RU2732531C1 - Cooled blade of gas turbine - Google Patents

Cooled blade of gas turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2732531C1
RU2732531C1 RU2019132123A RU2019132123A RU2732531C1 RU 2732531 C1 RU2732531 C1 RU 2732531C1 RU 2019132123 A RU2019132123 A RU 2019132123A RU 2019132123 A RU2019132123 A RU 2019132123A RU 2732531 C1 RU2732531 C1 RU 2732531C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
deflector
holes
blade
wall
expanding
Prior art date
Application number
RU2019132123A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Александрович Канахин
Вадим Васильевич Максимов
Юрий Иосифович Зыкунов
Александр Владимирович Протопопов
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2019132123A priority Critical patent/RU2732531C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2732531C1 publication Critical patent/RU2732531C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: turbines or turbomachines.
SUBSTANCE: invention relates to turbine construction and can be used in high-temperature gas turbines, particularly in cooled blades. Cooled blade of the gas turbine includes a hollow feather consisting of a blade wall with holes and at least one inner cavity equipped with a distributing header and a deflector with holes. Deflector with holes forms with inner wall of blade body deflector cavity communicated with dispensing header by means of deflector holes, and with gas-air channel of engine by means of holes in wall of blade body. Deflector openings are diverging towards the inner wall of the blade body, the total input area of the deflector expanding holes is smaller than the total area of the holes in the blade wall. In places of expanding holes on inner surface of deflector there are made beads. Deflector cavity is divided by partitions into chambers. Ratio of total inlet area of deflector expanding holes with total area of holes on blade back is selected from condition of required drop for each of chambers.
EFFECT: invention allows increasing service life of turbine blade due to overall improvement of cooling efficiency.
3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах, в частности в охлаждаемых лопатках.The invention relates to turbine engineering and can be used in high-temperature gas turbines, in particular in cooled blades.

В качестве наиболее близкого аналога выбрана охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, состоящее по меньшей мере из одной внутренней полости, снабженной дефлектором, образующим с внутренней стенкой пера лопатки дефлекторную полость, сообщенную с раздаточным коллектором и газовоздушным трактом двигателя посредством отверстий. /RU 2238411, МПК F01D5/18, опубликовано: 20.10.2004/As the closest analogue, a cooled gas turbine blade is selected, containing a hollow blade consisting of at least one inner cavity equipped with a deflector forming a deflector cavity with the inner wall of the blade airfoil, communicated with the distributing manifold and the engine gas-air path through openings. / RU 2238411, IPC F01D5 / 18, published: 20.10.2004 /

Недостатком известного решения является недостаточный ресурс работы сопловой лопатки за счет неравномерного охлаждения внутренней стенки ее пера, в результате высокой скорости ударного натекания охлаждающего потока через отверстия в дефлекторе.The disadvantage of the known solution is the insufficient service life of the nozzle blade due to uneven cooling of the inner wall of its feather, as a result of the high velocity of the impact leakage of the cooling flow through the holes in the deflector.

Техническим эффектом заявленного изобретения является повышение ресурса лопатки турбины, благодаря общему повышению эффективности охлаждения.The technical effect of the claimed invention is to increase the resource of the turbine blade due to the overall increase in cooling efficiency.

Указанный технический эффект достигается тем, что охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, состоящее из стенки пера лопатки с отверстиями и по меньшей мере одной внутренней полости, снабженной раздаточным коллектором и дефлектором с отверстиями, дефлектор с отверстиями образует с внутренней стенкой пера лопатки дефлекторную полость, сообщенную с раздаточным коллектором посредством отверстий дефлектора, а с газовоздушным трактом двигателя посредством отверстий в стенке пера лопатки согласно изобретению отверстия дефлектора выполнены расширяющимися по направлению к внутренней стенке пера лопатки, причем суммарная входная площадь расширяющихся отверстий дефлектора меньше суммарной площади отверстий в стенке лопатки, кроме того в местах выполнения расширяющихся отверстий на внутренней поверхности дефлектора выполнены наплывы, кроме того дефлекторная полость разделена перегородками на камеры, соотношение суммарной входной площади расширяющихся отверстий дефлектора с суммарной площадью отверстий на спинке лопатки выбирается из условия потребного перепада для каждой из камер.This technical effect is achieved by the fact that a cooled gas turbine blade containing a hollow blade consisting of a wall of the blade airfoil with holes and at least one inner cavity equipped with a distributing manifold and a deflector with holes, the deflector with holes forms a deflector cavity with the inner wall of the blade airfoil communicated with the distributing manifold by means of the deflector openings, and with the gas-air path of the engine through the openings in the wall of the airfoil of the blade according to the invention, the openings of the deflector are made expanding towards the inner wall of the airfoil of the blade, and the total input area of the expanding openings of the deflector is less than the total area of the openings in the wall of the blade, except in addition, in the places where the expanding holes are made on the inner surface of the deflector, beads are made, in addition, the deflector cavity is divided by partitions into chambers, the ratio of the total input area of the expanding holes of the deflector to the sum the specific area of the holes on the back of the blade is selected from the condition of the required differential for each of the chambers.

