RU2691867C1 - Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом - Google Patents
Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2691867C1 RU2691867C1 RU2018124610A RU2018124610A RU2691867C1 RU 2691867 C1 RU2691867 C1 RU 2691867C1 RU 2018124610 A RU2018124610 A RU 2018124610A RU 2018124610 A RU2018124610 A RU 2018124610A RU 2691867 C1 RU2691867 C1 RU 2691867C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- cavity
- rods
- heat
- lattice
- Prior art date
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
- 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
Abstract
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки Полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНлопатки, наделена совокупностью стержней, наделенных функцией высокотеплопроводной перемычки между стенками пера лопатки. Стержни выполнены за одно целое с оболочкой пера лопатки со смещением в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящем к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов. В способ охлаждения лопатки рабочего колеса ротора ТНД лопатку охлаждают воздухом, который подают через напорное кольцо ротора ТНД. В полость лопатки охлаждающий воздух поступает через канал в хвостовике лопатки, заполняет полость лопатки, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки лопатки, с выходом нагретого воздуха не менее чем через два отверстия в периферийном торце пера в проточную часть турбины. Полость лопатки имеет проходную площадь ∑Fсечения у входа в полость пера, составляющую не менее четверти от проходной площади ∑Fсечения канала тракта в периферийном торце лопатки на выходе из полости пера. Стержни создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения и увеличение теплосъема с пера лопатки в поперечных рядах пропорционально коэффициенту удельного аэродинамического затенения повторяемой ячейки решетки К≤0,40. В диагональных рядах - пропорционально коэффициенту К≤0,35. Удельный коэффициент Котношения площади Fогражденности теплосъемной поверхностью стержня к единице его объема Vсоставляет К=≥0,86×10[м/м]. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения лопаток ротора ТНД. 2 н.п. ф-лы, 1 илл.
Description
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способу охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления газотурбинного двигателя в составе газоперекачивающего агрегата.
Известен способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления газотурбинного двигателя, включающего вал и рабочее колесо с трактом воздушного охлаждения теплонапряженных элементов - лопаток рабочего колеса. Лопатки выполнены пространственной формы с выпукло-вогнутым профилем пера с охлаждаемой полостью. Полость лопатки снабжена стержневыми перемычками (Н.Н. Сиротин, А.С. Новиков, А.Г. Пайкин, А.Н. Сиротин. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. Москва. Наука 2011. стр. 495-522).
Известен способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления газотурбинного двигателя, включающего вал и рабочее колесо с трактом воздушного охлаждения теплонапряженных элементов - лопаток рабочего колеса. Охлаждаемая лопатка содержит перо, расположенное в направлении потока между передней и задней кромками и ограниченное стенками. Между стенками в полости расположены поперечно направлению потока воздуха стрежневые элементы (RU 2538978 С2, опубл. 10.01.2015)
К недостаткам известных решений относятся повышенная конструктивная сложность турбины, недостаточная конструктивная проработанность системы охлаждения наиболее теплонапряженных участков лопатки турбины, неадаптированность конкретно к техническим решениям ГТД газоперекачивающего агрегата, сложность получения компромиссного сочетания повышенных значений КПД и ресурса двигателя с одновременным повышением компактности и снижением материало- и энергоемкости.
Задача группы изобретений состоит в повышении эффективности охлаждения лопатки рабочего колеса ротора ТНД стационарного газотурбинного двигателя авиационного типа в составе газоперекачивающих агрегатов для транспортировки газа.
