RU2670650C9 - Лопатка турбины - Google Patents

Лопатка турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2670650C9
RU2670650C9 RU2017105469A RU2017105469A RU2670650C9 RU 2670650 C9 RU2670650 C9 RU 2670650C9 RU 2017105469 A RU2017105469 A RU 2017105469A RU 2017105469 A RU2017105469 A RU 2017105469A RU 2670650 C9 RU2670650 C9 RU 2670650C9
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
heat
pen
section
shielding coating
Prior art date
Application number
RU2017105469A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017105469A (ru
RU2017105469A3 (ru
RU2670650C2 (ru
Inventor
Ясунори КИМУРА
Синити ХИГУТИ
Итиро МИЕСИ
Такуя ТАКЕДА
Original Assignee
Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд.
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=57944306&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2670650(C9) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. filed Critical Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд.
Publication of RU2017105469A publication Critical patent/RU2017105469A/ru
Publication of RU2017105469A3 publication Critical patent/RU2017105469A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2670650C2 publication Critical patent/RU2670650C2/ru
Publication of RU2670650C9 publication Critical patent/RU2670650C9/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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow 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
    • 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
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/306—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the suction side of a rotor blade
    • 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
    • F05D2260/202—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
    • F05D2260/231—Preventing heat transfer
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопатка турбины содержит канал охлаждения, сформированный в лопатке и проходящий в направлении ее высоты, и множество отверстий охлаждения. Спинка пера и корыто пера лопатки покрыты теплозащитным покрытием. Расчетная точка на спинке пера задана на поверхности лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, в пределах диапазона от положения позади положения критического сечения, включая это положение, в котором расстояние между лопатками турбины является минимальным, до положения спереди от положения выходного конца последнего канала охлаждения, за исключением этого положения, которое является ближайшим к выходной кромке лопатки. Распределение толщины теплозащитного покрытия на спинке пера каждого сечения лопатки выполнено так, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки и постепенно уменьшается от расчетной точки назад до выходной кромки лопатки. Множество отверстий охлаждения для образования пленки на спинке пера выполнены в поверхности лопатки и теплозащитном покрытии на спинке пера и сообщаются с каналом охлаждения. Отверстия охлаждения для образования пленки на спинке пера в последнем множестве, ближайшем к выходной кромке лопатки из множества отверстий охлаждения для образования пленки, на спинке пера, присутствуют в пределах диапазона от позади положения критического сечения и включая это положение, и до положения спереди от положения выходного конца последнего канала охлаждения и за исключением этого положения. Расчетная точка задана в пределах диапазона от положения позади положения отверстий для охлаждения для образования пленки на спинке пера в последнем множестве и включая это положение, и до положения спереди от положения выходного конца последнего канала охлаждения и за исключением этого положения на поверхности лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки. Изобретение позволяет повысить аэродинамические характеристики пера лопатки. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Область техники, к которой относится изобретение
Данное изобретение относится к лопатке турбины, которая включает в себя, по меньшей мере, один канал охлаждения, сформированный в лопатке таким образом, что он простирается в направлении высоты лопатки, и которая имеет поверхности лопатки, покрытые теплозащитным покрытием.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Газовая турбина - это разновидность вращающейся машины, использовавшаяся в качестве источника энергии главным образом для сообщения воздушному судну движения вперед или генерирования энергии. Газовая турбина оснащена компрессором, камерой сгорания и турбиной. Компрессор всасывает и сжимает воздух и вырабатывает сжатый воздух. Камера сгорания сжигает топливо со сжатым воздухом, вырабатываемым компрессором, и вырабатывает высокотемпературные газообразные продукты сгорания. Газообразные продукты сгорания (газообразные продукты основного потока), вырабатываемые камерой сгорания, вращают турбину.
Для повышения рабочих характеристик газовой турбины требуется увеличить температуру газообразных продуктов сгорания. Вместе с тем, существует проблема (а именно, пластическая деформация, утонение из-за окисления и т.п.), при наличии которой увеличение температуры газообразных продуктов сгорания приводит к тому, что лопатке турбины (то есть, лопатке статора или лопатке ротора) легко причиняется повреждение. В качестве контрмеры для этой проблемы, есть способ формирования канала охлаждения внутри лопатки турбины и вынуждения протекания охлаждающего воздуха по каналу охлаждения. Также есть способ нанесения теплозащитного покрытия на поверхность лопатки (то есть, поверхность материала лопатки).
Хотя увеличение толщины теплозащитного покрытия приводит к более интенсивному воздействию высокотемпературных газообразных продуктов основного потока на теплозащитную поверхность лопатки, аэродинамические характеристики лопатки турбины снижаются. Таким образом, в соответствии с документом JP-A-2013-194667, толщина теплозащитного покрытия на выходной кромке лопатки постепенно уменьшается к задней стороне. При этом, ширина выходной кромки лопатки уменьшается, и поэтому аэродинамические характеристики повышаются.
