай Михайлович Бычков
Original Assignee
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") filed Critical федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ")
Priority to RU2017139487A priority Critical patent/RU2663966C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2663966C1 publication Critical patent/RU2663966C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles

Abstract

FIELD: motors and pumps.SUBSTANCE: gas turbine guide vane cooled blade comprises hollow airfoil 1 made in the form of front cavity 2 and rear cavity 3 separated by the radial partition 4. In the front cavity 2 the front deflector 5 is installed, fixed by the first transverse ribs 6 on the hollow airfoil 1 walls on the backrest and trough side. In the rear cavity 3 the rear deflector 7 is installed fixed by the second transverse ribs 8 on the hollow airfoil 1 walls on the backrest and trough side. In the front deflector 5 the front cavity 9 leading edge and walls jet cooling holes are made. In the rear deflector 7 the rear cavity 10 walls jet cooling holes are made. In the front cavity 2, in the hollow airfoil 1 walls, the film cooling holes 11 are made. Second transverse ribs 8 are made shortened and behind them, on the hollow airfoil 1 walls, on the backrest and the trough side, the shading fins 12 are mounted so, that the rear deflector 7 is fixed by their ends. At that, the shading fins 12 mounting portion length is selected from 0.6b to 0.7b, where b is the hollow airfoil 1 cross section chord. Each shading fin 12 is located in front of the rear cavity 10 walls corresponding jet cooling hole from the radial partition 4 side and is formed as the ring sector, which center coincides with the of the rear cavity 10 walls jet cooling holes center, and the closest to them shading fin 12 wall radius R is selected from 1.0d to 1.5d, where d is the rear cavity 10 walls jet cooling hole diameter. At that, the shading fins 12 width h in the radial direction is selected in the range of 1.05d to 1.10d. In the output edge 13 slot channel, the turbulizer pins 14 are installed.EFFECT: invention is aimed at increase in the gas turbine guide vanes cooling efficiency.1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к турбостроению, в частности к охлаждаемой лопатке соплового аппарата газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.The invention relates to turbine construction, in particular to a cooled blade of a nozzle apparatus 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 work in a relatively low temperature range, not exceeding 1500-1800 K. In the region of higher temperatures, it is necessary to use additional means that provide intensification of heat transfer at a relatively small flow rate of the cooling medium.

Известна сопловая лопатка газовой турбины (публ. US №20150016973, публ. 15.01.2015, МПК F01D 5/18), содержащая полое перо с входной и выходной кромками, переднюю и заднюю полости пера, в которых установлены дефлекторы с отверстиями для подачи охлаждающего воздуха. Дефлекторами сформированы каналы для поперечного относительно пера течения охлаждающего воздуха от входной кромки в сторону выходной кромки. В канале выходной кромки установлены штырьки. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.Known nozzle blade of a gas turbine (publ. US No. 201550016973, publ. 01/15/2015, IPC F01D 5/18) containing a hollow pen with inlet and outlet edges, front and rear cavities of the pen, in which deflectors are installed with holes for supplying cooling air . Deflectors formed channels for the transverse relative to the feather flow of cooling air from the inlet edge to the side of the outlet edge. Pins are installed in the channel of the output edge. A slotted channel with pins for discharging air into the flow part of the turbine is made in the outlet edge.

Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения задней полости лопатки из-за влияния сносящего потока в каналах спинки и корыта на дальнобойность струй воздуха, поступающих из отверстий дефлектора.The disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the posterior cavity of the scapula due to the influence of the drift flow in the channels of the back and trough on the range of the air jets coming from the holes of the deflector.

Известна другая лопатка с каналами охлаждения (патент US №6742991, публ. 15.01.2004, МПК F01D 5/18), содержащая входную и выходную кромки, радиальную перегородку, формирующую переднюю и заднюю полости, в которые установлены дефлекторы с отверстиями для струйного охлаждения стенок. В стенке передней полости выполнены отверстия для выпуска воздуха в проточную часть турбины и реализации пленочного охлаждения. В задней полости дефлектором сформированы каналы охлаждения для течения воздуха, поступающего через отверстия дефлектора, от радиальной перегородки к выходной кромке. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.Another blade with cooling channels is known (US patent No. 6742991, publ. 15.01.2004, IPC F01D 5/18) containing inlet and outlet edges, a radial partition forming the front and rear cavities, in which deflectors with holes for jet cooling of the walls are installed . In the wall of the front cavity, openings are made for discharging air into the flow part of the turbine and realizing film cooling. In the rear cavity, the deflector formed cooling channels for the flow of air entering through the holes of the deflector from the radial partition to the outlet edge. A slotted channel with pins for discharging air into the flow part of the turbine is made in the outlet edge.

