RU2767580C1 - Cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine - Google Patents
Cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2767580C1 RU2767580C1 RU2021134909A RU2021134909A RU2767580C1 RU 2767580 C1 RU2767580 C1 RU 2767580C1 RU 2021134909 A RU2021134909 A RU 2021134909A RU 2021134909 A RU2021134909 A RU 2021134909A RU 2767580 C1 RU2767580 C1 RU 2767580C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- feather
- sensors
- nozzle blade
- blade
- pressure turbine
- 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
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
Abstract
Description
Изобретение, представляющее из себя охлаждаемую сопловую лопатку турбины высокого давления, относится к области авиадвигателестроения, в частности, к стендовым испытаниям газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя, предназначено для измерения параметров рабочего тела за камерой сгорания (на входе в турбину высокого давления).The invention, which is a cooled nozzle blade of a high-pressure turbine, relates to the field of aircraft engine building, in particular, to bench tests of an aircraft engine gas generator or a full-size aircraft engine, and is intended to measure the parameters of the working fluid behind the combustion chamber (at the inlet to the high-pressure turbine).
Лопатки соплового аппарата турбины высокого давления турбореактивного двигателя работают в условиях высоких температур, давлений и скоростей газового потока. Конструкция системы охлаждения сопловых лопаток должна обеспечивать ее работоспособность во всем диапазоне режимов работы газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя, возможность регулирования параметров охлаждения, технологичность производства.The blades of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine of a turbojet engine operate under conditions of high temperatures, pressures and gas flow rates. The design of the nozzle vane cooling system must ensure its operability in the entire range of operating modes of the gas generator of an aircraft engine or a full-size aircraft engine, the possibility of controlling the cooling parameters, and manufacturability.
Литые сопловые лопатки, из-за необходимости постановки дефлектора, имеют ограничения по сложности получаемой геометрии пера.Cast nozzle vanes, due to the need to install a deflector, have limitations on the complexity of the resulting feather geometry.
Процесс стендовых испытаний газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя включает измерение параметров рабочего тела при помощи датчиков. Процесс установки датчиков в проточной части, сопровождающийся их креплением на поверхностях лопатки и дальнейшим выводом проводников подключения, называется препарированием. Датчики устанавливают в штампованных или точеных диффузорах, закрепленных на лопатке, а вывод проводников подключения датчиков закрывается фольговыми накладками. Большинство технологических операций, связанных с препарированием лопаток, выполняется вручную.The process of bench testing of an aircraft engine gas generator or a full-size aircraft engine includes measuring the parameters of the working fluid using sensors. The process of installing sensors in the flow path, accompanied by their attachment to the surfaces of the blade and the further withdrawal of the connection conductors, is called preparation. The sensors are installed in stamped or turned diffusers fixed on the blade, and the output of the sensor connection conductors is closed with foil overlays. Most of the technological operations associated with the preparation of the blades are performed manually.
Аддитивные технологии позволяют изготовить сопловые лопатки практически любой геометрии, в том числе под препарирование, и избавиться от лишних технологических операций, например, в виде ручного создания фольговых накладок препарирования. Кроме того, монолитная геометрия сопловой лопатки, получаемая при помощи данной технологии, позволяет избавиться от утечек, которые невозможно смоделировать и учесть при разработке.Additive technologies make it possible to manufacture nozzle blades of almost any geometry, including those for preparation, and get rid of unnecessary technological operations, for example, in the form of manual creation of preparation foil overlays. In addition, the monolithic geometry of the nozzle vane, obtained using this technology, allows you to get rid of leaks that cannot be modeled and taken into account during development.
Известна конструкция лопатки соплового аппарата (патент SU 1036090, МПК F01D 9/02, опубл. 10.12.2005) содержащая полое перфорированное перо, термопары, установленные в его отверстиях, и снабженные цилиндрическими экранами. С целью повышения точности измерений, отверстия выполнены в зоне входной кромки пера, термопары снабжены трубками, имеющими выступающие над ее поверхностью участки, а экраны размещены эксцентрично последним и закреплены на пере.A well-known design of the blade of the nozzle apparatus (patent SU 1036090, IPC F01D 9/02, publ. 10.12.2005) containing a hollow perforated pen, thermocouples installed in its holes, and equipped with cylindrical screens. In order to increase the accuracy of measurements, the holes are made in the area of the input edge of the pen, the thermocouples are equipped with tubes with sections protruding above its surface, and the screens are placed eccentrically last and fixed on the pen.
