RU2716648C1 - Cooled blade of gas turbine - Google Patents

Cooled blade of gas turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2716648C1
RU2716648C1 RU2019122906A RU2019122906A RU2716648C1 RU 2716648 C1 RU2716648 C1 RU 2716648C1 RU 2019122906 A RU2019122906 A RU 2019122906A RU 2019122906 A RU2019122906 A RU 2019122906A RU 2716648 C1 RU2716648 C1 RU 2716648C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
shape memory
inlet
gas turbine
memory effect
Prior art date
Application number
RU2019122906A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Александрович Кравченко
Александр Вадимович Осипов
Юрий Иосифович Фокин
Original Assignee
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" filed Critical ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет"
Priority to RU2019122906A priority Critical patent/RU2716648C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2716648C1 publication Critical patent/RU2716648C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/16—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means
    • F01D11/18—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means using stator or rotor components with predetermined thermal response, e.g. selective insulation, thermal inertia, differential expansion
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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

Abstract

FIELD: turbines or turbomachines.
SUBSTANCE: cooled gas turbine blade comprises a blade body with an inlet, a trough, a back, inlet and outlet edges, a cooling channel with partitions and deflectors. There are holes for cooling air supply on blade surface. An insert in the form of a cylindrical rotary valve is installed in the cooling channel. In the inlet hole there is a petal valve made from material having shape memory effect. Cylindrical rotary valve is equipped with rotary composite axis fixed by its one end in blade body and by its other end connected with cylindrical rotary valve. Rotary composite axis consists of sections and is made of material having shape memory effect. As material with shape memory effect, alloys based on iron and nickel can be used.
EFFECT: invention is aimed at improvement of turbine efficiency at variable modes.
1 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к турбиностроению, в частности к охлаждаемым лопаткам газовой турбины, предназначенным преимущественно для работы в области высоких температур.The invention relates to turbine engineering, in particular to cooled gas turbine blades, designed primarily for operation in the field of high temperatures.

В газовых турбинах газ проходит через сопловые и рабочие решетки, при этом газ может иметь температуру, близкую или даже превышающую точку плавления материала лопатки. Внутреннее охлаждение лопаток турбин реализуется в виде системы открытого и закрытого типов [1]. Первые системы охлаждения лопаток открытого типа обеспечивали при начальной температуре рабочего газа 1079°С и расходе охлаждающего воздуха около 2% от общего расхода воздуха через компрессор снижение температуры лопатки на 220°С. Наряду с использованием продольного и поперечного движения охладителя в лопатках открытого типа нашли применение способы пленочного и пористого охлаждения. Применение лопаток с конвективным пленочным воздушным охлаждением позволяет существенно снизить температуру на поверхности лопаток при относительном расходе воздуха на охлаждение 1,5-2% [2]. При этом следует учитывать, что отбор даже 1% воздуха из компрессора на охлаждение проточной части турбины с температурой газа 1300…1500 К приводит к повышению расхода топлива агрегатом приблизительно 0,6% [3], что снижает эффективность работы турбины.In gas turbines, gas passes through nozzle and working grates, while the gas may have a temperature close to or even higher than the melting point of the blade material. The internal cooling of turbine blades is implemented as an open and closed type system [1]. The first cooling systems for open-type blades provided, at an initial working gas temperature of 1079 ° C and a cooling air flow rate of about 2% of the total air flow through the compressor, a blade temperature decrease of 220 ° C. Along with the use of the longitudinal and transverse motion of the cooler in open blades, methods of film and porous cooling have been used. The use of blades with convective film air cooling can significantly reduce the temperature on the surface of the blades at a relative air flow rate for cooling of 1.5-2% [2]. It should be borne in mind that the extraction of even 1% of the air from the compressor for cooling the flow part of the turbine with a gas temperature of 1300 ... 1500 K leads to an increase in fuel consumption by the unit of approximately 0.6% [3], which reduces the efficiency of the turbine.