Основным недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения участков пера задней полости, обусловленная влиянием сносящего потока в каналах между стенками пера и дефлектором, а также высоким уровнем коэффициентов теплоотдачи со стороны газового потока на данном участке со стороны спинки.The main disadvantage of this technical solution is the low cooling efficiency of the feather sections of the posterior cavity due to the influence of the drift flow in the channels between the feather walls and the deflector, as well as the high level of heat transfer coefficients from the gas flow in this section from the back.

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому изобретению является охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины (патент РФ №2238411, публ. 20.10.2004, МПК F01D 5/18), содержащая полое перо, состоящее из передней и задней полостей, разделенных радиальной перегородкой, и имеющих дефлекторы с отверстиями; положение дефлекторов зафиксировано ребрами, а в стенке пера передней полости выполнены отверстия. На радиальной перегородке со стороны задней полости выполнено радиальное ребро с отверстиями. В выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.Closest to the technical nature of the present invention is a cooled blade of a nozzle apparatus of a gas turbine (RF patent No. 2238411, publ. 20.10.2004, IPC F01D 5/18), containing a hollow feather, consisting of front and rear cavities separated by a radial partition, and having vents with holes; the position of the deflectors is fixed by ribs, and holes are made in the wall of the feather of the front cavity. A radial rib with holes is made on the radial partition from the back cavity side. A slotted channel with pins for discharging air into the flow part of the turbine is made in the outlet edge.

Недостатком настоящего технического решения является недостаточная эффективность охлаждения лопатки на участке задней полости перед щелевым каналом выходной кромки, вызванная деформацией струй сносящим потоком. Это приводит к локальному повышению температуры лопатки на данном участке и недопустимому снижению запасов прочности.The disadvantage of this technical solution is the lack of cooling efficiency of the blades in the area of the posterior cavity in front of the slotted channel of the output edge, caused by deformation of the jets with a drift flow. This leads to a local increase in the temperature of the blade in this area and an unacceptable decrease in safety margins.

Технической задачей предлагаемого изобретения является снижение температуры стенки лопатки путем интенсификации теплоотдачи в каналах охлаждения задней полости.The technical task of the invention is to reduce the temperature of the wall of the scapula by intensifying heat transfer in the cooling channels of the posterior cavity.

Технический результат заключается в повышении эффективности охлаждения сопловых лопаток без использования дополнительного пленочного охлаждения в задней полости, что ведет к повышению их ресурса и, соответственно, ресурса газовой турбины в целом.The technical result consists in increasing the cooling efficiency of nozzle blades without the use of additional film cooling in the rear cavity, which leads to an increase in their resource and, accordingly, the resource of the gas turbine as a whole.