Недостатком известной конструкции является отсутствие системы охлаждения, что накладывает ограничение на температурный диапазон применения изделия.The disadvantage of the known design is the lack of a cooling system, which imposes a limitation on the temperature range of the product.
Известна конструкция пера лопатки (патент GB2452026A, МПК F01D 17/02; F01D 5/14; G01F 1/46, опубл. 05.05.2010), аддитивно изготовленная со встроенными каналами для вывода препарирования и встроенными местами под установку датчиков давления и/или температуры непосредственно на поверхности. Перо предназначено для установки в газотурбинный двигатель, в том числе на экспериментальную установку. Предложен метод определения температуры продуктов сгорания путем отбора образца газа со входной кромки сопловой лопатки по трубкам, охлаждаемым в полостях лопатки и далее в системе отбора, и подачи образца газа в анализатор. Анализ отобранного газа подразумевает определение концентрации одного и более его компонентов. По значению концентрации и данным о составе и параметрах топлива и воздуха, вычисляется температура продуктов сгорания в области отбора образца.A well-known design of the blade feather (patent GB2452026A, IPC F01D 17/02; F01D 5/14; G01F 1/46, publ. 05/05/2010), additively made with built-in channels for the preparation output and built-in places for installing pressure and / or temperature sensors directly on the surface. The pen is intended for installation in a gas turbine engine, including an experimental setup. A method is proposed for determining the temperature of combustion products by taking a gas sample from the leading edge of the nozzle blade through tubes cooled in the cavities of the blade and further in the sampling system, and feeding the gas sample to the analyzer. Sampled gas analysis involves determining the concentration of one or more of its components. Based on the concentration value and data on the composition and parameters of the fuel and air, the temperature of the combustion products in the sampling area is calculated.
Недостатком известной конструкции является отсутствие системы охлаждения, что накладывает ограничение на температурный диапазон применения изделия.The disadvantage of the known design is the lack of a cooling system, which imposes a limitation on the temperature range of the product.
Наиболее близкой по технической сущности является конструкция лопатки (патент RU 2740069, МПК F01D 25/12, F01D 5/18, опубл. 31.12.2020) содержащая перфорированные наружную и внутреннюю полку, полое перфорированное перо, полость с возможностью установки дефлектора.The closest in technical essence is the blade design (patent RU 2740069, IPC F01D 25/12, F01D 5/18, publ. 12/31/2020) containing a perforated outer and inner shelf, a hollow perforated feather, a cavity with the possibility of installing a deflector.
Недостатком известной конструкции является отсутствие возможности постановки датчиков на входной кромке пера и внутренних каналов для вывода их проводников подключения.The disadvantage of the known design is the inability to install sensors on the input edge of the pen and internal channels for the output of their connection conductors.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является отсутствие возможности установки датчиков, например, приемников давления, термопар и др. на входной кромке пера лопатки, а также невозможность вывода проводников подключения датчиков внутри пера при препарировании сопловой лопатки датчиками с целью измерения параметров, например, полного давления, полной температуры и др. при стендовых испытаниях газогенератора авиационного двигателя или полноразмерного авиационного двигателя, а также на экспериментальных установках.The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the proposed invention and cannot be implemented using the prototype, is the inability to install sensors, for example, pressure receivers, thermocouples, etc., on the leading edge of the blade airfoil, as well as the impossibility of outputting the conductors for connecting sensors inside the airfoil when preparation of a nozzle vane with sensors to measure parameters, for example, total pressure, total temperature, etc. during bench tests of an aircraft engine gas generator or a full-size aircraft engine, as well as at experimental facilities.
Технической задачей является возможность установки датчиков на входной кромке пера лопатки, а также возможность вывода проводников подключения датчиков через внутренние каналы внутри пера, что повышает надежность и технологичность используемой при препарировании сопловой лопатки датчиками для измерения параметров.The technical problem is the possibility of installing sensors on the input edge of the blade feather, as well as the possibility of outputting conductors for connecting sensors through internal channels inside the feather, which increases the reliability and manufacturability of the sensors used in the preparation of the nozzle blade for measuring parameters.
