RU2686244C1 - Охлаждаемая лопатка газовой турбины - Google Patents
Охлаждаемая лопатка газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686244C1 RU2686244C1 RU2018139933A RU2018139933A RU2686244C1 RU 2686244 C1 RU2686244 C1 RU 2686244C1 RU 2018139933 A RU2018139933 A RU 2018139933A RU 2018139933 A RU2018139933 A RU 2018139933A RU 2686244 C1 RU2686244 C1 RU 2686244C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- trough
- pins
- walls
- diameter
- cavity
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 26
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims abstract description 17
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 8
- 239000004576 sand Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 101000579646 Penaeus vannamei Penaeidin-1 Proteins 0.000 description 8
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 4
- 238000007707 calorimetry Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 229910001338 liquidmetal Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо, выполненное в виде передней и задней полости, разделенных радиальной перегородкой. В передней полости установлен передний дефлектор, в задней полости - задний дефлектор. 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 2 в стенках полого пера 1 выполнены отверстия пленочного охлаждения 11. В щелевом канале выходной кромки по высоте стенок полого пера со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Ни шириной В. В противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки установлены в шахматном порядке ряды штырьков диаметром D. Отношение поперечного Sи продольного Sшага их установки к диаметру Dштырьков составляет 2,5. Отношение глубины Нпродольных канавок к диаметру Dштырьков находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины Впродольной канавки к диаметру Dштырьков находится в диапазоне от 1,5 до 2. При этом поперечные сечения продольных канавок со стороны спинки, образованы окружностями, центры Oкоторых лежат на осях штырьков. Поперечные сечения продольных канавок со стороны корыта, образованы окружностями, центры Oкоторых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта. Изобретение направлено на снижение температуры стенки лопатки путем интенсификации теплоотдачи в щелевом канале выходной кромки. 7 ил.
Description
Изобретение относится к турбостроению, а именно к охлаждаемой лопатке газовой турбины, предназначенной преимущественно для работы в области высоких температур.
Известна лопатка газовой турбины (публ. US №2015016973, 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 выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками и значительная толщина пограничного слоя со стороны спинки и корыта при их воздушном обтекании.
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 выходной кромке выполнен щелевой канал со штырьками для выпуска воздуха в проточную часть турбины.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками и значительная толщина пограничного слоя со стороны спинки и корыта при их воздушном обтекании.
Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому изобретению является охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины (патент РФ №2663966, публ. 13.08.2018, МПК F01D 5/18, F01D 9/02), 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, 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.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность охлаждения щелевого канала выходной кромки лопатки из-за образования застойных зон за штырьками и значительной толщины пограничного слоя со стороны спинки и корыта при их воздушном обтекании.
Технической задачей предлагаемого изобретения является снижение температуры стенки лопатки путем интенсификации теплоотдачи в щелевом канале выходной кромки.
Технический результат заключается в повышении эффективности охлаждения лопаток, что ведет к повышению их ресурса и, соответственно, ресурса газовой турбины в целом.
Это достигается тем, что в известной охлаждаемой лопатке газовой турбины, содержащей 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, 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, в щелевом канале выходной кромки по высоте стенок полого пера со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Нк и шириной Вк, при этом в противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки установлены ряды штырьков диаметром Dшт, причем штырьки размещены в шахматном порядке, отношение поперечного S1 и продольного S2 шага их установки к диаметру Dшт штырьков составляет 2,5, отношение глубины Нк продольных канавок к диаметру Dшт штырьков находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины Вк продольной канавки к диаметру Dшт штырьков находится в диапазоне от 1,5 до 2, при этом поперечные сечения продольных канавок, выполненных со стороны спинки, образованы окружностями, центры O1 которых лежат на осях штырьков, поперечные сечения продольных канавок, выполненных со стороны корыта, образованы окружностями, центры O2 которых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена охлаждаемая лопатка газовой турбины (продольный разрез), на фиг. 2 представлено поперечное сечение А-А пера охлаждаемой лопатки, на фиг. 3 показан щелевой канал лопатки газовой турбины, на фиг. 4 изображены продольный и поперечный разрезы экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения со штырьками в канавках, на фиг. 5 представлена численная эпюра плотности теплового потока q на внутренней поверхности экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения по прототипу, на фиг. 6 представлена эпюра плотности теплового потока q на внутренней поверхности экспериментальной модели канала прямоугольного поперечного сечения по предлагаемому изобретению, на фиг. 7 приведены графики зависимости среднего числа Нуссельта от числа Рейнольдса для экспериментальных моделей каналов по прототипу и согласно предлагаемому изобретению.