Это достигается тем, что известная охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины, содержащая полое перо, выполненное в виде передней полости и задней полости, разделенных радиальной перегородкой, передний дефлектор, установленный в передней полости и закрепленный первыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, задний дефлектор, установленный в задней полости и закрепленный вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, щелевой канал выходной кромки с установленными в нем штырьками-турбулизаторами, при этом в переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости, в заднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, в передней полости в стенках полого пера выполнены отверстия пленочного охлаждения, снабжена затеняющими ребрами, установленными за вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта таким образом, что задний дефлектор зафиксирован их торцами, вторые поперечные ребра, в свою очередь, выполнены укороченными, при этом длина участка установки затеняющих ребер выбрана от 0,6b до 0,7b, где b - хорда поперечного сечения полого пера, каждое затеняющее ребро расположено перед соответствующим отверстием струйного охлаждения стенок задней полости со стороны радиальной перегородки, и выполнено в виде сектора кольца, центр которого совпадает с центром отверстий струйного охлаждения стенок задней полости, а радиус R ближней к ним стенки затеняющего ребра выбран от 1,0d до 1,5d, где d - диаметр отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, при этом ширина h затеняющих ребер в радиальном направлении выбрана в диапазоне от 1,05d до 1,10d.This is achieved by the fact that the known cooled blade of the nozzle apparatus of a gas turbine containing a hollow feather made in the form of a front cavity and a rear cavity separated by a radial partition, a front deflector installed in the front cavity and fixed by the first transverse ribs on the walls of the hollow feather from the back and troughs, a rear deflector installed in the back cavity and secured by second transverse ribs on the walls of the hollow pen from the back and trough, the slotted channel of the outlet edge is installed and pins-turbulators in it, while in the front deflector there are holes for the jet cooling of the input edge and the walls of the front cavity, in the rear deflector there are holes for the jet cooling of the walls of the back cavity, in the front cavity in the walls of the hollow pen there are holes for film cooling, equipped with shading ribs, mounted behind the second transverse ribs on the walls of the hollow feather from the back and trough so that the rear deflector is fixed by their ends, the second transverse ribs, in their eyes the shreds are made shortened, while the length of the installation site of the shading ribs is selected from 0.6b to 0.7b, where b is the chord of the cross section of the hollow pen, each shading rib is located in front of the corresponding hole for the jet cooling of the walls of the posterior cavity from the side of the radial partition, and in the form of a sector of the ring, the center of which coincides with the center of the holes of the jet cooling of the walls of the posterior cavity, and the radius R of the wall of the shading rib closest to them is selected from 1.0d to 1.5d, where d is the diameter of the hole of the jet cooling of the walls beyond cavity therein, wherein the width h shading ribs in the radial direction is selected in the range of up to 1,05d 1,10d.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины (продольный разрез), на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера охлаждаемой лопатки, на фиг. 3 показано выполнение затеняющих ребер, на фиг. 4 представлено натекание струй воздуха по отношению к охлаждаемой поверхности согласно прототипу, на фиг. 5 показано натекание струй воздуха на охлаждаемую поверхность согласно предлагаемому изобретению, на фиг. 6 изображены экспериментальные распределения плотности теплового потока q по длине канала задней полости со стороны спинки в модели лопатки по прототипу (M1) и по длине канала задней полости со стороны спинки в модели лопатки согласно предлагаемому изобретению (М2).The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a cooled blade of a nozzle apparatus of a gas turbine (longitudinal section), FIG. 2 is a cross-sectional view A-A of a feather of a cooled blade; FIG. 3 shows the implementation of shading ribs; FIG. 4 shows the leakage of air jets in relation to the surface to be cooled according to the prototype, FIG. 5 shows the flow of air jets onto a cooled surface according to the invention, FIG. 6 shows the experimental distribution of the heat flux density q along the length of the channel of the posterior cavity from the back in the blade model according to the prototype (M1) and along the length of the channel of the rear cavity from the back in the model of the blade according to the invention (M2).

Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины содержит полое перо 1, выполненное в виде передней полости 2 и задней полости 3, разделенных радиальной перегородкой 4. В передней полости 2 установлен передний дефлектор 5, закрепленный первыми поперечными ребрами 6 на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта. В задней полости 3 установлен задний дефлектор 7, закрепленный вторыми поперечными ребрами 8 на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта. В переднем дефлекторе 5 выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости 9. В заднем дефлекторе 7 выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10. В передней полости 2 в стенках полого пера 1 выполнены отверстия пленочного охлаждения 11.The cooled blade of the nozzle apparatus of a gas turbine contains a hollow feather 1 made in the form of a front cavity 2 and a rear cavity 3 separated by a radial partition 4. In the front cavity 2 there is a front deflector 5 fixed by the first transverse ribs 6 on the walls of the hollow feather 1 from the back and trough. In the rear cavity 3, a rear deflector 7 is mounted, secured by second transverse ribs 8 on the walls of the hollow feather 1 from the back and trough. In the front deflector 5, holes for the jet cooling of the input edge and the walls of the front cavity 9 are made. In the rear deflector 7, the holes for the jet cooling of the walls of the rear cavity 10 are made. In the front cavity 2, the holes of the film cooling 11 are made in the walls of the hollow pen 1.