Техническая задача решается тем, что в охлаждаемой сопловой лопатке турбины высокого давления турбореактивного двигателя, содержащей полое перфорированное перо с возможностью установки дефлекторов, перфорированные наружную и внутреннюю полку, согласно изобретению, в полом перфорированном пере организованы три полости (передняя, средняя и задняя) с индивидуальными системами охлаждения, дополнительно в передней полости пера расположено не менее пяти каналов вывода проводников подключения датчиков, выполненных зацело с дефлектором и полым перфорированным пером лопатки, на входной кромке пера лопатки расположено не менее пяти диффузоров, выполненных, в виде цилиндрических экранов, с возможностью установки в них датчиков, например, приемников давления, термопар и др. для измерения параметров, например, полного давления, полной температуры и др.The technical problem is solved by the fact that in a cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine, containing a hollow perforated feather with the possibility of installing deflectors, perforated outer and inner shelves, according to the invention, three cavities (front, middle and rear) with individual cooling systems, additionally in the front cavity of the airfoil there are at least five channels for the output of conductors for connecting sensors, made integral with the deflector and the hollow perforated airfoil of the blade, at the leading edge of the airfoil airfoil there are at least five diffusers made in the form of cylindrical screens, with the possibility of among them are sensors, for example, pressure receivers, thermocouples, etc. for measuring parameters, for example, total pressure, total temperature, etc.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, организация внутри пера сопловой лопатки трех полостей (передней, средней и задней) с индивидуальными системами охлаждения позволяет эффективно охлаждать лопатку, что увеличивает надежность, исключает прогары при проведении испытаний в условиях высоких температур.In the present invention, in contrast to the prototype, the organization of three cavities (front, middle and rear) with individual cooling systems inside the nozzle blade airfoil allows efficient cooling of the blade, which increases reliability, eliminates burnouts when testing at high temperatures.
Выполнение не менее пяти каналов для вывода проводников в передней полости пера сопловой лопатки позволяет защитить проводники подключения датчиков от воздействия внешней среды с высокой температурой, что снижает вероятность выхода их из строя при испытаниях. Также размещение проводников подключения датчиков в каналах позволяет исключить их размещение в проточной части, обеспечивая расчетное обтекание профиля сопловой лопатки и корректное функционирование системы охлаждения, исключая прогары.The implementation of at least five channels for the output of conductors in the front cavity of the feather of the nozzle blade allows you to protect the conductors for connecting the sensors from the effects of an external environment with a high temperature, which reduces the likelihood of their failure during testing. Also, the placement of conductors for connecting sensors in the channels makes it possible to exclude their placement in the flow path, ensuring the calculated flow around the nozzle blade profile and the correct functioning of the cooling system, excluding burnouts.
Выполнение в передней полости пера лопатки каналов вывода проводников подключения датчиков зацело с дефлектором и полым пером позволяет не только разместить проводники подключения датчиков внутри него, но и организовать систему охлаждения передней полости в условиях ограниченного пространства (одна часть которого занята каналами вывода проводников, а другая системой охлаждения), что приводит к снижению появления прогаров в цельновыращенной конструкции сопловой лопатки, повышая надежность при проведении испытаний в условиях высоких температур.The implementation in the front cavity of the feather of the blade of the channels for the output of conductors for connecting the sensors integrally with the deflector and the hollow feather allows not only to place the conductors for connecting the sensors inside it, but also to organize a cooling system for the front cavity in a limited space (one part of which is occupied by the channels for the output of conductors, and the other by the system cooling), which leads to a reduction in the occurrence of burnouts in the integrally grown design of the nozzle vane, increasing reliability when testing at high temperatures.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, выполнение не менее пяти диффузоров, реализованных, в виде цилиндрических экранов, на входной кромке пера сопловой лопатки позволяет не только установить датчик, например, приемник давления, термопару и др. на входной кромке лопатки, но и изолировать его от контакта с выдуваемым охлаждающим воздухом через отверстия перфорации, расположенные рядом на входной кромке лопатки, что повышает точность измерения параметров, например, полного давления, полной температуры и др. Также выполнение не менее пяти диффузоров на входной кромке каждой сопловой лопатки позволяет получить большое количество замеров параметров, что повышает качество измеряемого поля параметров.In the proposed invention, in contrast to the prototype, the implementation of at least five diffusers, implemented in the form of cylindrical screens, on the input edge of the nozzle blade feather allows not only to install a sensor, for example, a pressure receiver, a thermocouple, etc., on the input edge of the blade, but also to isolate it from contact with the blown out cooling air through the perforation holes located nearby on the leading edge of the blade, which increases the accuracy of measuring parameters, for example, total pressure, total temperature, etc. Also, the implementation of at least five diffusers on the leading edge of each nozzle blade allows you to get a large the number of parameter measurements, which improves the quality of the measured parameter field.