Охлаждаемая лопатка 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.
В щелевом канале выходной кромки 12 по высоте стенок полого пера 1 со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки 13 постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Нк и шириной Вк. В противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки 13 установлены ряды штырьков 14 диаметром Dшт. Штырьки 14 размещены в шахматном порядке, при этом отношение поперечного S1 и продольного S2 шага их установки к диаметру Dшт штырьков 14 составляет 2,5. Отношение глубины Нк продольных канавок 13 к диаметру Dшт штырьков 14 находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины Вк продольной канавки 13 к диаметру Dшт штырьков 14 находится в диапазоне от 1,5 до 2.
При этом поперечные сечения продольных канавок 13, выполненных со стороны спинки, образованы окружностями, центры О1 которых лежат на осях штырьков 14. Поперечные сечения продольных канавок 13, выполненных со стороны корыта, образованы окружностями, центры O2 которых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.
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. После чего воздух попадет в щелевой канал выходной кромки 12, где при натекании на штырьки 14, размещенные в продольных канавках 13, реализуется сложное трехмерное течение с перемешиванием пристеночных слоев в объеме продольных канавок 13, что значительно повышает теплоотдачу в щелевом канале выходной кромки 12. Геометрические параметры продольных канавок 13, выбранные экспериментально, обеспечивают гарантированную интенсификацию теплообмена в щелевом канале выходной кромки 12.
Проведенное численное моделирование течения воздуха в щелевых каналах выходной кромки 12 показало, что установка продольных канавок 13 предотвращает образование застойных зон за штырьками 14 и способствует интенсивному перемешиванию пристеночных слоев потока (фиг. 6). На данном рисунке видно, что установка продольных канавок 13 в канал со штырьками 14 привела к ликвидации участков с низкой плотностью теплового потока за штырьками 14 (фиг. 5) и способствовала повышению интенсивности теплообмена в канале. Это обусловило уменьшение температуры стенки полого пера 1 на участке установки продольных канавок 13 при обтекании потоком горячего газа и уменьшение разности температуры полого пера 1 в поперечном сечении. Снижение неравномерности температурного ноля 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.
Для подтверждения решения поставленной задачи с использованием технологии селективного лазерного плавления были изготовлены две модели M1 и М2 щелевых каналов выходной кромки 12 с установленными в них в шахматном порядке штырьками 14 диаметром 2 мм. При этом поперечный и продольный шаг установки штырьков 14 равнялся 5 мм. Модель М2 отличалась от модели M1 наличием трех продольных канавок глубиной 1 мм, шириной 4 мм, в которых расположены штырьки 14.
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. 7 приведен график распределения осредненного в канале числа Нуссельта Nucp модели M1, соответствующей конструкции каналов лопатки - прототипа, и модели М2, соответствующей каналам лопатки, согласно предлагаемому изобретению.
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 12.
Как видно, коэффициент теплоотдачи а на участке установки продольных канавок 13 в модели М2 увеличился на 36% по сравнению с моделью M1. Таким образом, достигнуто значительное увеличение интенсивности теплоотдачи и, соответственно, эффективности охлаждения на участке выходной кромки лопатки.
Использование изобретения позволяет повысить ресурс лопаток и, соответственно, газовой турбины в целом за счет повышения эффективности охлаждения выходной кромки.