Поставленная задача решается тем, что в способе охлаждения лопатки рабочего колеса ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установка (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА) согласно изобретению лопатку охлаждают воздухом, который подают через напорное кольцо ротора ТНД; в полость лопатки охлаждающий воздух поступает через канал тракта воздушного охлаждения лопатки в хвостовике лопатки, заполняет полость лопатки, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки лопатки, с выходом нагретого воздуха не менее чем через два отверстия в периферийном торце пера в проточную часть турбины, при этом полость лопатки имеет проходную площадь ∑Fвх.к.л. сечения у входа в полость пера, составляющую не менее четверти от проходной площади ∑Fвых.к.л. сечения канала тракта в периферийном торце лопатки на выходе из полости пера ∑Fвх.к.л./∑Fвых.к.л.≥0,25, причем полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНр.л. лопатки, наделяют совокупностью выполненных за одно целое с оболочкой пера лопатки стержней, создающих решетку с поперечными и продольными рядами со смещением стержней в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящем к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов, при этом стержни создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения потока и увеличение теплосъема с пера лопатки в поперечных рядах пропорционально коэффициенту К1уд.з. удельного аэродинамического затенения повторяемой ячейки решетки, определяемого из выражения
К1уд.з.=Fэ.с.п./Fэ.ш.п.≤0,40,
где Fэ.с.п.=(Hст.×Dст.) - площадь, занимаемая стержнем в поперечном ряду решетки в проекции на условную плоскость, нормальную к интегральному вектору потока воздуха в полости лопатки; Hст. и Dст. - соответственно высота и диаметр стержня; Fэ.ш.п.=(Вш.п.×Нст.) - условная площадь шага между осями смежных стержней в поперечном ряду решетки; Вш.п. - величина шага; а в диагональных рядах - пропорционально коэффициенту К2уд.з. удельного аэродинамического затенения решетки, определяемого из выражения
К2уд.з.=Fэ.с.д./Fэ.ш.д.≤0,35,
где Fэ.с.д. - площадь, занимаемая стержнем в диагональном ряду решетки в проекции на условную плоскость, нормальную к локальному вектору потока воздуха, осредненному в шаговой ячейке диагонального ряда решетки стержней в полости лопатки; Fэ.ш.д. - площадь шага между осями смежных стержней в диагональном ряду решетки; при этом коэффициент Когр.ст. суммарной площади ∑Fст. огражденности теплосъемной поверхностью общего количества стержней составляет относительно площади Fфр.п. внутренней поверхности теплосъема фрагмента полости лопатки, в котором размещены указанные стержни, не менее Когр.ст.=∑Fст./Fфр.п.≥0,062, а удельный коэффициент К3уд.ст. отношения площади Fст. огражденности теплосъемной поверхностью стержня к единице его объема Vст. составляет К3уд.ст.=∑Fст./∑Vст.=Fст./Vст.≥0,86×103 [м2/м3], причем относительный индекс j удельного объемного многорядного аэродинамического затенения охлаждающего потока многорядной решеткой стержней в полости пера лопатки составляет j=∑Vст./ΔVп.л.=(0,73÷1,03)×10-1.
Поставленная задача в части лопатки рабочего колеса ротора ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА, решается тем, что лопатка согласно изобретению содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, при этом полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки и открыта для потока воздуха тракта воздушного охлаждения лопатки ротора ТНД, образованного на входе каналом тракта в хвостовике лопатки с возможностью перехода отработанного в полости лопатки воздуха не менее чем через два отверстия в периферийном торце пера на выход в проточную часть турбины, причем полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНр.л. лопатки, наделена совокупностью выполненных за одно целое с оболочкой пера лопатки стержней из прочного упругого высокотеплопроводного материала типа жаростойкой стали, создающих решетку с поперечными и продольными рядами со смещением стержней в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящем к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов и наделенных функцией высокотеплопроводной перемычки между стенками пера лопатки, кроме того стержни расположены в поперечном ряду с шагом, превышающем диаметр стержня не менее чем в 2,5 раза; то же, с шагом между поперечными рядами, превышающем диаметр стержня не менее чем в три раза, а в диагональных рядах превышающем диаметр стержня решетки не менее чем в четыре раза, при этом в процессе работы ГТД каждую лопатку рабочего колеса ротора ТНД охлаждают способом по п. 1 формулы.
Технический результат, достигаемый приведенной совокупностью признаков группы изобретений, объединенных единых творческих замыслом, состоит в повышении эффективности охлаждения лопатки рабочего колеса ротора ТНД за счет выполнения в полости лопатки объемной решетки из высокотеплопроводных стрежней в наиболее теплонапряженной средней части длины пера лопатки, достигая тем самым расширения температурного диапазона эксплуатации лопаток и повышения эффективности охлаждения лопаток ТНД в процессе работы двигателя, и как следствие, повышение надежности и ресурса турбины и двигателя в целом.