Вторые поперечные ребра 8 выполнены укороченными и за ними на стенках полого пера 1 со стороны спинки и корыта установлены затеняющие ребра 12 таким образом, что задний дефлектор 7 зафиксирован их торцами. При этом длина участка установки затеняющих ребер 12 выбрана от 0,6b до 0,7b, где b - хорда поперечного сечения полого пера 1. Каждое затеняющее ребро 12 расположено перед соответствующим отверстием струйного охлаждения стенок задней полости 10 со стороны радиальной перегородки 4, и выполнено в виде сектора кольца, центр которого совпадает с центром отверстий струйного охлаждения стенок задней полости 10, а радиус R ближней к ним стенки затеняющего ребра 12 выбран от 1,0d до 1,5d, где d - диаметр отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10. При этом ширина h затеняющих ребер 12 в радиальном направлении выбрана в диапазоне от 1,05d до 1,10d. В щелевом канале выходной кромки 13 установлены штырьки-турбулизаторы 14.The second transverse ribs 8 are made shortened and behind them on the walls of the hollow feather 1 from the back and trough side shading ribs 12 are installed so that the rear deflector 7 is fixed by their ends. The length of the installation area of the shading ribs 12 is selected from 0.6b to 0.7b, where b is the chord of the cross section of the hollow pen 1. Each shading rib 12 is located in front of the corresponding hole for the jet cooling of the walls of the rear cavity 10 from the side of the radial partition 4, and in the form of a ring sector, the center of which coincides with the center of the jet cooling holes of the walls of the rear cavity 10, and the radius R of the wall of the shading rib 12 nearest to them is selected from 1.0d to 1.5d, where d is the diameter of the jet cooling hole of the walls of the rear cavity 10. When e the volume h of the shading ribs 12 in the radial direction is selected in the range from 1.05d to 1.10d. In the slotted channel of the output edge 13, turbulator pins 14 are installed.

Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины работает следующим образом.The cooled blade of the nozzle apparatus of a gas turbine operates as follows.

Воздух поступает в передний 5 и задний 7 дефлекторы. Через отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости 9 воздух струями натекает на внутреннюю поверхность стенок полого пера 1, охлаждает их, движется между стенками переднего дефлектора 5 и полого пера 1, и вытекает в проточную часть турбины через отверстия пленочного охлаждения 11. В задней полости 3 воздух через отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10 поступает в каналы между задним дефлектором 7 и стенками полого пера 1, и движется в сторону щелевого канала выходной кромки 13. Воздух через щелевой канал выходной кромки 13 вытекает в проточную часть турбины.Air enters the front 5 and rear 7 deflectors. Through the openings for cooling the inlet edge and the walls of the front cavity 9, the air flows into the walls of the front deflector 5 and the hollow pen 1 and flows into the turbine through the openings of the film cooling 11. In the back cavity 3, air through the holes for jet cooling of the walls of the rear cavity 10 enters the channels between the rear deflector 7 and the walls of the hollow pen 1, and moves towards the slotted channel of the output edge 13. Air through the slotted channel Al output edge 13 flows into the flow part of the turbine.

Участок установки затеняющих ребер 12 соответствует участку локального увеличения коэффициентов со стороны газового потока на корыте. Затеняющие ребра 12 формируют участки поверхности стенки полого пера 1, закрытые от воздействия сносящего потока охлаждающего воздуха, вытекающего из отверстий струйного охлаждения стенок задней полости 10, обеспечивая натекание струй воздуха через отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10 под прямым углом к охлаждаемой поверхности. Ширина затеняющих ребер 12, выбранная экспериментально, обеспечивает гарантированное затенение струй, исключающее их деформацию сносящим потоком. Это обеспечивает максимальную интенсивность струйного охлаждения.The installation area of the shading ribs 12 corresponds to the area of local increase in the coefficients from the gas flow on the trough. Shading ribs 12 form sections of the wall surface of the hollow pen 1, which are closed from the blowing stream of cooling air flowing out from the jet cooling holes of the walls of the rear cavity 10, ensuring that air jets flow through the jet cooling holes of the walls of the rear cavity 10 at right angles to the cooled surface. The width of the shading ribs 12, selected experimentally, provides guaranteed shading of the jets, eliminating their deformation by a drift flow. This provides maximum jet cooling intensity.