Claims (1)
- Охлаждаемая лопатка 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, 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 в щелевом канале выходной кромки по высоте стенок полого пера со стороны спинки и корыта выполнены продольные канавки постоянного поперечного сечения, имеющего форму кругового сегмента, глубиной Нк и шириной Вк, при этом в противолежащие со стороны спинки и корыта продольные канавки установлены ряды штырьков диаметром Dшт, причем штырьки размещены в шахматном порядке, отношение поперечного S1 и продольного S2 шага их установки к диаметру Dшт штырьков составляет 2,5, отношение глубины Нк продольных канавок к диаметру Dшт штырьков находится в диапазоне от 0,25 до 0,75, а отношение ширины Вк продольной канавки к диаметру Dшт штырьков находится в диапазоне от 1,5 до 2, при этом поперечные сечения продольных канавок, выполненных со стороны спинки, образованы окружностями, центры O1 которых лежат на осях штырьков, поперечные сечения продольных канавок, выполненных со стороны корыта, образованы окружностями, центры O2 которых лежат на нормали ко внутренней поверхности корыта.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139933A RU2686244C1 (ru) | 2018-11-13 | 2018-11-13 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139933A RU2686244C1 (ru) | 2018-11-13 | 2018-11-13 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686244C1 true RU2686244C1 (ru) | 2019-04-24 |
Family
ID=66314502
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018139933A RU2686244C1 (ru) | 2018-11-13 | 2018-11-13 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686244C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114412581A (zh) * | 2022-01-21 | 2022-04-29 | 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 | 用于静叶尾缘冷却的双通道冷却结构、燃机轮机的透平叶片和燃气轮机 |
| RU2810173C2 (ru) * | 2019-07-30 | 2023-12-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Рабочая лопатка газотурбинного двигателя с контуром охлаждения, содержащим двойной ряд выпускных щелей |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 (ru) * | 2003-06-03 | 2004-10-20 | "МАТИ"-Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
| US20150016973A1 (en) * | 2012-02-15 | 2015-01-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling of turbine blades or vanes |
| RU2663966C1 (ru) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины |
-
2018
- 2018-11-13 RU RU2018139933A patent/RU2686244C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 (ru) * | 2003-06-03 | 2004-10-20 | "МАТИ"-Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
| US20150016973A1 (en) * | 2012-02-15 | 2015-01-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement cooling of turbine blades or vanes |
| RU2663966C1 (ru) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2810173C2 (ru) * | 2019-07-30 | 2023-12-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Рабочая лопатка газотурбинного двигателя с контуром охлаждения, содержащим двойной ряд выпускных щелей |
| CN114412581A (zh) * | 2022-01-21 | 2022-04-29 | 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 | 用于静叶尾缘冷却的双通道冷却结构、燃机轮机的透平叶片和燃气轮机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11286791B2 (en) | Engine components with cooling holes having tailored metering and diffuser portions | |
| US8864469B1 (en) | Turbine rotor blade with super cooling | |
| US8057181B1 (en) | Multiple expansion film cooling hole for turbine airfoil | |
| CN106437863B (zh) | 涡轮发动机部件 | |
| JP6775503B2 (ja) | 翼のための前縁冷却チャネル | |
| EP2230384B1 (en) | Cooling augmentation device for turbine airfoil | |
| CA1273583A (en) | Coolant passages with full coverage film cooling slot | |
| US7887294B1 (en) | Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes | |
| EP1655453B1 (en) | Method of modifying a component having a film cooling arrangement | |
| US4705455A (en) | Convergent-divergent film coolant passage | |
| AU593309B2 (en) | Film cooling slot with metered flow | |
| US8858176B1 (en) | Turbine airfoil with leading edge cooling | |
| US8920111B2 (en) | Airfoil incorporating tapered cooling structures defining cooling passageways | |
| EP2911815B1 (en) | Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component | |
| EP3063376B1 (en) | Gas turbine engine component comprising a trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
| US8777569B1 (en) | Turbine vane with impingement cooling insert | |
| KR102682175B1 (ko) | 팁 레일 냉각 통로를 갖는 터빈 구성요소 | |
| US20100239409A1 (en) | Method of Using and Reconstructing a Film-Cooling Augmentation Device for a Turbine Airfoil | |
| JP2001214707A (ja) | 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル | |
| KR20070054560A (ko) | 블레이드용 마이크로회로 냉각 | |
| JPH07103804B2 (ja) | エ−ロフオイルの冷却される壁 | |
| JP2016128207A (ja) | 所定の輪郭を有した孔を形成する方法 | |
| CN107923249B (zh) | 具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件 | |
| CN104271887A (zh) | 涡轮翼型件后缘冷却槽口 | |
| EP2796666B1 (en) | Turbine blade airfoils including a film cooling system, and method for forming an improved film cooled airfoil of a turbine blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200217 Effective date: 20200217 |