Сущность группы изобретений поясняется чертежом, где изображена лопатка рабочего колеса ротора ТНД, продольный разрез.
Лопатка рабочего колеса ротора ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА содержит хвостовик 1 и перо 2 с выпукло-вогнутым профилем, образованным вогнутой и выпуклой стенками, сопряженными входной и выходной кромками 3 и 4. Внутренняя полость 5 лопатки выполнена на полную высоту пера 2 лопатки и открыта для потока воздуха тракта воздушного охлаждения лопатки ротора ТНД. Тракт охлаждения лопатки образован на входе каналом 6 в хвостовике 1 с возможностью перехода отработанного в полости 5 лопатки воздуха на выход в проточную часть турбины не менее чем через два отверстия 7 в периферийном торце 8 пера.
Полость 5 пера 2 в средней части наделена совокупностью стержней 9. Стержни 9 выполнены за одно целое с оболочкой пера 2 лопатки. Совокупность стержней 9 выполнена создающей решетку с поперечными и продольными рядами со смещением стержней 9 в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящем к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов. Стержни 9 выполнены из прочного упругого высокотеплопроводного материала типа жаростойкой стали. Стержни 9 наделены функцией высокотеплопроводной перемычки между спинкой и корытом пера 2 лопатки. Стержни 9 расположены в поперечном ряду с шагом, превышающем диаметр стержня не менее чем в 2,5 раза, с шагом между поперечными рядами, превышающем диаметр стержня не менее чем в три раза, а в диагональных рядах - не менее чем в четыре раза.
В способе охлаждения лопатки рабочего колеса ротора ТДН лопатку охлаждают воздухом, который подают через напорное кольцо (на чертежах не показано) тракта воздушного охлаждения ротора ТНД. В полость 5 лопатки охлаждающий воздух поступает через канал 6 тракта воздушного охлаждения лопатки в хвостовике 1 лопатки, заполняет полость 5 лопатки, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки лопатки с выходом нагретого воздуха не менее чем через два отверстия 7 в периферийном торце 8 пера 2 в проточную часть турбины. Полость 5 пера 2 лопатки имеет проходную площадь ∑Fвх.к.л. сечения у входа в полость пера, составляющую не менее четверти от проходной площади ∑Fвых.к.л. сечения канала тракта в периферийном торце 8 лопатки на выходе из полости 5 пера
∑Fвх.к.л./∑Fвых.к.л.≥0,25.
Полость 5 пера 5 в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНр.л. лопатки, наделяют совокупностью стержней, создающих решетку с поперечными и продольными рядами со смещением стержней в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящем к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов.
Стержни 9 создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения и увеличение теплосъема с пера 2 лопатки в поперечных рядах пропорционально коэффициенту К1уд.з. удельного аэродинамического затенения повторяемой ячейки решетки, определяемого из выражения
К1уд.з.=Fэ.с.п./Fэ.ш.п.≤0,40, где
Fэ.с.п.=(Hст.×Dст.) - площадь, занимаемая стержнем в поперечном ряду решетки в проекции на условную плоскость, нормальную к интегральному вектору потока воздуха в полости лопатки;
Hст. и Dст. - соответственно высота и диаметр стержня;
Fэ.ш.п.=(Вш.п.×Нст.) - условная площадь шага между осями смежных стержней в поперечном ряду решетки;
Вш.п. - величина шага.
В диагональных рядах - пропорционально коэффициенту К2уд.з. удельного аэродинамического затенения решетки, определяемого из выражения
К2уд.з.=Fэ.с.д./Fэ.ш.д.≤0,35, где
Fэ.с.д.. - площадь, занимаемая стержнем в диагональном ряду решетки в проекции на условную плоскость, нормальную к локальному вектору потока воздуха, осредненному в шаговой ячейке диагонального ряда решетки стержней в полости лопатки;
Fэ.ш.д. - условная площадь шага между осями смежных стержней в диагональном ряду решетки.