Сообщение раздаточного коллектора с дефлекторной полостью посредством расширяющихся по направлению к внутренней стенке пера лопатки отверстий дефлектора позволяет снизить скорость ударного натекания охлаждающего потока на внутреннюю стенку пера лопатки за счет характера течения в диффузорном канале, образованном расширяющимся отверстием. Кроме того, за счет течения в диффузорном канале увеличивается площадь напрямую охлаждаемой поверхности, таким образом, сокращается площадь напрямую неохлаждаемой поверхности, вследствие этого более эффективным становится работа механизма теплопроводности между напрямую охлаждаемыми участками стенки пера лопатки. В результате температурная неравномерность стенки снижается. Увеличенная суммарная площадь отверстий в стенке лопатки по отношению к входной площади расширяющихся отверстий в дефлекторе позволяет добиться минимального перепада давления для выхода охлаждающего воздуха, создающего заградительную пленку, это обеспечивает минимальные потери полного давления потока, проходящего через турбину двигателя.The communication of the distributing manifold with the deflector cavity by means of deflector holes expanding towards the inner wall of the blade airfoil makes it possible to reduce the impact rate of the cooling flow on the inner wall of the blade airfoil due to the nature of the flow in the diffuser channel formed by the expanding hole. In addition, due to the flow in the diffuser channel, the area of the directly cooled surface increases, thus, the area of the directly uncooled surface is reduced, as a result of which the operation of the heat conduction mechanism between the directly cooled sections of the blade airfoil wall becomes more efficient. As a result, the temperature unevenness of the wall is reduced. The increased total area of the holes in the blade wall in relation to the inlet area of the expanding holes in the deflector makes it possible to achieve a minimum pressure drop for the exit of the cooling air, which creates a barrier film, this provides a minimum loss of the total pressure of the flow passing through the engine turbine.

Выполнение наплывов на внутренней стороне дефлектора позволяет сформировать диффузорные каналы, образованные расширяющимися отверстиями, оптимальной геометрической формы, что позволяет достичь безотрывного течения охлаждающего потока, благодаря уменьшению угла раскрытия диффузора при увеличении его длины.Sagging on the inner side of the deflector makes it possible to form diffuser channels formed by expanding holes of optimal geometric shape, which makes it possible to achieve an uninterrupted flow of the cooling flow, due to a decrease in the opening angle of the diffuser with an increase in its length.

Разделение дефлекторной полсти на камеры позволяет создать оптимальный перепад давлений в каждой камере для каждого участка внешней поверхности лопатки, путем выбора соотношения суммарных площадей отверстий в спинке лопатки к входной площади расширяющихся отверстий дефлектора, так как поле давлений на внешней поверхности лопатки по ходу течения газового потока неоднородно.The division of the deflector cavity into chambers makes it possible to create an optimal pressure difference in each chamber for each section of the outer surface of the blade, by choosing the ratio of the total areas of the holes in the back of the blade to the input area of the expanding holes of the deflector, since the pressure field on the outer surface of the blade along the gas flow is not uniform ...

Сущность заявленного изобретения поясняется чертежами, на которых изображена конструкция охлаждаемой лопатки газовой турбины.The essence of the claimed invention is illustrated by drawings, which show the design of a cooled gas turbine blade.

На фиг. 1 представлен вид сбоку на охлаждаемую лопатку.FIG. 1 is a side view of a cooled blade.

На фиг. 2 представлены сечения А-А различных вариантов охлаждаемой лопатки.FIG. 2 shows sections A-A of various options for a cooled blade.