Ниже будет приведено подробное описание из документа JP-A-2013-194667. В соответствии с документом JP-A-2013-194667, расчетную точку на спинке пера задают в положении выходного конца готового канала охлаждения, которое является ближайшим к выходной кромке лопатки, по меньшей мере, в одном канале охлаждения, простирающемся в направлении высоты лопатки (а именно, в положении, через которое прямая линия, которая проходит через выходной конец готового канала охлаждения и перпендикулярная средней линии профиля, проходит через поверхность лопатки на спинке пера) на поверхности лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки. Кроме того, конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на спинке пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки на спинке пера и постепенно уменьшается от расчетной точки на спинке пера назад до выходной кромки лопатки.
Аналогичным образом, расчетную точку на корыте пера задают в положении выходного конца готового канала охлаждения (а именно, в положении, через которое прямая линия, которая проходит через выходной конец готового канала охлаждения и перпендикулярная средней линии профиля, проходит через поверхность лопатки на корыте пера) на поверхности лопатки на корыте пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки. Кроме того, конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на корыте пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки на корыте пера и постепенно уменьшается от расчетной точки на корыте пера назад до выходной кромки лопатки.
Сущность изобретения
В вышеупомянутом известном техническом решении присутствует следующая проблема. То есть, в соответствии с документом JP-A-2013-194667, расчетную точку на спинке пера задают в положении выходного конца готового канала охлаждения, а область, где толщина теплозащитного покрытия на спинке пера постепенно уменьшается, относительно мала. Следовательно, градиент замедления текучей среды, протекающей по теплозащитному покрытию на спинке пера, локально увеличивается, а пограничный слой легко растет. Поэтому увеличивается потеря аэродинамической силы.
Задача изобретения состоит в том, чтобы разработать лопатку турбины, выполненную с возможностью создания более пологого градиента замедления текучей среды, протекающей по теплозащитному покрытию на спинке пера, подавления роста пограничного слоя и подавления потери аэродинамической силы.
Чтобы решить вышеупомянутую задачу, в изобретении предложена лопатка турбины, включающая в себя: по меньшей мере, один канал охлаждения, который сформирован в лопатке и простирается в направлении высоты лопатки, причем на поверхности лопатки на спинке пера и корыте пера нанесено теплозащитное покрытие, расчетная точка на спинке пера задана на поверхности лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, в пределах диапазона от положения позади положения критического сечения и включая это положение, в котором расстояние между лопатками турбины претерпевает глобальный минимум, до положения спереди от положения выходного конца готового канала охлаждения и за исключением этого положения, которое является ближайшим к выходной кромке лопатки, в упомянутом, по меньшей мере, одном канале охлаждения, а конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на спинке пера каждой сечении лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки и постепенно уменьшается от расчетной точки назад до выходной кромки лопатки.
В изобретении, конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на задней стороне каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки и постепенно уменьшается от расчетной точки назад до выходной кромки лопатки аналогично документу JP-A-2013-194667. Вместе с тем, расчетная точка на спинке пера задана дальше спереди, а область, где толщина теплозащитного покрытия на спинке пера постепенно уменьшается, увеличена по сравнению с конфигурацией, о которой идет речь в документе JP-A-2013-194667. При этом градиент замедления текучей среды, протекающей по теплозащитному покрытию на спинке пера, можно сделать более пологим и подавить рост пограничного слоя. Следовательно, появляется возможность подавить потерю аэродинамической силы.
В соответствии с изобретением, появляется возможность сделать градиент замедления текучей среды, протекающей по теплозащитному покрытию на спинке пера, более пологим, подавить рост пограничного слоя и подавить потерю аэродинамической силы.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг.1 представлена упрощенная схема, иллюстрирующая конфигурацию газовой турбины, к которой применимо изобретение и которая предназначена для выработки энергии.
На фиг.2 представлено сечение, иллюстрирующее конструкцию газовой турбины, к которой применимо изобретение.
На фиг.3 представлено поперечное сечение, иллюстрирующее конструкцию лопатки турбины в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения наряду с каналом между лопатками турбины.
На фиг.4 представлено продольное сечение, проведенное по линии IV-IV, показанной на фиг.3.
На фиг.5 представлено в увеличенном масштабе частичное поперечное сечение участка V, показанного на фиг.3.
На фиг.6 представлен график, иллюстрирующий распределение скорости текучей среды, протекающей по теплозащитному покрытию на спинке пера лопатки турбины, в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения и сравнительным примером.
На фиг.7 представлено в увеличенном масштабе частичное поперечное сечение, иллюстрирующее конструкцию лопатки турбины в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения.
На фиг.8 представлено в увеличенном масштабе частичное поперечное сечение, иллюстрирующее конструкцию лопатки турбины в соответствии с примером модификации изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Теперь, со ссылками на чертежи, будет приведено описание первого варианта осуществления изобретения.