Известна охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, входная часть которого имеет в зоне кромки, на спинке и корыте отверстия и размещенные в полости пера поперечные перегородки, разделяющие лопатку на ряд отдельных полостей, подключенных к источнику охлаждающей среды [4]. При этом в полости входной части дополнительно установлены продольные перегородки, образующие со спинкой и корытом каналы, изолированные от упомянутой полости, и соединительные отверстия на спинке и корыте с одной из последующих полостей ряда.Known cooled blade of a gas turbine containing a hollow feather, the input part of which has in the edge zone, on the back and trough holes and transverse partitions located in the cavity of the pen, dividing the blade into a number of separate cavities connected to a source of cooling medium [4]. In this case, longitudinal partitions are additionally installed in the cavity of the inlet part, forming channels with a back and a trough isolated from the said cavity, and connecting holes on the back and trough with one of the subsequent cavities of the row.

Недостатком данной охлаждаемой лопатки газовой турбины является невозможность регулирования подачи охлаждающего воздуха, что снижает эффективность работы турбины на переходных режимах.The disadvantage of this cooled blade of a gas turbine is the inability to control the supply of cooling air, which reduces the efficiency of the turbine in transient conditions.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является компонент газовой турбины, содержащий лопатку с корытом, спинкой, входной и выходной кромками и охлаждающим каналом [5]. Лопатка имеет перегородки с дефлекторами, на поверхности лопатки выполнены отверстия для подачи охлаждающего воздуха. В охлаждающем канале установлена вставка в виде цилиндрического поворотного клапана, позволяющего обеспечивать работу лопатки в режиме пленочного (при высокой температуре лопатки) и беспленочного охлаждения (переменные режимы работы турбин).The closest technical solution adopted for the prototype is a component of a gas turbine containing a blade with a trough, back, inlet and outlet edges and a cooling channel [5]. The blade has partitions with deflectors, holes for supplying cooling air are made on the surface of the blade. An insert in the form of a cylindrical rotary valve is installed in the cooling channel, which allows for the operation of the blade in the film mode (at a high temperature of the blade) and filmless cooling (variable turbine operation modes).

Недостатком этого устройства является невозможность автоматического регулирования подачи охлаждающего воздуха к лопатке и перехода с пленочного на беспленочное охлаждение кромок лопатки, что снижает эффективность работы турбины на переходных режимах ее работы.The disadvantage of this device is the inability to automatically control the supply of cooling air to the blade and the transition from film to filmless cooling of the edges of the blade, which reduces the efficiency of the turbine in transition modes of its operation.

В прототипе [5] предлагается приводить в действие поворотный клапан вручную или посредством внешних гидравлических, пневматических или электрических устройств.The prototype [5] proposes to actuate the rotary valve manually or through external hydraulic, pneumatic or electrical devices.

Целью изобретения является повышение эффективности турбины при ее работе на переменных режимах за счет автоматического регулирования типа и интенсивности охлаждения.The aim of the invention is to increase the efficiency of the turbine during its operation in variable modes due to automatic control of the type and intensity of cooling.

Поставленная цель достигается в охлаждаемой лопатке газовой турбины, содержащей корпус лопатки с входным отверстием, корытом, спинкой, входной и выходной кромками, охлаждающим каналом с перегородками, при этом на поверхности лопатки выполнены отверстия для подачи охлаждающего воздуха, а в охлаждающем канале установлена вставка в виде цилиндрического поворотного клапана.The goal is achieved in a cooled blade of a gas turbine containing a blade body with an inlet, a trough, a back, an inlet and outlet edges, a cooling channel with partitions, and holes for supplying cooling air are made on the surface of the blade, and an insert is installed in the cooling channel in the form cylindrical rotary valve.

Новым в охлаждаемой лопатке газовой турбины является установка во входном отверстии лепесткового клапана из материала, обладающего эффектом памяти формы, а также снабжение цилиндрического поворотного клапана поворотной составной осью, закрепленной одним концом в корпусе лопатки, а другим концом соединенным с цилиндрическим поворотным клапаном. При этом поворотная составная ось состоит из секций и выполнена из материала, обладающего эффектом памяти формы. В качестве материала, обладающего эффектом памяти формы, могут быть использованы сплавы на основе железа и никеля.What is new in the cooled blade of a gas turbine is the installation of a flap valve in the inlet of the material with a shape memory effect, as well as the supply of a cylindrical rotary valve with a rotary composite axis fixed at one end to the blade body and the other end connected to a cylindrical rotary valve. In this case, the rotary composite axis consists of sections and is made of a material having a shape memory effect. As a material having a shape memory effect, alloys based on iron and nickel can be used.