Коэффициент Когр.ст. суммарной (интегральной) площади ∑Fст. огражденности теплосъемной поверхностью общего количества стержней 9 составляет относительно площади Fфр.п. внутренней поверхности теплосъема фрагмента полости лопатки, в котором размещены стержни 9, не менее
Когр.ст.=∑Fст./Fфр.п.≥0,062.
Удельный коэффициент К3уд.ст. отношения площади Fст. огражденности теплосъемной поверхностью стержня 9 к единице его объема Vст. составляет
К3уд.ст.=∑Fст./∑Vст.=Fст./Vст.≥0,86×103 [м2/м3].
Относительный индекс j удельного объемного многорядного аэродинамического затенения охлаждающего потока многорядной решеткой стержней 9 в полости 5 пера 2 лопатки составляет
j=∑Vст./ΔVп.л.=(0,73÷1,03)×10-1.
В процессе работы ГТД каждую лопатку рабочего колеса ротора ТНД охлаждают описанным выше способом.
Охлаждают лопатку рабочего колеса ротора ТНД следующим образом.
Лопатку изготавливают литьем по выплавляемым моделям с формообразующими микрополостями под стрежни 9 в средней части полости 5 пера 2 лопатки. По внутренней полости лопатки выполняют пять поперечных и одиннадцать продольных рядов со смещением стержней в смежных поперечных рядах в шахматном порядке на полшага с образованием в решетке перекрестных диагональных рядов. Стержни располагают в поперечном ряду с шагом, превышающем диаметр стержня в 2,8 раза; с шагом между поперечными рядами, превышающем диаметр стержня в 3,4 раза, в диагональных рядах - в 4,2 раза. Стержни 9 выполняют функцию высокотеплопроводной перемычки между стенками пера 2 лопатки.
Во внутреннюю полость 5 лопатки охлаждающий воздух поступает из напорного кольца через канал 6 в хвостовике 1 лопатки, заполняет полость 5 лопатки. Охлаждающий воздух проходит через решетку стержней 9, увеличивая теплосъем с пера 2 лопатки в средней наиболее теплонапряженной части лопатки, и через отверстия 7 в периферийном торце 8 пера 2 нагретый теплосъемом воздух выходит в проточную часть турбины. При этом стержни создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения и увеличение теплосъема с пера лопатки в поперечных рядах пропорционально коэффициенту К1уд.з. удельного аэродинамического затенения повторяемой ячейки решетки, принятым К1уд.з.=0,37, в диагональных рядах принятым К2уд.з.=0,31. Коэффициент Когр.ст. суммарной площади ∑Fст. огражденности теплосъемной поверхностью общего количества стержней относительно площади Fфр.п. внутренней поверхности теплосъема фрагмента полости лопатки составляет Когр.ст.=0,059. Удельный коэффициент К3уд.ст. отношения площади Fст. огражденности теплосъемной поверхностью стержня к единице его объема Vст. составляет К3уд.ст.=0,81×103 [м2/м3]. Относительный индекс j удельного объемного многорядного аэродинамического затенения охлаждающего потока многорядной решеткой стержней в полости пера лопатки составляет j=0,86×10-1.
Таким образом, за счет выполнения в полости лопатки объемной решетки из высокотеплопроводных стрежней, монолитно соединяющих стенки пера в наиболее теплонапряженной средней части длины пера лопатки, достигают расширения температурного диапазона эксплуатации лопаток, повышения эффективности охлаждения лопаток ротора ТНД в процессе работы двигателя, а также повышение надежности и ресурса турбины и двигателя в целом, используемого в составе ГТУ ГПА и в том числе на компрессорных станциях нефтегазовой и энергетической промышленности.