На фиг.1 представлена упрощенная схема, иллюстрирующая конфигурацию газовой турбины для выработки энергии, к которой применимо изобретение и которая предназначена для выработки энергии, а на фиг.2 представлено сечение, иллюстрирующее конструкцию газовой турбины.
Газовая турбина оснащена компрессором 1, камерой 2 сгорания, турбиной 3, и генератором 4 энергии. Компрессор 1 всасывает и сжимает воздух и вырабатывает сжатый воздух. Камера 2 сгорания сжигает топливо со сжатым воздухом, вырабатываемым компрессором 1, и вырабатывает высокотемпературные газообразные продукты сгорания. Газообразные продукты сгорания (газообразные продукты основного потока), вырабатываемые камерой 2 сгорания, вращают турбину 3. Турбина 3 осуществляет привод генератора 4 энергии, который вырабатывает энергию. Ротор 5 турбины 3 соединен с ротором генератора 4 энергии посредством соединительного вала 6 и соединен с ротором компрессора 1 посредством промежуточного вала 7.
Турбина 3 оснащена ротором 5 и вращающимися лопатками 8a, 8b, 8c и 8d во множестве венцов, предусмотренных на стороне внешней окружности ротора 5. Турбина 3 также оснащена корпусом 9, который взаимодействует с ротором 5 и вращающимися лопатками 8a, 8b, 8c и 8d, и лопатками 10a, 10b, 10c и 10d статора во множестве венцов, предусмотренных на стороне внутренней окружности корпуса 9. Конфигурации лопаток статора или лопаток ротора в каждом венце множества лопаток статора или лопаток ротора выровнены в окружном направлении турбины 3. Лопатки статора и лопатки ротора в каждом венце расположены в чередующемся порядке в осевом направлении (горизонтальном направлении на фиг.2) турбины 3. Тогда высокотемпературные газообразные продукты сгорания, вырабатываемые камерой 2 сгорания, расширяются, проходя попеременно через лопатки статора в каждом венце и лопатки ротора в каждом венце, и вращают ротор 5.
На фиг.3 представлено поперечное сечение, иллюстрирующее конструкцию лопатки турбины (то есть, вышеупомянутых лопаток ротора или лопаток статора турбины 3) в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения наряду с каналом между лопатками турбины (иными словами, в сечении в окружном направлении турбины). На фиг.4 представлено продольное сечение, проведенное по линии IV-IV, показанной на фиг.3 (иными словами, в сечении, проведенном по средней линии профиля). На фиг.5 представлено в увеличенном масштабе частичное поперечное сечение части V, показанной на фиг.3.
На поверхности 12 лопатки на спинке пера и поверхности 13 лопатки на корыте пера лопатки 11 турбины нанесено теплозащитное покрытие 14 (а именно, покрытие с удельной теплопроводностью, меньшей, чем удельная теплопроводность материала лопатки). При этом, поверхности 12 и 13 лопатки (то есть, поверхности материала лопатки) имеют тепловую защиту от высокотемпературных газообразных продуктов основного потока.
Внутри лопатки 11 турбины выполнено множество каналов 15a-15f охлаждения, простирающихся в направлении высоты лопатки (вертикальном направлении на фиг.4). В поверхности 12 лопатки и теплозащитном покрытии 14 на спинке пера выполнены отверстия 16a и 16b для охлаждения пленки, например - в двух подмножествах, а в поверхности 13 лопатки и теплозащитном покрытии 14 на корыте пера выполнены отверстия 17 для охлаждения пленки, например - в одном подмножестве. Конфигурация отверстий для охлаждения пленки в соответствующих подмножествах предусматривает ориентацию множества отверстий для охлаждения пленки в направлении высоты лопатки.
Каналы 15a, 15b и 15c охлаждения расположены на стороне входной кромки лопатки (левой стороне на фиг.3 и 4) и сообщаются друг с другом на стороне хвостовика лопатки (нижней стороне на фиг.4) и стороне законцовки лопатки (правой стороне на фиг.4), образуя канал, имеющий извилистую форму. Канал 15c охлаждения сообщается с отверстием 18a на стороне хвостовика лопатки и отверстием 18b на стороне законцовки лопатки, канал охлаждения 15b сообщается с отверстием 18c на стороне законцовки лопатки, и канал 15a охлаждения сообщается с отверстиями 16a и 17 для охлаждения пленки. Тогда воздух, отбираемый из промежуточной ступени компрессора 1 (см. фиг.1) протекает как охлаждающий воздух (а именно, воздух при температуре, более низкой, чем температура газообразных продуктов основного потока) из отверстия 18a вовнутрь лопатки, а потом течет по каналу 15c охлаждения. Часть охлаждающего воздуха, который протек по каналу 15c охлаждения, выпускается из отверстий 18b и 18c наружу из лопатки, а остальная часть охлаждающего воздуха течет в каналы 15b и 15a охлаждения. Охлаждающий воздух, который протек по каналу 15a охлаждения, выпускается из отверстий 16a и 17 для охлаждения пленки наружу из лопатки.