На фиг. 1 изображено перо сопловой лопатки в разрезе.In FIG. 1 shows a section of a nozzle blade feather.
На фиг. 2 изображено перо сопловой лопатки вид сверху.In FIG. 2 shows the feather of the nozzle blade top view.
На фиг. 3 изображено перо сопловой лопатки в области передней полости.In FIG. 3 shows the airfoil of the nozzle vane in the area of the front cavity.
Охлаждаемая сопловая лопатка (без позиции) турбины высокого давления турбореактивного двигателя, содержащая полое перфорированное перо 1, перфорированную наружную 2 и внутреннюю 3 полки, в пере выполнено три полости: передняя 4, средняя 5 и задняя 6. Полости 5 и 6 выполнены с возможностью установки в них дефлекторов. В каждой из полостей 4, 5 и 6 организованы индивидуальные системы охлаждения (без позиции), включающие в себя: способ подвода охлаждающего воздуха, дефлектор и отверстия в пере лопатки.A cooled nozzle blade (without position) of a high-pressure turbine of a turbojet engine, containing a hollow perforated
Сопловая лопатка изготовлена по аддитивной технологии методом лазерного спекания.The nozzle blade is made using additive technology by laser sintering.
В передней полости 4 имеется не менее пяти каналов вывода проводников 7, которые выполнены зацело с дефлектором 9 и пером сопловой лопатки 1.In the front cavity 4 there are at least five channels for the output of conductors 7, which are made integral with the
В переднюю полость 4 охлаждающий воздух подводится сверху, распределяется в ней и выпускается в отверстия перфорации 14 в перелопатки 1, расположенные на входной кромке 10, корыте 11 и спинке 12. В среднюю полость 5 охлаждающий воздух подводится снизу, распределяется в ней и выпускается в отверстия перфорации 14 на корыте 11. Охлаждающий воздух в заднюю полость 6 подводится сверху, распределяется в ней и выпускается в отверстия перфорации 14 на корыте 11 и в щель 13 в области выходной кромки 15.In the front cavity 4, cooling air is supplied from above, distributed in it and released into the
На входной кромке 10 сопловой лопатки (без позиции) выполнено не менее пяти диффузоров 8, реализованных, в виде цилиндрических экранов, с равным шагом по высоте, в которых с двух сторон, со стороны спинки 12 и со стороны корыта 11 выполнены отверстия 16 для сброса набегающего потока рабочего тела. Диффузоры 8, выполнены с возможностью установки в них датчиков, например, приемников давления, термопар и др.At the
Описанная сопловая лопатка предназначена для измерения параметров рабочего тела за камерой сгорания (на входе в турбину высокого давления) в стендовых испытаниях газогенератора или полноразмерного двигателя, а также на экспериментальных установках. Лопатка препарируется приемниками давления и/или датчиками термопар для определения полного давления и/или полной температуры, установка которых происходит при помощи вспомогательных растворов, позволяющих закрепить как датчики, так и проводники их подключения.The described nozzle blade is designed to measure the parameters of the working fluid behind the combustion chamber (at the inlet to the high-pressure turbine) in bench tests of a gas generator or a full-size engine, as well as in experimental facilities. The vane is dissected with pressure receivers and/or thermocouple sensors to determine the total pressure and/or total temperature, which are set using auxiliary solutions that allow both sensors and their connection conductors to be fixed.