Claims (6)
1. Способ охлаждения лопатки рабочего колеса ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установка (ГТУ) газоперекачивающего агрегата (ГПА), характеризующийся тем, что лопатку охлаждают воздухом, который подают через напорное кольцо ротора ТНД; в полость лопатки охлаждающий воздух поступает через канал тракта воздушного охлаждения лопатки в хвостовике лопатки, заполняет полость лопатки, целенаправленно охлаждая наиболее теплонапряженные участки лопатки, с выходом нагретого воздуха не менее чем через два отверстия в периферийном торце пера в проточную часть турбины, при этом полость лопатки имеет проходную площадь ∑Fвх.к.л. сечения у входа в полость пера, составляющую не менее четверти от проходной площади ∑Fвых.к.л. сечения канала тракта в периферийном торце лопатки на выходе из полости пера ∑Fвх.к.л./∑Fвых.к.л.≥0,25, причем полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНр.л. лопатки, наделяют совокупностью выполненных за одно целое с оболочкой пера лопатки стержней, создающих решетку с поперечными и продольными рядами со смещением стержней в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящим к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов, при этом стержни создают в потоке охлаждающего воздуха уменьшение проходного сечения потока и увеличение теплосъема с пера лопатки в поперечных рядах пропорционально коэффициенту К1уд.з. удельного аэродинамического затенения повторяемой ячейки решетки, определяемому из выражения
К1уд.з.=Fэ.с.п./Fэ.ш.п.≤0,40,
где Fэ.с.п.=(Hст.×Dст.) - площадь, занимаемая стержнем в поперечном ряду решетки в проекции на условную плоскость, нормальную к интегральному вектору потока воздуха в полости лопатки; Hст. и Dст. - соответственно высота и диаметр стержня; Fэ.ш.п.=(Вш.п.×Нст.) - условная площадь шага между осями смежных стержней в поперечном ряду решетки; Вш.п. - величина шага; а в диагональных рядах - пропорционально коэффициенту К2уд.з. удельного аэродинамического затенения решетки, определяемому из выражения
К2уд.з.=Fэ.с.д./Fэ.ш.д.≤0,35,
где Fэ.с.д. - площадь, занимаемая стержнем в диагональном ряду решетки в проекции на условную плоскость, нормальную к локальному вектору потока воздуха, осредненному в шаговой ячейке диагонального ряда решетки стержней в полости лопатки; Fэ.ш.д. - площадь шага между осями смежных стержней в диагональном ряду решетки; при этом коэффициент Когр.ст. суммарной площади ∑Fст. огражденности теплосъемной поверхностью общего количества стержней составляет относительно площади Fфр.п. внутренней поверхности теплосъема фрагмента полости лопатки, в котором размещены указанные стержни, не менее Когр.ст.=∑Fст./Fфр.п.≥0,062, а удельный коэффициент К3уд.ст. отношения площади Fст. огражденности теплосъемной поверхностью стержня к единице его объема Vст. составляет К3уд.ст.=∑Fст./∑Vст.=Fст./Vст.≥0,86×103 [м2/м3], причем относительный индекс j удельного объемного многорядного аэродинамического затенения охлаждающего потока многорядной решеткой стержней в полости пера лопатки составляет j=∑Vст./ΔVп.л.=(0,73÷1,03)×10-1.
2. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД газотурбинного двигателя в составе ГТУ ГПА, характеризующаяся тем, что содержит хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем, при этом полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки и открыта для потока воздуха тракта воздушного охлаждения лопатки ротора ТНД, образованного на входе каналом тракта в хвостовике лопатки с возможностью перехода отработанного в полости лопатки воздуха не менее чем через два отверстия в периферийном торце пера на выход в проточную часть турбины, причем полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети высоты ΔНр.л. лопатки, наделена совокупностью выполненных за одно целое с оболочкой пера лопатки стержней из прочного упругого высокотеплопроводного материала типа жаростойкой стали, создающих решетку с поперечными и продольными рядами со смещением стержней в смежных поперечных рядах в шахматном порядке не меньше чем на полшага, приводящим к образованию в решетке перекрестных диагональных рядов и наделенных функцией высокотеплопроводной перемычки между стенками пера лопатки, кроме того, стержни расположены в поперечном ряду с шагом, превышающим диаметр стержня не менее чем в 2,5 раза; то же с шагом между поперечными рядами, превышающим диаметр стержня не менее чем в три раза, а в диагональных рядах превышающим диаметр стержня решетки не менее чем в четыре раза, при этом в процессе работы ГТД каждую лопатку рабочего колеса ротора ТНД охлаждают способом по п. 1.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018124610A RU2691867C1 (ru) | 2018-07-05 | 2018-07-05 | Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018124610A RU2691867C1 (ru) | 2018-07-05 | 2018-07-05 | Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2691867C1 true RU2691867C1 (ru) | 2019-06-18 |
Family
ID=66947803
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018124610A RU2691867C1 (ru) | 2018-07-05 | 2018-07-05 | Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2691867C1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3628880A (en) * | 1969-12-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Vane assembly and temperature control arrangement |
GB2112467A (en) * | 1981-12-28 | 1983-07-20 | United Technologies Corp | Coolable airfoil for a rotary machine |
GB2159585A (en) * | 1984-05-24 | 1985-12-04 | Gen Electric | Turbine blade |
RU2101513C1 (ru) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
RU2122123C1 (ru) * | 1994-12-27 | 1998-11-20 | Открытое акционерное общество Самарский научно-технический комплекс им.Н.Д.Кузнецова | Охлаждаемая сопловая лопатка с вихревой матрицей |
RU2538978C2 (ru) * | 2009-01-30 | 2015-01-10 | Альстом Текнолоджи Лтд. | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
-
2018
- 2018-07-05 RU RU2018124610A patent/RU2691867C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3628880A (en) * | 1969-12-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Vane assembly and temperature control arrangement |
GB2112467A (en) * | 1981-12-28 | 1983-07-20 | United Technologies Corp | Coolable airfoil for a rotary machine |
GB2159585A (en) * | 1984-05-24 | 1985-12-04 | Gen Electric | Turbine blade |
RU2101513C1 (ru) * | 1993-06-15 | 1998-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
RU2122123C1 (ru) * | 1994-12-27 | 1998-11-20 | Открытое акционерное общество Самарский научно-технический комплекс им.Н.Д.Кузнецова | Охлаждаемая сопловая лопатка с вихревой матрицей |
RU2538978C2 (ru) * | 2009-01-30 | 2015-01-10 | Альстом Текнолоджи Лтд. | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8858159B2 (en) | Gas turbine engine component having wavy cooling channels with pedestals | |
EP2713012B1 (en) | Gas turbine engine component | |
US8807943B1 (en) | Turbine blade with trailing edge cooling circuit | |
US7938624B2 (en) | Cooling arrangement for a component of a gas turbine engine | |
US7785072B1 (en) | Large chord turbine vane with serpentine flow cooling circuit | |
US10920597B2 (en) | Turbine blade cooling system with channel transition | |
US9206697B2 (en) | Aerofoil cooling | |
CA2480985C (en) | Triple circuit turbine blade | |
US9518468B2 (en) | Cooled component for the turbine of a gas turbine engine | |
EP2823151B1 (en) | Airfoil with improved internal cooling channel pedestals | |
EP2025869B1 (en) | Gas turbine blade with internal cooling structure | |
EP2835501B1 (en) | Aerofoil component and corresponding gas turbine engine | |
EP1431514A2 (en) | Venturi outlet turbine airfoil | |
EP1010859A2 (en) | Turbine airfoil and methods for airfoil cooling | |
EP3034792A1 (en) | Aerofoil blade or vane | |
US8585365B1 (en) | Turbine blade with triple pass serpentine cooling | |
US20100226791A1 (en) | Blade cooling structure of gas turbine | |
US7670112B2 (en) | Turbine blade with cooling and with improved service life | |
GB2460936A (en) | Turbine airfoil cooling | |
US20120269649A1 (en) | Turbine blade with improved trailing edge cooling | |
US6599092B1 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles | |
JP6435188B2 (ja) | タービン翼における構造的構成および冷却回路 | |
WO2013181132A1 (en) | Airfoil cooling circuit and corresponding airfoil | |
RU2691867C1 (ru) | Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя и лопатка ротора ТНД, охлаждаемая этим способом | |
CN113874600B (zh) | 具有蛇形通道的涡轮叶片 |