На фиг. 1 представлен продольный разрез предлагаемой охлаждаемой лопатки газовой турбины, на фиг. 2 - поперечный разрез А-А на фиг. 1, на фиг. 3, 4, 5 - сечения В-В на фиг. 1 цилиндрического поворотного клапана в трех его положениях, а на фиг. 6 (выноска I) - положение лепесткового клапана при высокой температуре лопатки.In FIG. 1 is a longitudinal section through the proposed cooled gas turbine blade; FIG. 2 is a cross section AA in FIG. 1, in FIG. 3, 4, 5 - sections BB in FIG. 1 of a cylindrical rotary valve in its three positions, and in FIG. 6 (callout I) - position of the flap valve at a high temperature of the blade.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит корпус 1 с входным отверстием 2, корытом 3, спинкой 4, входной 5 и выходной 6 кромками, охлаждающим каналом 7, перегородками 8 и дефлекторами 9. На поверхности лопатки выполнены отверстия 10 для подачи охлаждающего воздуха, а во входном отверстии 2 установлено основание 11 с лепестковым клапаном 12, выполненным из материала, обладающего эффектом памяти формы. В охлаждающем канале 7 установлен цилиндрический поворотный клапан 13. При этом цилиндрический поворотный клапан 13 снабжен поворотной составной осью 14, закрепленной одним концом в корпусе 1 лопатки, а другим концом соединенной со цилиндрический поворотный клапан 13, причем поворотная составная ось 14 состоит из секций 15, 16 и выполнена из материала, обладающего эффектом памяти формы. Детали, изготовленной из такого материала, при температуре выше температуры мартенситного превращения придают определенную форму, а затем охлаждают до температуры ниже температуры мартенситного превращения и деформируют при этой температуре с целью получения какой-либо другой формы [6]. При последующем нагреве до температуры выше температуры обратного превращения деталь принимает исходную форму. При циклических изменениях температуры происходит многократное изменение формы.The cooled blade of a gas turbine contains a housing 1 with an inlet 2, a trough 3, a back 4, an inlet 5 and an outlet 6 edges, a cooling channel 7, partitions 8 and deflectors 9. On the surface of the blades are openings 10 for supplying cooling air, and in the inlet 2, a base 11 is installed with a flap valve 12 made of a material having a shape memory effect. A cylindrical rotary valve 13 is installed in the cooling channel 7. In this case, the cylindrical rotary valve 13 is provided with a rotary component axis 14 fixed at one end in the blade body 1 and the other end connected to a cylindrical rotary valve 13, the rotary composite axis 14 consisting of sections 15, 16 and is made of a material having a shape memory effect. Parts made of such a material at a temperature above the martensitic transformation temperature give a certain shape, and then cooled to a temperature below the martensitic transformation temperature and deform at this temperature in order to obtain any other shape [6]. Upon subsequent heating to a temperature above the temperature of the reverse transformation, the part takes its original shape. With cyclic changes in temperature, a multiple change in shape occurs.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины работает следующим образом.The cooled blade of a gas turbine operates as follows.