Предлагаемое изобретение успешно показало свою работоспособность в составе полноразмерного газогенератора авиационного двигателя на всех режимах испытаний, как при работе при атмосферных условиях, так и с имитацией условий работы полноразмерного авиационного двигателя.The proposed invention has successfully shown its performance as part of a full-size aircraft engine gas generator in all test modes, both when operating under atmospheric conditions, and with imitation of the operating conditions of a full-size aircraft engine.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность и технологичность сопловой лопатки при препарировании.Thus, the present invention with the above distinctive features, together with the known features, improves the reliability and manufacturability of the nozzle blade during preparation.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021134909A RU2767580C1 (en) | 2021-11-29 | 2021-11-29 | Cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021134909A RU2767580C1 (en) | 2021-11-29 | 2021-11-29 | Cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2767580C1 true RU2767580C1 (en) | 2022-03-17 |
Family
ID=80737320
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021134909A RU2767580C1 (en) | 2021-11-29 | 2021-11-29 | Cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2767580C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1530256A (en) * | 1975-04-01 | 1978-10-25 | Rolls Royce | Cooled blade for a gas turbine engine |
| RU2286464C2 (en) * | 2000-11-28 | 2006-10-27 | Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. | Cooling system of gas-turbine stator nozzles |
| GB2452026A (en) * | 2007-07-27 | 2009-02-25 | Assystem | Aerofoil or instrumentation rake with integrally formed instrumentation elements |
| RU2546371C1 (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Cooled turbine |
| RU2740069C1 (en) * | 2017-12-01 | 2020-12-31 | Сименс Энерджи, Инк. | Soldered heat transfer element for cooled components of turbine |
-
2021
- 2021-11-29 RU RU2021134909A patent/RU2767580C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1530256A (en) * | 1975-04-01 | 1978-10-25 | Rolls Royce | Cooled blade for a gas turbine engine |
| RU2286464C2 (en) * | 2000-11-28 | 2006-10-27 | Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. | Cooling system of gas-turbine stator nozzles |
| GB2452026A (en) * | 2007-07-27 | 2009-02-25 | Assystem | Aerofoil or instrumentation rake with integrally formed instrumentation elements |
| RU2546371C1 (en) * | 2013-09-27 | 2015-04-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Cooled turbine |
| RU2740069C1 (en) * | 2017-12-01 | 2020-12-31 | Сименс Энерджи, Инк. | Soldered heat transfer element for cooled components of turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20220128317A1 (en) | Heat Exchanger and Leak Detection System | |
| CA2855802C (en) | Methods and apparatus for inspecting cooling holes | |
| RU2767580C1 (en) | Cooled nozzle blade of a high-pressure turbine of a turbojet engine | |
| Sperling et al. | Variation of cooling mass flow rate and its effect on unsteady aerodynamic and heat transfer performance of a rotating turbine stage | |
| Bonanni et al. | Heat Transfer Performance of Fan-Shaped Film Cooling Holes: Part I—Experimental Analysis | |
| Liu et al. | Comparison of 3D unsteady transient conjugate heat transfer analysis on a high pressure cooled turbine stage with experimental data | |
| Wray et al. | The development of a large annular facility for testing gas turbine combustor diffuser systems | |
| Mathison et al. | Aerodynamics and Heat Transfer for a Cooled One and One-Half Stage High-Pressure Turbine: Part I—Vane Inlet Temperature Profile Generation and Migration | |
| Freund et al. | Experimental investigations on cooling air ejection at a straight turbine cascade using PIV and QLS | |
| CN115356115B (en) | Layout method for mainstream flow field fine test in core machine environment | |
| RU2770976C1 (en) | Cooled nozzle blade of high-pressure turbine of turbojet engine with replaceable nose for bench tests | |
| US20170276622A1 (en) | Method and system for gas temperature measurement | |
| CN108982111B (en) | Engine turbine blade cooling air flow meter based on sonic nozzle and method | |
| Zhang et al. | The effects of vane showerhead injection angle and film compound angle on nozzle endwall cooling (phantom cooling) | |
| Verbist et al. | Experience with gas path analysis for on-wing turbofan condition monitoring | |
| McClintic | Experimental investigation of overall effectiveness and coolant jet interactions on a fully cooled C3X turbine vane | |
| EP4112886A1 (en) | In-flight measured propulsion mass flow and thrust on aircraft | |
| Haldeman et al. | Fully-Cooled Single Stage HP Transonic Turbine: Part I—Influence of Cooling Mass Flow Variations and Inlet Temperature Profiles on Blade Internal and External Aerodynamics | |
| Parker et al. | A modular transonic turbine cascade for cooled rotor metal effectiveness investigations | |
| Bochon et al. | Experimental and numerical tip leakage flow visualization in the LP turbine labyrinth seal | |
| Naik et al. | GT36 turbine aero-thermal development and validation | |
| Zhang et al. | Turbine blade film cooling study: The effects of showerhead geometry | |
| Facchini et al. | Experimental Investigation on the Effects of a Large Recirculating Area on the Performance of an Effusion Cooled Combustor Liner | |
| Monge-Concepción et al. | Evaluating the effect of vane trailing edge flow on turbine rim sealing | |
| Kim | Methods and Apparatus for Real-Time Clearance Assessment Using a Pressure Measurement |