Каналы 15d, 15e и 15f охлаждения расположены на стороне выходной кромки лопатки (правой стороне на фиг.3 и 4) и сообщаются друг с другом на стороне хвостовика лопатки и стороне законцовки лопатки, образуя канал, имеющий извилистую форму. Канал 15d охлаждения сообщается с отверстием 18d на стороне хвостовика лопатки и отверстием 18e на стороне законцовки лопатки, канал 15e охлаждения сообщается с отверстием 16b для охлаждения пленки, а канал 15f охлаждения сообщается с выпускным каналом 19 на выходной кромке. Тогда воздух, отбираемый из промежуточной ступени компрессора 1, протекает как охлаждающий воздух из отверстия 18d вовнутрь лопатки, а потом течет по каналу 15d охлаждения. Часть охлаждающего воздуха, который протек по каналу 15d охлаждения, выпускается из отверстия 18e наружу из лопатки, а остальная часть охлаждающего воздуха течет в канал 15e охлаждения. Часть охлаждающего воздуха, который протек по каналу 15e охлаждения, выпускается из отверстия 16b для охлаждения пленки, а остальная часть охлаждающего воздуха течет в канал 15f охлаждения. Охлаждающий воздух, который протек по каналу 15f охлаждения, выпускается из выпускного канала 19 на выходной кромке (выпускного отверстия) наружу из лопатки. Выпускной канал 19 на выходной кромке снабжен множеством штифтов 20, простирающихся между спинкой пера и корытом пера.
Как описано выше, охлаждающий воздух, текущий по вышеописанным каналам 15a-15f охлаждения, охлаждает внутреннюю область между поверхностями 12 и 13 лопатки. Охлаждающий воздух, испускаемый из отверстий 16a, 16b и 17 для охлаждения пленки, протекая вдоль поверхности теплозащитного покрытия 14, охлаждает теплозащитное покрытие 14 (иными словами, пространство снаружи поверхностей 12 и 13 лопатки).
Здесь будет приведено описание распределения толщины теплозащитного покрытия 14 как признака согласно варианту осуществления. Расчетная точка P1 на спинке пера задана на поверхности 12 лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, характерному для лопатки 11 турбины, в пределах диапазона от некоторого положения позади (на стороне выходной кромки) положения S критического сечения сопла и включая это положение, в котором расстояние между лопатками 11 турбины претерпевает глобальный минимум, и до положения спереди от положения R выходного конца готового канала 15f охлаждения (на стороне входной кромки) и за исключением этого положения, которое является ближайшим к выходной кромке лопатки, в каналах 15a-15f охлаждения. Кроме того, конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия 14 на спинке пера каждой сечении лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия 14 неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до расчетной точки P1 и постепенно уменьшается до заранее определенного значения hb (где hb < ha) от расчетной точки P1 назад до выходной кромки лопатки.
Кроме того, расчетная точка P2 на корыте пера задана симметричной с расчетной точкой P1 на спинке пера относительно средней линии L профиля (центральной линии профиля лопатки) в качестве оси симметрии на поверхности 13 лопатки на корыте пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, характерному для лопатки 11 турбины. Конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия 14 на корыте пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия 14 неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до расчетной точки P2 и постепенно уменьшается до заранее определенного значения hb (где hb < ha) от расчетной точки P2 назад до выходной кромки лопатки.
В соответствии с вариантом осуществления, отверстие 16b для охлаждения пленки в конечном подмножестве, являющееся ближайшим к выходной кромке лопатки среди отверстий 16a и 16b для охлаждения пленки на спинке пера в двух подмножествах, находится в пределах диапазона от некоторого положения позади положения S критического сечения, включая это положение, и до некоторого положения спереди от положения R выходного конца готового канала 15f охлаждения, за исключением этого положения. Кроме того, расчетная точка P1 на спинке пера задана в пределах диапазона позади положения S критического сечения, включая положение S, и спереди за положением отверстия 16b для охлаждения пленки на поверхности 12 лопатки на спинке пера каждого сечения лопатки в конечном множестве.
Далее будет приведено описание эффектов и преимуществ согласно рассматриваемому варианту осуществления.
Элементы аэродинамических характеристик лопатки 11 турбины включают в себя пограничный слой на поверхности теплозащитного покрытия 14 на спинке пера и след (область дефекта скорости) на находящейся ниже по течению стороне выходной кромки лопатки. Состояние пограничного слоя на поверхности теплозащитного покрытия 14 на спинке пера зависит от распределения скорости на поверхности теплозащитного покрытия 14 на спинке пера. На спинке пера лопатки наблюдается распределение, при котором скорость увеличивается от входной кромки лопатки до критического сечения и уменьшается от критического сечения до выходной кромки лопатки (см. фиг.6). Пограничный слой растет в области замедления от критического сечения до выходной кромки лопатки. В качестве показателя для оценки области замедления на спинке пера лопатки, существует коэффициент диффузии, DF. Коэффициент диффузии, DF, можно представить, пользуясь расходом Vs в критическом сечении и расходом Vte на выходной кромке лопатки, как представлено нижеследующим уравнением (1). Если коэффициент диффузии, DF, мал, величина замедления от критического сечения до выходной кромки лопатки мала, и рост пограничного слоя подавляется.