На фиг. 3 представлен увеличенный вид Б различных вариантов охлаждаемой лопатки в сравнении с известной конструкцией, на графике отображена температурная неравномерность охлаждаемой стенки пера лопатки.FIG. 3 shows an enlarged view B of various versions of a cooled blade in comparison with a known design; the graph shows the temperature unevenness of the cooled wall of the blade airfoil.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо (1), состоящее из стенки (2) пера лопатки с отверстиями (3) и внутреннюю полость, снабженную раздаточным коллектором (4) и дефлектором (5) с отверстиями (6), дефлектор (5) с отверстиями (6) образует с внутренней стенкой пера лопатки дефлекторную полость (7), сообщенную с раздаточным коллектором (4) посредством отверстий (6) дефлектора (5), а с газовоздушным трактом двигателя посредством отверстий (3) в стенке (2) пера лопатки, отверстия (6) дефлектора (5) выполнены расширяющимися по направлению к внутренней стенке (2) пера лопатки, суммарная входная площадь расширяющихся отверстий (6) дефлектора (5) меньше суммарной площади отверстий (3) в стенке лопатки, в местах выполнения расширяющихся отверстий (6) на внутренней поверхности дефлектора (5) выполнены наплывы (8). В контексте заявляемого изобретения под признаком «наплыв» следует понимать локальное утолщение различной формы, обеспечивающее необходимую толщину дефлектора (5) для формирования расширяющихся отверстий (6). В частном случае реализации дефлекторная полость (7) разделена перегородками (9) на камеры (10). В контексте заявляемого изобретения под признаком «перегородка» следует понимать препятствие ограничивающее движение охлаждающего воздуха относительно камер (10), таким образом, что возможные перетечки между камерами (10) не оказывают влияние на общий характер течения охлаждающего воздуха внутри камер (10). Конструктивно перегородки (9) могут являться как частью дефлектора (5), так и частью полого пера (1) лопатки или же являться самостоятельными элементами присоединенными к полому перу (1) или дефлектору (5).The cooled gas turbine blade contains a hollow blade (1), consisting of a wall (2) of the blade airfoil with holes (3) and an internal cavity equipped with a distributing manifold (4) and a deflector (5) with holes (6), a deflector (5) with with holes (6) forms a deflector cavity (7) with the inner wall of the blade airfoil, communicated with the distributing manifold (4) through the holes (6) of the deflector (5), and with the gas-air path of the engine through the holes (3) in the wall (2) of the blade airfoil , the holes (6) of the deflector (5) are made expanding towards the inner wall (2) of the blade airfoil, the total input area of the expanding holes (6) of the deflector (5) is less than the total area of the holes (3) in the blade wall, in the places where the expanding holes are made (6) beads (8) are made on the inner surface of the deflector (5). In the context of the claimed invention, the feature "sag" should be understood as a local thickening of various shapes, providing the required thickness of the deflector (5) for the formation of expanding holes (6). In a particular case of implementation, the deflector cavity (7) is divided by partitions (9) into chambers (10). In the context of the claimed invention, the feature “partition” should be understood as an obstacle limiting the movement of cooling air relative to the chambers (10), so that possible overflows between the chambers (10) do not affect the general nature of the flow of cooling air inside the chambers (10). Structurally, the partitions (9) can be both part of the deflector (5) and part of the hollow blade (1) of the blade, or they can be independent elements attached to the hollow blade (1) or the deflector (5).

Воздух для охлаждения лопатки газовой турбины поступает в раздаточный коллектор (4), далее через расширяющиеся отверстия (6) в дефлекторе (5) поступает в дефлекторную полость (7), далее через отверстия (3) пера лопатки охлаждающий воздух поступает в газовоздушный тракт двигателя. При прохождении через расширяющиеся отверстия (6) скорость ударного натекания охлаждающего воздуха снижается. При уменьшении скорости ударного натекания, за счет течения в диффузорных каналах (11), образованных расширяющимися отверстиями (6), увеличивается площадь (S1) напрямую охлаждаемой поверхности, таким образом сокращается площадь (S2) напрямую неохлаждаемой поверхности, вследствие этого более эффективным становится работа механизма теплопроводности между напрямую охлаждаемыми участками стенки пера лопатки. В результате температурная неравномерность стенки (12) лопатки снижается.The air for cooling the gas turbine blade enters the distributor manifold (4), then through the expanding holes (6) in the deflector (5) it enters the deflector cavity (7), then through the holes (3) of the blade blade, the cooling air enters the gas-air path of the engine. When passing through the expanding holes (6), the impact rate of the cooling air is reduced. With a decrease in the impact rate, due to the flow in the diffuser channels (11) formed by the expanding holes (6), the area (S 1 ) of the directly cooled surface increases, thus the area (S 2 ) of the directly uncooled surface is reduced, as a result of which it becomes more efficient operation of the heat conduction mechanism between directly cooled sections of the blade airfoil wall. As a result, the temperature unevenness of the blade wall (12) is reduced.