Проведенное численное моделирование течения воздуха в каналах задней полости 3 показало, что установка затеняющих ребер 12 предотвращает воздействие сносящего потока на струи, вытекающие из отверстий струйного охлаждения стенок задней полости 10 (фиг. 5). На данном рисунке видно, что сносящий поток обтекает затеняющие ребра 12, за ними формируются отрывные зоны, в которые вдуваются струи охлаждающего воздуха. В результате, при подаче воздуха в канал через последовательно расположенные отверстия струйного охлаждения стенок задней полости 10, не происходит уменьшения угла натекания струй на охлаждаемую поверхность, как это имеет место в прототипе (фиг. 4).A numerical simulation of the air flow in the channels of the back cavity 3 showed that the installation of shading ribs 12 prevents the impact of the drift stream on the jet flowing from the holes of the jet cooling of the walls of the back cavity 10 (Fig. 5). It can be seen in this figure that the drift stream flows around the shading ribs 12, behind them tear zones are formed into which jets of cooling air are blown. As a result, when air is supplied to the channel through sequentially located holes for jet cooling of the walls of the rear cavity 10, there is no decrease in the angle of leakage of jets onto the cooled surface, as is the case in the prototype (Fig. 4).

При этом затеняющие ребра 12 работают и как интенсификаторы теплоотдачи, турбулизируя поток воздуха, а также увеличивают площадь со стороны охладителя. Это уменьшает температуру стенки полого пера 1 на участке установки затеняющих ребер 12 при обтекании потоком горячего газа и уменьшает разность температуры полого пера 1 в поперечном сечении. 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.In this case, the shading ribs 12 also act as heat transfer intensifiers, turbulent air flow, and also increase the area on the cooler side. This reduces the wall temperature of the hollow pen 1 in the installation area of the shading ribs 12 when flowing around with a stream of hot gas and reduces the temperature difference of the hollow pen 1 in the cross section. Reducing the unevenness of the temperature field of the hollow pen 1 of the scapula reduces the value of thermal stresses and, as a result, the total stresses in the walls of the hollow pen 1 of the scapula. This ensures, without changing the total air flow through the blade, increasing the safety margins and increasing the life of the blade.

Для подтверждения решения поставленной задачи с использованием технологии селективного лазерного плавления были изготовлены две модели каналов задней полости сопловой лопатки, расположенных со стороны спинки - M1 и М2. Модель М2 отличалась от модели M1 наличием трех рядов затеняющих ребер 12, выполненных на последних рядах отверстий в стенках заднего дефлектора 7, со стороны выходной кромки. Шаг ребер 6 мм. Затеняющие ребра 12 изготовлены шириной 1,1d. Диаметр d отверстий струйного охлаждения стенок задней полости 10 - 0,5 мм. 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.). На фиг. 6 приведен график распределения плотности теплового потока q по длине канала задней полости со стороны спинки в модели M1, соответствующей конструкции каналов лопатки - прототипа, и модели М2, соответствующей каналам лопатки, согласно предлагаемому изобретению. Начало координат по горизонтальной оси соответствует радиальной перегородке 4. Испытания проводились для рабочего перепада давления Р/Po = 1,8; где Р - давление воздуха на входе в модель, Po - давление на срезе щелевого канала выходной кромки 13.To confirm the solution of this problem using selective laser melting technology, two models of the channels of the posterior cavity of the nozzle blade located on the back side, M1 and M2, were made. The M2 model differed from the M1 model by the presence of three rows of shading ribs 12, made on the last rows of holes in the walls of the rear deflector 7, from the output edge. The spacing of the ribs is 6 mm. Shading ribs 12 are made with a width of 1.1d. The diameter d of the holes for jet cooling of the walls of the rear cavity 10 - 0.5 mm 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.). In FIG. 6 is a graph of the distribution of heat flux density q along the length of the channel of the posterior cavity from the back in the model M1, corresponding to the design of the channels of the blade of the prototype, and model M2, corresponding to the channels of the blade according to the invention. The origin on the horizontal axis corresponds to the radial partition 4. Tests were carried out for a working pressure drop of P / P o = 1.8; where P is the air pressure at the entrance to the model, P o is the pressure at the cut of the slotted channel of the output edge 13.