DF = (Vs - Vte)/Vte … (1)
Ширина следа на находящейся ниже по течению стороне выходной кромки зависит от ширины выходной кромки лопатки (а именно, ширины между поверхностью теплозащитного покрытия 14 на спинке пера и поверхностью теплозащитного покрытия 14 на корыте пера) и угла захвата выходной кромки лопатки (а именно, угла захвата между поверхностью теплозащитного покрытия 14 на спинке пера и поверхностью теплозащитного покрытия 14 на корыте пера). Если ширина выходной кромки лопатки уменьшается, ширина следа уменьшается, по существу, пропорционально. Если угол захвата выходной кромки лопатки увеличивается, точка отрыва потока на поверхности теплозащитного покрытия 14 сдвигается к находящейся ниже по течению стороне, и поэтому ширина следа уменьшается.
В качестве первого сравнительного примера, здесь принят случай, в котором конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на спинке пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до выходной кромки лопатки, и конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на корыте пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до выходной кромки лопатки.
В соответствии с вариантом осуществления, постепенное уменьшение толщины теплозащитного покрытия 14 на спинке пера приводит к большой кривизне всей области замедления (то есть, от критического сечения до выходной кромки лопатки) на спинке пера лопатки, а расход Vte на выходной кромке лопатки увеличивается по сравнению с первым сравнительным примером. При этом, коэффициент диффузии, DF, уменьшается, и можно подавить рост пограничного слоя. Поскольку ширина выходной кромки лопатки уменьшается, а угол захвата выходной кромки лопатки увеличивается по сравнению с первым сравнительным примером, появляется возможность сократить ширину следа. Следовательно, появляется возможность подавить потерю аэродинамической силы и тем самым повысить аэродинамические характеристики.
В качестве второго сравнительного примера, предполагается тот же случай, что и в документе JP-A-2013-194667. То есть, расчетная точка на спинке пера задана в некотором положении выходного конца готового канала 15f охлаждения на поверхности 12 лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки. Кроме того, конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на спинке пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до расчетной точки и постепенно уменьшается до заранее определенного значения hb от расчетной точки на спинке пера назад до выходной кромки лопатки. Кроме того, расчетная точка на корыте пера задана в положении выходного конца готового канала 15f охлаждения на поверхности 13 лопатки на корыте пера в каждом сечении лопатки. Конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия на корыте пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до расчетной точки и постепенно уменьшается до заранее определенного значения hb от расчетной точки на корыте пера назад до выходной кромки лопатки.
Во втором сравнительном примере, область, где толщина теплозащитного покрытия на спинке пера постепенно уменьшается, относительно мала. Поэтому градиент замедления текучей среды, протекающей по теплозащитному покрытию на спинке пера, локально увеличивается, как изображено посредством штрихпунктирной линии на фиг.6, и пограничный слой склонен расти. В отличие от этого, в рассматриваемом варианте осуществления расчетная точка P1 на спинке пера задана дальше спереди, а область, где толщина теплозащитного покрытия 14 на спинке пера постепенно уменьшается, увеличена по сравнению со вторым сравнительным примером. При этом появляется возможность сделать более пологим градиент замедления текучей среды, протекающей через критическое сечение между лопатками 11 турбины и текущей по теплозащитному покрытию 14 на спинке пера, что представлено сплошной линией на фиг.6, и подавить рост пограничного слоя. Следовательно, появляется возможность подавить потерю аэродинамической силы.
В соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления, ширина выходной кромки лопатки несколько уменьшается, и при этом угол захвата выходной кромки лопатки несколько уменьшается по сравнению со вторым сравнительным примером. Поэтому эффекты, связанные с шириной следа, незначительно отличаются от эффектов во втором сравнительном примере. Следовательно, появляется возможность подавить рост пограничного слоя и подавить потерю аэродинамической силы, как описано выше, и тем самым повысить аэродинамические характеристики.
Описание второго варианта осуществления изобретения будет приведено со ссылками на фиг.7. В этом варианте осуществления, таким же частям, как в первом варианте осуществления, будут присвоены такие же позиции, а их описание резонно будет опущено..
На фиг.7 представлено в увеличенном масштабе частичное поперечное сечение, иллюстрирующее конструкцию лопатки турбины в соответствии со рассматриваемым вариантом осуществления изобретения и соответствующее фиг.5, в связи с которой описывался первый вариант осуществления.
В соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления, расчетная точка P1 на спинке пера задана в пределах диапазона позади положения отверстия 16b для охлаждения пленки на спинке пера, включающая это положение, в конечном подмножестве и спереди от положения R выходного конца готового канала 15f охлаждения на поверхности 12 лопатки на спинке пера, за исключением этого положения, в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, характерному для лопатки 11 турбины. Конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия 14 на спинке пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия 14 неизменна - на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до расчетной точки P1 и постепенно уменьшается до заранее определенного значения hb от расчетной точки P1 назад до выходной кромки лопатки.
Расчетная точка P2 задана симметричной с расчетной точкой P1 на спинке пера относительно средней линии L профиля в качестве оси симметрии на поверхности 13 лопатки на корыте пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, характерному для лопатки 11 турбины. Кроме того, конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия 14 на корыте пера каждого сечения лопатки такова, что толщина теплозащитного покрытия 14 неизменна - находится на уровне заранее определенного значения ha - от входной кромки лопатки до расчетной точки P2 и постепенно уменьшается до заранее определенного значения hb (где hb < ha) от расчетной точки P2 назад до выходной кромки лопатки.
В соответствии с таким вариантом осуществления, расчетная точка P1 на спинке пера задана дальше спереди, а область, где толщина теплозащитного покрытия 14 на спинке пера постепенно уменьшается, увеличена по сравнению с вышеупомянутым вторым сравнительным примером. При этом появляется возможность сделать градиент замедления текучей среды, протекающей через критическое сечение между лопатками 11 турбины и текущей по теплозащитному покрытию 14 на спинке пера, более пологим и подавить рост пограничного слоя. Следовательно, появляется возможность подавить потерю аэродинамической силы и повысить аэродинамические характеристики.
Поскольку расчетная точка P1 задана позади отверстия 16b для охлаждения пленки в конечном подмножестве в рассматриваемом варианте осуществления, кривизна от отверстия 16b для охлаждения пленки до выходной кромки лопатки увеличивается, а скорость охлаждающего воздуха увеличивается на находящейся ниже по течению стороне отверстия 16b для охлаждения пленки по сравнению с первым вариантом осуществления. При этом, охлаждающий воздух, испускаемый из отверстия 16b для охлаждения пленки, протекает, входя в контакт с поверхностью теплозащитного покрытия 14, и эффект охлаждения можно усилить.
Хотя в качестве примера во втором варианте осуществления был приведен случай, в котором лопатка 11 турбины, включающая в себя отверстия 16a и 16b для охлаждения пленки на спинке пера в двух подмножествах, это не является ограничительным признаком изобретения, и необходима лишь лопатка 11 турбины, имеющая отверстия для охлаждения пленки, по меньшей мере, в одном подмножестве. То есть, требуются лишь, чтобы отверстия для охлаждения пленки в конечном подмножестве, которые являются ближайшими к выходной кромке лопатки среди отверстий для охлаждения пленки на спинке пера, по меньшей мере, в одном подмножестве, присутствовали бы в пределах диапазона от положения позади положения S критического сечения, включая это положение, и до положения спереди от положения R выходного конца готового канала 15f охлаждения, за исключением этого положения.
Хотя в качестве примера в первом и втором вариантах осуществления был приведен случай, в котором лопатка 11 турбины, включающая в себя пять каналов охлаждения, выполненных внутри лопатки и простирающихся в направлении высоты лопатки, это не является ограничительным признаком изобретения, и необходима лишь лопатка 11 турбины, включающая в себя, по меньшей мере, один канал охлаждения. То есть, требуется лишь, чтобы выходной конец готового канала охлаждения, ближайший к выходной кромке лопатки, по меньшей мере, в одном канале охлаждения, располагался позади за положением S критического сечения, за исключением этого положения.
Хотя в качестве примера в первом и втором вариантах осуществления был приведен случай, в котором конфигурация распределения толщины теплозащитного покрытия 14 на корыте пера каждого сечения лопатки была такой, что толщина теплозащитного покрытия 14 бала неизменной от входной кромки лопатки до расчетной точки P2 на корыте пера и постепенно уменьшалась от расчетной точки P2 назад до выходной кромки лопатки, это не является ограничительным признаком изобретения, и в рамках существа и технического замысла изобретения возможны изменения. То есть, распределение толщины теплозащитного покрытия 14 на спинке пера и на корыте пера можно изменять, обращая внимание на разницу в течении на спинке пера и корыте пера (иными словами, на разницу в тепловых режимах). А именно, распределению толщины теплозащитного покрытия 14 на корыте пера каждого сечения лопатки можно придать такую конфигурацию, что толщина теплозащитного покрытия 14 окажется неизменной от входной кромки лопатки до выходной кромке лопатки, например как изображено на фиг.8. При этом, теплозащитный эффект поверхности 13 лопатки на корыте пера можно усилить по сравнению с теплозащитным эффектом поверхности 12 лопатки на спинке пера.