При запуске газовой турбины и ее работе на переходных режимах температура лопатки невелика, лепестковый клапан 12 находится в закрытом состоянии (фиг. 1) частично перекрывая входное отверстие 2, ограничивая этим количество подаваемого охлаждаемого воздуха из компрессора турбины. В процессе прогрева корпуса 1 лопатки нагревается основание 11 лепесткового клапана и сам лепестковый клапан 12, в его материале происходит обратное мартенситное превращение, и лепестковый клапан 12 открывается занимает положение, показанное на фиг. 6, и открывает входное отверстие 2, увеличивая расход охлаждающего воздуха. При этом цилиндрический поворотный клапан 13 занимает положение в соответствии с фиг. 3 и перекрывает подачу охлаждающего воздуха в отверстия 10. В процессе дальнейшего прогрева корпуса 1 лопатки происходит нагрев поворотной составной оси 14 и секций 15, 16 поворотной составной оси. Каждая секция изготавливается из своего материала, обратное мартенситное превращение в котором происходит при определенной последовательно возрастающей температуре. В секциях 15, 16, выполненных из материала, обладающего эффектом памяти формы, обратное мартенситное превращение происходит последовательно по мере роста температуры. На фиг. 4 показано положение цилиндрического поворотного клапана 13 после поворота секции 15 поворотной составной оси 14, обеспечивающие частичную подачу охлаждающего воздуха через отверстия 10. Дальнейшее повышение температуры корпуса 1 приведет к обратному мартенсит-ному превращению уже в обоих секциях 15, 16, что обеспечит дальнейший поворот цилиндрического поворотного клапана 13 и максимальную подачу охлаждающего воздуха через отверстия 10 (фиг. 5).When starting a gas turbine and its operation in transient conditions, the temperature of the blade is low, the flap valve 12 is in the closed state (Fig. 1) partially blocking the inlet 2, thereby limiting the amount of cooled air supplied from the turbine compressor. During the heating process of the blade body 1, the base 11 of the flap valve and the flap valve 12 are heated, the reverse martensitic transformation takes place in its material, and the flap valve 12 opens and occupies the position shown in FIG. 6, and opens the inlet 2, increasing the flow rate of cooling air. In this case, the cylindrical rotary valve 13 occupies the position in accordance with FIG. 3 and blocks the supply of cooling air to the holes 10. In the process of further heating of the blade body 1, the rotary composite axis 14 and the rotary composite axis sections 15, 16 are heated. Each section is made of its own material, the reverse martensitic transformation in which occurs at a certain gradually increasing temperature. In sections 15, 16, made of a material having a shape memory effect, the reverse martensitic transformation occurs sequentially with increasing temperature. In FIG. 4 shows the position of the cylindrical rotary valve 13 after turning the section 15 of the rotary composite axis 14, providing a partial supply of cooling air through the holes 10. A further increase in the temperature of the housing 1 will lead to a reverse martensitic transformation already in both sections 15, 16, which will provide further rotation of the cylindrical the rotary valve 13 and the maximum supply of cooling air through the holes 10 (Fig. 5).

При снижении нагрузки турбины и ее работе на частичных нагрузках вследствие снижения температуры рабочей среды и температуры корпуса 1 лопатки поворотная составная ось 14 поворачивается в обратном направлении вследствие прямого мартенситного превращения в материалах секций 15, 16 поворотной составной оси 14.When reducing the load of the turbine and its operation at partial loads due to a decrease in the temperature of the working medium and the temperature of the blade body 1, the rotary composite axis 14 rotates in the opposite direction due to direct martensitic transformation in the materials of sections 15, 16 of the rotary composite axis 14.

При дальнейшем снижении нагрузки турбины на частичных нагрузках или ее остановке в материале лепесткового клапана 12 происходит прямое мартенситное превращение и лепестковый клапан 12 закрывается (фиг. 1), уменьшая расход охлаждающего воздуха через входное отверстие 2.With a further decrease in the turbine load at partial loads or its stop in the material of the flap valve 12, a direct martensitic transformation occurs and the flap valve 12 closes (Fig. 1), reducing the flow of cooling air through the inlet 2.

В дальнейшем цикл работы охлаждаемой лопатки газовой турбины повторяется.Subsequently, the cycle of operation of the cooled blade of the gas turbine is repeated.

В качестве материала, обладающего эффектом памяти формы, могут быть использованы сплавы на основе железа и никеля [6], у которых наблюдается высокое значение температуры мартенситного превращения. Кроме того, сплавы, обладающие свойствами мартенситного превращения, имеют высокие демпфирующие свойства. Поэтому использование в охлаждаемой лопатке газовой турбины элементов из материалов с эффектом памяти формы обеспечит снижение вибрации лопаток при эксплуатации турбины.As a material with a shape memory effect, alloys based on iron and nickel can be used [6], in which a high temperature of the martensitic transformation is observed. In addition, alloys with martensitic transformation properties have high damping properties. Therefore, the use of elements made of materials with a shape memory effect in a cooled blade of a gas turbine will reduce the vibration of the blades during operation of the turbine.

Использование предлагаемого технического решения повышает эффективность работы турбины при ее работе на переменных режимах благодаря снижению расхода подаваемого компрессором охлаждающего воздуха.Using the proposed technical solution increases the efficiency of the turbine during its operation in variable modes due to the reduction of the flow rate of the cooling air supplied by the compressor.