Как видно, коэффициент теплоотдачи q на участке установки затеняющих ребер 12 в модели М2 увеличился в среднем на 30-40% по сравнению с моделью M1. Таким образом, достигнуто значительное увеличение интенсивности теплоотдачи и, соответственно, эффективности охлаждения на участке пера с локальным максимумом теплоотдачи со стороны газового потока.As can be seen, the heat transfer coefficient q in the installation area of the shading ribs 12 in the M2 model increased by an average of 30-40% compared to the M1 model. Thus, a significant increase in the intensity of heat transfer and, accordingly, the cooling efficiency in the area of the pen with a local maximum heat transfer from the gas stream has been achieved.

Использование изобретения позволяет повысить ресурс рабочих лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом за счет выравнивания температурного поля в поперечных сечениях 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 the alignment of the temperature field in the cross sections of the feather blades.

Claims (1)

Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины, содержащая полое перо, выполненное в виде передней полости и задней полости, разделенных радиальной перегородкой, передний дефлектор, установленный в передней полости и закрепленный первыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, задний дефлектор, установленный в задней полости и закрепленный вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта, щелевой канал выходной кромки с установленными в нем штырьками-турбулизаторами, при этом в переднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения входной кромки и стенок передней полости, в заднем дефлекторе выполнены отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, в передней полости в стенках полого пера выполнены отверстия пленочного охлаждения, отличающаяся тем, что она снабжена затеняющими ребрами, установленными за вторыми поперечными ребрами на стенках полого пера со стороны спинки и корыта таким образом, что задний дефлектор зафиксирован их торцами, вторые поперечные ребра, в свою очередь, выполнены укороченными, при этом длина участка установки затеняющих ребер выбрана от 0,6b до 0,7b, где b - хорда поперечного сечения полого пера, каждое затеняющее ребро расположено перед соответствующим отверстием струйного охлаждения стенок задней полости со стороны радиальной перегородки и выполнено в виде сектора кольца, центр которого совпадает с центром отверстий струйного охлаждения стенок задней полости, а радиус R ближней к ним стенки затеняющего ребра выбран от 1,0d до 1,5d, где d - диаметр отверстия струйного охлаждения стенок задней полости, при этом ширина h затеняющих ребер в радиальном направлении выбрана в диапазоне от 1,05d до 1,10d.The cooled blade of the nozzle apparatus of a gas turbine, containing a hollow feather made in the form of a front cavity and a rear cavity separated by a radial partition, a front deflector installed in the front cavity and fixed by the first transverse ribs on the walls of the hollow pen from the back and trough, the rear deflector installed in the back cavity and secured by second transverse ribs on the walls of the hollow pen from the back and trough, the slotted channel of the output edge with the installed turbulent pins, at the same time, in the front deflector there are holes for the jet cooling of the input edge and the walls of the front cavity, in the rear deflector there are holes for the jet cooling of the walls of the back cavity, in the front cavity in the walls of the hollow pen there are holes for film cooling, characterized in that it is equipped with shading ribs installed behind the second transverse ribs on the walls of the hollow feather from the back and trough so that the rear deflector is fixed by their ends, the second transverse ribs, in turn, are shortened, while the length of the installation area of the shading ribs is selected from 0.6b to 0.7b, where b is the chord of the cross section of the hollow pen, each shading rib is located in front of the corresponding hole for the jet cooling of the walls of the posterior cavity from the side of the radial partition and is made in the form of a sector rings, the center of which coincides with the center of the holes of the jet cooling of the walls of the posterior cavity, and the radius R of the wall of the shading rib closest to them is selected from 1.0d to 1.5d, where d is the diameter of the hole of the jet cooling of the walls of the posterior bands ty, while the width h of the shading ribs in the radial direction is selected in the range from 1.05d to 1.10d.
RU2017139487A 2017-11-14 2017-11-14 Gas turbine guide vane cooled blade RU2663966C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139487A RU2663966C1 (en) 2017-11-14 2017-11-14 Gas turbine guide vane cooled blade