Claims (13)

1. Лопатка турбины, содержащая:
по меньшей мере, один канал охлаждения, который сформирован в лопатке и проходит в направлении высоты лопатки,
причем спинка пера и корыто пера лопатки покрыты теплозащитным покрытием,
при этом расчетная точка на спинке пера задана на поверхности лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки, перпендикулярном направлению высоты лопатки, в пределах диапазона от положения позади положения критического сечения и включая это положение, в котором расстояние между лопатками турбины является минимальным, до положения спереди от положения выходного конца последнего канала охлаждения и за исключением этого положения, которое является ближайшим к выходной кромке лопатки, в упомянутом, по меньшей мере, одном канале охлаждения, и
при этом распределение толщины теплозащитного покрытия на спинке пера каждого сечения лопатки выполнено так, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки и постепенно уменьшается от расчетной точки назад до выходной кромки лопатки, причем лопатка турбины дополнительно содержит:
по меньшей мере, одно множество отверстий охлаждения для образования пленки на спинке пера, которые выполнены в поверхности лопатки и теплозащитном покрытии на спинке пера и сообщаются с каналом охлаждения,
причем отверстия охлаждения для образования пленки на спинке пера в последнем множестве, ближайшем к выходной кромке лопатки из, по меньшей мере, одного множества отверстий охлаждения для образования пленки, на спинке пера, присутствуют в пределах диапазона от позади положения критического сечения, включая это положение, и до положения спереди от положения выходного конца последнего канала охлаждения, за исключением этого положения, и
причем расчетная точка задана в пределах диапазона от положения позади положения отверстий для охлаждения для образования пленки на спинке пера в последнем множестве, включая это положение, и до положения спереди от положения выходного конца последнего канала охлаждения, за исключением этого положения на поверхности лопатки на спинке пера в каждом сечении лопатки.
2. Лопатка турбины по п.1,
в которой расчетная точка на корыте пера задана симметричной с расчетной точкой на спинке пера относительно средней линии профиля в качестве оси симметрии на поверхности лопатки на корыте пера в каждом сечении лопатки и
при этом распределение толщины теплозащитного покрытия на корыте пера каждого сечения лопатки выполнено так, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до расчетной точки на корыте пера и постепенно уменьшается от расчетной точки на корыте пера назад до выходной кромки лопатки.
3. Лопатка турбины по п.1,
в которой распределение толщины теплозащитного покрытия на корыте пера каждого сечения лопатки такое, что толщина теплозащитного покрытия неизменна от входной кромки лопатки до выходной кромки лопатки.
RU2017105469A 2016-02-26 2017-02-21 Лопатка турбины RU2670650C9 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2016036284A JP6550000B2 (ja) 2016-02-26 2016-02-26 タービン翼
JP2016-036284 2016-02-26

Publications (4)

Publication Number Publication Date
RU2017105469A RU2017105469A (ru) 2018-08-21
RU2017105469A3 RU2017105469A3 (ru) 2018-08-21
RU2670650C2 RU2670650C2 (ru) 2018-10-24
RU2670650C9 true RU2670650C9 (ru) 2018-12-11

Family

ID=57944306

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017105469A RU2670650C9 (ru) 2016-02-26 2017-02-21 Лопатка турбины

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10465524B2 (ru)
EP (1) EP3211178B1 (ru)
JP (1) JP6550000B2 (ru)
KR (1) KR101889212B1 (ru)
CN (1) CN107131006B (ru)
RU (1) RU2670650C9 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3068113B1 (fr) * 2017-06-27 2019-08-23 Safran Helicopter Engines Injecteur de carburant a jet plat pour une turbomachine d'aeronef
KR101985103B1 (ko) * 2017-10-30 2019-05-31 두산중공업 주식회사 가스 터빈
JP6745012B1 (ja) * 2019-10-31 2020-08-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びこれを備えたガスタービン
CN114087027B (zh) * 2021-11-23 2024-02-27 浙江燃创透平机械有限公司 一种具有导流管的燃气轮机静叶
CN114741817B (zh) * 2022-05-07 2023-05-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种带热障涂层的涡轮冷却叶片设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4121894A (en) * 1975-09-15 1978-10-24 Cretella Salvatore Refurbished turbine components, such as vanes or blades
US7491033B2 (en) * 2004-05-10 2009-02-17 Alstom Technology Ltd. Fluid flow machine blade
US8070454B1 (en) * 2007-12-12 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge
JP2013194667A (ja) * 2012-03-22 2013-09-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
US20140083639A1 (en) * 2012-09-27 2014-03-27 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features
RU2554737C2 (ru) * 2010-02-19 2015-06-27 Сименс Акциенгезелльшафт Турбинный аэродинамический профиль

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4050133A (en) * 1976-06-07 1977-09-27 Cretella Salvatore Method of refurbishing turbine vanes and the like