Claims (3)

1. Охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо, состоящее из стенки пера лопатки с отверстиями и по меньшей мере одной внутренней полости, снабженной раздаточным коллектором и дефлектором с отверстиями, дефлектор с отверстиями образует с внутренней стенкой пера лопатки дефлекторную полость, сообщенную с раздаточным коллектором посредством отверстий дефлектора, а с газовоздушным трактом двигателя посредством отверстий в стенке пера лопатки, отличающаяся тем, что отверстия дефлектора выполнены расширяющимися по направлению к внутренней стенке пера лопатки, причем суммарная входная площадь расширяющихся отверстий дефлектора меньше суммарной площади отверстий в стенке лопатки.1. Cooled gas turbine blade, containing a hollow blade, consisting of a wall of the blade airfoil with holes and at least one inner cavity equipped with a dispensing manifold and a deflector with holes, a deflector with holes forms a deflector cavity with the inner wall of the blade of the blade, communicated with the dispensing manifold through the holes of the deflector, and with the gas-air path of the engine through the holes in the wall of the blade airfoil, characterized in that the holes of the deflector are made expanding towards the inner wall of the airfoil of the blade, and the total inlet area of the expanding holes of the deflector is less than the total area of holes in the wall of the blade. 2. Охлаждаемая лопатка газовой турбины по п. 1, отличающаяся тем, что в местах выполнения расширяющихся отверстий на внутренней поверхности дефлектора выполнены наплывы.2. Cooled gas turbine blade according to claim 1, characterized in that in the places where the expanding holes are made on the inner surface of the deflector there are sagging. 3. Охлаждаемая лопатка газовой турбины по п. 1, отличающаяся тем, что дефлекторная полость разделена перегородками на камеры, соотношение суммарной входной площади расширяющихся отверстий дефлектора с суммарной площадью отверстий на спинке лопатки выбирается из условия потребного перепада для каждой из камер.3. Cooled gas turbine blade according to claim 1, characterized in that the deflector cavity is divided by partitions into chambers, the ratio of the total inlet area of the expanding deflector openings to the total area of the openings on the blade back is selected from the condition of the required differential for each of the chambers.
RU2019132123A 2019-10-11 2019-10-11 Cooled blade of gas turbine RU2732531C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019132123A RU2732531C1 (en) 2019-10-11 2019-10-11 Cooled blade of gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019132123A RU2732531C1 (en) 2019-10-11 2019-10-11 Cooled blade of gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2732531C1 true RU2732531C1 (en) 2020-09-21

Family

ID=72922223

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019132123A RU2732531C1 (en) 2019-10-11 2019-10-11 Cooled blade of gas turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2732531C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1287678A2 (en) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Cooled turbine blade
RU2238411C1 (en) * 2003-06-03 2004-10-20 "МАТИ"-Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского Cooled gas-turbine blade
US7029235B2 (en) * 2004-04-30 2006-04-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
RU2283432C2 (en) * 2004-11-23 2006-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Cooled blade of turbomachine
RU2518768C1 (en) * 2013-04-04 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Cooled turbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1287678A2 (en) * 1984-09-11 1997-02-20 О.С. Чернилевский Cooled turbine blade
RU2238411C1 (en) * 2003-06-03 2004-10-20 "МАТИ"-Российский государственный технологический университет им. К.Э. Циолковского Cooled gas-turbine blade
US7029235B2 (en) * 2004-04-30 2006-04-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
RU2283432C2 (en) * 2004-11-23 2006-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Cooled blade of turbomachine
RU2518768C1 (en) * 2013-04-04 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Cooled turbine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9011077B2 (en) Cooled airfoil in a turbine engine
EP1990507B1 (en) Impingement cooling structure
US3930748A (en) Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine
US9039371B2 (en) Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
US8870537B2 (en) Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
JP6407414B2 (en) Internal cooling system having an insert forming a near-wall cooling passage in the rear cooling cavity of a gas turbine blade
JP2018096376A (en) Vane cooling structure
JP2013124663A (en) Use of multi-faceted impingement opening for increasing heat transfer characteristics on gas turbine component
US8944763B2 (en) Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber
US20130042627A1 (en) Combustion chamber head of a gas turbine with cooling and damping functions
JP2016014521A (en) Method and system for radial tubular duct heat exchangers
US20090068023A1 (en) Multi-pass cooling for turbine airfoils
US9017012B2 (en) Ring segment with cooling fluid supply trench
CA2680086A1 (en) Guide vane duct element for a guide vane assembly of a gas turbine engine
JPH0610704A (en) Air foil device
KR20100097718A (en) Cooling structure of turbine blade
US20130011238A1 (en) Cooled ring segment
JP6312929B2 (en) In the platform, a cooled turbine vane platform having a front, a middle string and a rear cooling chamber
JP6650071B2 (en) Turbine blades with independent cooling circuit for central body temperature control
JP2017040259A (en) Article and manifold for thermal adjustment of turbine component
KR20180021872A (en) Stator, and gas turbine equipped with it
RU2514818C1 (en) Cooled turbine
WO2018164150A1 (en) Cooling structure for turbine blade
JP2018150829A5 (en)
JP2016538458A (en) Turbine blade with a laterally extending snubber having an internal cooling system