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139487A RU2663966C1 (en) 2017-11-14 2017-11-14 Gas turbine guide vane cooled blade

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2663966C1 true RU2663966C1 (en) 2018-08-13

Family

ID=63177379

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017139487A RU2663966C1 (en) 2017-11-14 2017-11-14 Gas turbine guide vane cooled blade

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2663966C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2686244C1 (en) * 2018-11-13 2019-04-24 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") Cooled blade of gas turbine
RU2792502C1 (en) * 2022-04-20 2023-03-22 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Cooled turbine of gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259730A (en) * 1991-11-04 1993-11-09 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
SU1287678A2 (en) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Cooled turbine blade
US6238182B1 (en) * 1999-02-19 2001-05-29 Meyer Tool, Inc. Joint for a turbine component
US6238183B1 (en) * 1998-06-19 2001-05-29 Rolls-Royce Plc Cooling systems for gas turbine engine airfoil
US20040009066A1 (en) * 2002-07-11 2004-01-15 Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Turbine blade and gas turbine
RU2238411C1 (en) * 2003-06-03 2004-10-20 "МАТИ"-Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского Cooled gas-turbine blade

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1287678A2 (en) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Cooled turbine blade
US5259730A (en) * 1991-11-04 1993-11-09 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US6238183B1 (en) * 1998-06-19 2001-05-29 Rolls-Royce Plc Cooling systems for gas turbine engine airfoil
US6238182B1 (en) * 1999-02-19 2001-05-29 Meyer Tool, Inc. Joint for a turbine component
US20040009066A1 (en) * 2002-07-11 2004-01-15 Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Turbine blade and gas turbine
RU2238411C1 (en) * 2003-06-03 2004-10-20 "МАТИ"-Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского Cooled gas-turbine blade

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2686244C1 (en) * 2018-11-13 2019-04-24 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") Cooled blade of gas turbine
RU2792502C1 (en) * 2022-04-20 2023-03-22 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Cooled turbine of gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7887294B1 (en) Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes
US8864469B1 (en) Turbine rotor blade with super cooling
EP3124745B1 (en) Turbo-engine component with film cooled wall
KR100705116B1 (en) Improved film cooling for microcircuits
US5779438A (en) Arrangement for and method of cooling a wall surrounded on one side by hot gas
EP1655453B1 (en) Method of modifying a component having a film cooling arrangement
CN106437862B (en) Method for cooling a turbine engine component and turbine engine component
JP6407276B2 (en) Gas turbine engine component including trailing edge cooling using impingement angled to a surface reinforced by a cast chevron array
US20010016162A1 (en) Cooled blade for a gas turbine
US20140219818A1 (en) Turbine Component Cooling Channel Mesh with Intersection Chambers
JP6594525B2 (en) Turbine blade having flow displacement features with a partially sealed radial passage
RU2538978C2 (en) Cooled gas turbine blade and method of its operation
KR20180065728A (en) Cooling Structure for Vane
KR19980024232A (en) Air Foil for Gas Turbine
US10494931B2 (en) Internally cooled turbine airfoil with flow displacement feature
JP2011185271A (en) Device for cooling platform of turbine component
JP2013124663A (en) Use of multi-faceted impingement opening for increasing heat transfer characteristics on gas turbine component
JPH05248204A (en) Turbine blade
KR20070054560A (en) Microcircuit coolig for blades
JP2017527727A (en) Turbine blade cooling system with leading edge impingement cooling system and adjacent wall impingement system
BR102016004205A2 (en) engine component for a gas turbine engine
JP2010502872A (en) Cooled turbine blade
BR102016026298A2 (en) film hole passage for a component
WO2017074404A1 (en) Turbine airfoil with offset impingement cooling at leading edge
JP2018529045A (en) Turbine blade with internal impingement cooling feature

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190215

Effective date: 20190215