При этом охлаждение каждой из лопаток зависит от температурных условий ее работы и регулируется автоматически без внешнего воздействия.Moreover, the cooling of each of the blades depends on the temperature conditions of its operation and is automatically adjusted without external influence.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫLIST OF REFERENCES

1. Газотурбинные установки. Конструкция и расчет: Справочное пособие / Под общ. ред. Л.В. Арсеньева и В.Г. Тырышкина. - Л.: Машиностроение. Ленингр. отд-ние 1978 - 232 с.1. Gas turbine units. Design and calculation: Reference manual / Under the general. ed. L.V. Arsenyev and V.G. Tyryshkina. - L .: Mechanical engineering. Leningrad Department 1978 - 232 p.

2. Стационарные газотурбинные установки / Л.В. Арсеньев, В.Г. Тырышкин, И.А. Богов и др.: Под ред. Л.В. Арсеньева и В.Г. Тырышкина. - Л.: Машиностроение. Ленингр. отд-ние 1989 - 543 с.2. Stationary gas turbine units / L.V. Arseniev, V.G. Tyryshkin, I.A. Gods and others: Ed. L.V. Arsenyev and V.G. Tyryshkina. - L .: Mechanical engineering. Leningrad Department 1989 - 543 s.

3. A.M. Дроконов. Оптимизация расхода охлаждающего воздуха в ГТД. // Совершенствование транспортных машин [Текст] + [Электронный ресурс]: сб. науч. тр. / под ред. В.В. Рогалева. - Брянск: БГТУ, 2018 - с. 147…151.3. A.M. Drokonov. Optimization of cooling air flow in gas turbine engine. // Improving transport vehicles [Text] + [Electronic resource]: Sat. scientific tr / ed. V.V. Rogaleva. - Bryansk: BSTU, 2018 - p. 147 ... 151.

4. А.с. 1152289 ССР, МПК F01D 5/18. Охлаждаемая лопатка газовой турбины / В.М. Брегман, В.А. Мальков (СССР) - заявка 833532826/06, 07.01.1983.4. A.S. 1152289 SSR, IPC F01D 5/18. Cooled blade of a gas turbine / V.M. Bregman, V.A. Malkov (USSR) - application 833532826/06, 01/07/1983.

5. Патент 2268763, МПК F01D 5/18. Компонент газовой турбины / Й. Фербер, П.В. Лалетин; патентообладатель «Альстом Технолоджи ЛТД (СН)» - №2014103219/06; заявл. 30.01.2014; опубл. 10.08.2015, бюл №22.5. Patent 2268763, IPC F01D 5/18. Component of a gas turbine / J. Ferber, P.V. Laletin; patent holder “Alstom Technology LTD (CH)” - No. 2014103219/06; declared 01/30/2014; publ. 08/10/2015, bull. No. 22.

6. Применение эффекта памяти формы в современном машиностроении.6. Application of the shape memory effect in modern engineering.

С. Тихонов, А.П. Герасимов, И.И. Прохорова. - М.: Машиностроение, 1981. - 80 с.S. Tikhonov, A.P. Gerasimov, I.I. Prokhorov. - M.: Mechanical Engineering, 1981. - 80 p.

Claims (2)

1. Охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая корпус лопатки с входным отверстием, корытом, спинкой, входной и выходной кромками, охлаждающим каналом с перегородками и дефлекторами, при этом на поверхности лопатки выполнены отверстия для подачи охлаждающего воздуха, а в охлаждающем канале установлена вставка в виде цилиндрического поворотного клапана, отличающаяся тем, что во входном отверстии установлен лепестковый клапан из материала, обладающего эффектом памяти формы, цилиндрический поворотный клапан снабжен поворотной составной осью, закрепленной одним концом в корпусе лопатки, а другим концом соединенной с цилиндрическим поворотным клапаном, причем поворотная составная ось состоит из секций и выполнена из материала, обладающего эффектом памяти формы.1. The cooled blade of a gas turbine, comprising a blade body with an inlet, a trough, a backrest, an inlet and outlet edges, a cooling channel with baffles and deflectors, and holes for supplying cooling air are made on the surface of the blade, and an insert is installed in the cooling channel in the form a cylindrical rotary valve, characterized in that a flap valve of material having a shape memory effect is installed in the inlet, the cylindrical rotary valve is provided with a rotary composition axis, fixed at one end in the body of the blade, and the other end connected to a cylindrical rotary valve, and the rotary composite axis consists of sections and is made of a material having a shape memory effect. 2. Охлаждаемая лопатка газовой турбины по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве материала, обладающего эффектом памяти формы, могут быть использованы сплавы на основе железа и никеля.2. The cooled gas turbine blade according to claim 1, characterized in that alloys based on iron and nickel can be used as a material having a shape memory effect.
RU2019122906A 2019-07-16 2019-07-16 Cooled blade of gas turbine RU2716648C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019122906A RU2716648C1 (en) 2019-07-16 2019-07-16 Cooled blade of gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019122906A RU2716648C1 (en) 2019-07-16 2019-07-16 Cooled blade of gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2716648C1 true RU2716648C1 (en) 2020-03-13

Family

ID=69898282

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019122906A RU2716648C1 (en) 2019-07-16 2019-07-16 Cooled blade of gas turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2716648C1 (en)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6157897A (en) * 1997-01-31 2000-12-05 Nec Corporation Apparatus for monitoring ventilation of integrated circuits in electronic apparatus
RU2387846C1 (en) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end
WO2010112421A1 (en) * 2009-03-31 2010-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbomachine with passive gap control
RU2472955C2 (en) * 2007-09-05 2013-01-20 Снекма Drive, its application in gas turbine engine for opening/closing of flaps, and turbojet
RU2506433C2 (en) * 2012-04-04 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Gas turbine engine
RU2568763C2 (en) * 2014-01-30 2015-11-20 Альстом Текнолоджи Лтд Gas turbine component
EP1686243B1 (en) * 2005-01-26 2016-09-07 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and blade clearance control

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6157897A (en) * 1997-01-31 2000-12-05 Nec Corporation Apparatus for monitoring ventilation of integrated circuits in electronic apparatus
EP1686243B1 (en) * 2005-01-26 2016-09-07 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and blade clearance control
RU2472955C2 (en) * 2007-09-05 2013-01-20 Снекма Drive, its application in gas turbine engine for opening/closing of flaps, and turbojet
RU2387846C1 (en) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end
WO2010112421A1 (en) * 2009-03-31 2010-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbomachine with passive gap control
RU2506433C2 (en) * 2012-04-04 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Gas turbine engine
RU2568763C2 (en) * 2014-01-30 2015-11-20 Альстом Текнолоджи Лтд Gas turbine component

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10731473B2 (en) Gas turbine engine component having engineered vascular structure
US10570746B2 (en) Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
US10364706B2 (en) Meter plate for blade outer air seal
US20170159447A1 (en) Gas turbine engine component having engineered vascular structure
EP2907978B1 (en) Engine mid-turbine frame having distributive coolant flow
EP2952681A1 (en) Turbine stage cooling
US10494939B2 (en) Air shredder insert
US9982543B2 (en) Partial cavity baffles for airfoils in gas turbine engines
US20190234231A1 (en) Gas turbine engine having minimum cooling airflow
US10196900B2 (en) Heat transfer pedestals with flow guide features
US9982542B2 (en) Airfoil platform impingement cooling holes
EP3040519B1 (en) Tip clearance control for turbine blades
US11378009B2 (en) Multi-mode heat rejection system for a gas turbine engine
EP3040518A1 (en) Tip clearance control for turbine blades
US10323524B2 (en) Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
US10094287B2 (en) Gas turbine engine component with vascular cooling scheme
US20180023475A1 (en) Gas turbine engine with heat pipe for thermal energy dissipation
RU2716648C1 (en) Cooled blade of gas turbine
US10378362B2 (en) Gas turbine engine component cooling channels
US20190071980A1 (en) Airfoil having end wall contoured pedestals
US10947859B2 (en) Clearance control arrangement
US20200024967A1 (en) Airfoil having angled trailing edge slots
US9988912B2 (en) Thermal regulation channels for turbomachine components
EP3170980B1 (en) Components for gas turbine engines with lattice cooling structure and corresponding method for producing