JPS5524777A (en) 1978-08-14 1980-02-22 Hitachi Ltd Hydraulic driving apparatus
JPS572406A (en) * 1980-06-04 1982-01-07 Hitachi Ltd Nozzle blade
JPH0610608A (ja) * 1992-06-29 1994-01-18 Toshiba Corp タービン冷却翼
JP3170135B2 (ja) * 1994-02-18 2001-05-28 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼の製造方法
US5626462A (en) * 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
US6197424B1 (en) * 1998-03-27 2001-03-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Use of high temperature insulation for ceramic matrix composites in gas turbines
US6491496B2 (en) * 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes
US6709230B2 (en) * 2002-05-31 2004-03-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite gas turbine vane
US7377747B2 (en) * 2005-06-06 2008-05-27 General Electric Company Turbine airfoil with integrated impingement and serpentine cooling circuit
US7685713B2 (en) 2005-08-09 2010-03-30 Honeywell International Inc. Process to minimize turbine airfoil downstream shock induced flowfield disturbance
US20080085191A1 (en) 2006-10-05 2008-04-10 Siemens Power Generation, Inc. Thermal barrier coating system for a turbine airfoil usable in a turbine engine
US7887300B2 (en) * 2007-02-27 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. CMC airfoil with thin trailing edge
US8123481B1 (en) * 2009-06-17 2012-02-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with dual serpentine cooling
EP2418357A1 (en) * 2010-08-05 2012-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil and method for thermal barrier coating
US8673397B2 (en) 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US20120148769A1 (en) 2010-12-13 2012-06-14 General Electric Company Method of fabricating a component using a two-layer structural coating
US9157326B2 (en) 2012-07-02 2015-10-13 United Technologies Corporation Airfoil for improved flow distribution with high radial offset
WO2014143360A2 (en) * 2013-02-18 2014-09-18 United Technologies Corporation Tapered thermal barrier coating on convex and concave trailing edge surfaces
CN104234756B (zh) * 2014-09-15 2016-08-24 西北工业大学 一种跨音速型气膜冷却孔

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4121894A (en) * 1975-09-15 1978-10-24 Cretella Salvatore Refurbished turbine components, such as vanes or blades
US7491033B2 (en) * 2004-05-10 2009-02-17 Alstom Technology Ltd. Fluid flow machine blade
US8070454B1 (en) * 2007-12-12 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge
RU2554737C2 (ru) * 2010-02-19 2015-06-27 Сименс Акциенгезелльшафт Турбинный аэродинамический профиль
JP2013194667A (ja) * 2012-03-22 2013-09-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼
US20140083639A1 (en) * 2012-09-27 2014-03-27 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features

Also Published As

Publication number Publication date
KR101889212B1 (ko) 2018-08-16
JP2017150459A (ja) 2017-08-31
CN107131006A (zh) 2017-09-05
US20170248020A1 (en) 2017-08-31
EP3211178B1 (en) 2019-09-04
KR20170101107A (ko) 2017-09-05
RU2017105469A (ru) 2018-08-21
EP3211178A1 (en) 2017-08-30
US10465524B2 (en) 2019-11-05
RU2017105469A3 (ru) 2018-08-21
RU2670650C2 (ru) 2018-10-24
CN107131006B (zh) 2019-12-06
JP6550000B2 (ja) 2019-07-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2670650C9 (ru) Лопатка турбины
US9328616B2 (en) Film-cooled turbine blade for a turbomachine
US9932836B2 (en) Turbine blade
US8926267B2 (en) Ambient air cooling arrangement having a pre-swirler for gas turbine engine blade cooling
US9896942B2 (en) Cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
JP2017528632A (ja) ガスタービンエンジン用のエンドウォール構成
US10082031B2 (en) Rotor of a turbine of a gas turbine with improved cooling air routing
JP2011528081A (ja) 低ギャップ損失を有する軸流ターボ機械
US9631518B2 (en) Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser
JP2019007478A (ja) ロータブレード先端部
US11215073B2 (en) Stator vane for a turbine of a turbomachine
US11708762B2 (en) Film cooling structure and turbine blade for gas turbine engine
US10655471B2 (en) Turbine and gas turbine
EP3940199A1 (en) System and method for air injection passageway integration and optimization in turbomachinery
CA2930755A1 (en) Compressor airfoil with compound leading edge profile
US9631624B2 (en) Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser
US10041352B2 (en) Stator of a turbine of a gas turbine with improved cooling air routing
JP2021501285A (ja) 先端トレンチ付きタービンブレード
US11242770B2 (en) Turbine center frame and method
JP7424893B2 (ja) ターボ機械の動翼
EP2778346B1 (en) Rotor for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method of improving gas turbine engine rotor efficiency
EP3875735A1 (en) Aerofoil for a gas turbine
IT202100000296A1 (it) Motore a turbine con paletta avente un insieme di fossette
US10570743B2 (en) Turbomachine having an annulus enlargment and airfoil
JP2020159275A (ja) タービン静翼、及びタービン

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification
PD4A Correction of name of patent owner