RU2792502C1 - Cooled turbine of gas turbine engine - Google Patents
Cooled turbine of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2792502C1 RU2792502C1 RU2022110693A RU2022110693A RU2792502C1 RU 2792502 C1 RU2792502 C1 RU 2792502C1 RU 2022110693 A RU2022110693 A RU 2022110693A RU 2022110693 A RU2022110693 A RU 2022110693A RU 2792502 C1 RU2792502 C1 RU 2792502C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- cavity
- cooling
- deflector
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к системам охлаждения турбин газотурбинных двигателей.The invention relates to turbine cooling systems for gas turbine engines.
Известна охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая сопловые лопатки, аэродинамический профиль каждой из которых выполнен в виде конструктивного элемента, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками лопатки, включающие входную кромку, выходную кромку с каналами охлаждения выходной кромки и внутреннюю разделительную перегородку, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, каждый из которых образует вдоль вогнутой и выпуклой стенок лопатки внутренние каналы охлаждения, при этом дефлектор передней полости лопатки установлен в ней с образованием двух полостей подвода охладителя, верхняя из которых выполнена сообщенной с отверстиями пленочного охлаждения входной кромки лопатки, а нижняя полость подвода охладителя сообщена с внутренними каналами охлаждения стенок передней полости лопатки и отверстиями пленочного охлаждения последних, в дефлекторе задней полости лопатки расположена задняя полость подвода охладителя и выполнены перфорационные отверстия, сообщенные с внутренними каналами охлаждения задней полости, причем верхняя и нижняя полости подвода охладителя и задняя полость лопатки выполнены сообщенными с проточной частью турбины и с, по меньшей мере, одним источником охладителя (см. патент RU №2686430, МПК F01D 5/18, опубл. 25.04.2019 г.).A cooled turbine of a gas turbine engine is known, containing nozzle blades, the aerodynamic profile of each of which is made in the form of a structural element bounded by concave and convex blade walls, including the leading edge, the trailing edge with cooling channels for the trailing edge and an internal dividing wall separating the internal volume of the profile part of the blade on the front and rear cavities, equipped with deflectors, each of which forms internal cooling channels along the concave and convex walls of the blade, while the deflector of the front cavity of the blade is installed in it with the formation of two coolant supply cavities, the upper of which is made in communication with the film cooling holes of the leading edge blades, and the lower cavity of the coolant supply is connected with the internal cooling channels of the walls of the front cavity of the blade and the holes of the film cooling of the latter, in the deflector of the rear cavity of the blade there is a rear cavity of the coolant supply and perforations are made in communication with the internal cooling channels of the rear cavity, wherein the upper and lower coolant supply cavities and the rear cavity of the blade are made in communication with the flow path of the turbine and with at least one coolant source (see Fig. patent RU No. 2686430, IPC F01D 5/18, publ. April 25, 2019).
Недостатком известного решения является то, что охлаждение самой теплонапряженной части лопатки - выходной кромки - осуществляется максимально нагретым охладителем, который предварительно охлаждает всю заднюю полость лопатки. В связи с этим увеличивается вероятность перегрева выходной кромки лопатки, что приводит к снижению надежности и ресурса лопатки и турбины в целом. Для устранения указанного перегрева выходной кромки необходимо увеличить расход теплоносителя, что приведет к снижению экономичности охлаждения лопатки и, как следствие, турбины в целом.The disadvantage of the known solution is that the cooling of the most heat-stressed part of the blade - the trailing edge - is carried out by the most heated cooler, which pre-cools the entire rear cavity of the blade. In this regard, the probability of overheating of the trailing edge of the blade increases, which leads to a decrease in the reliability and service life of the blade and the turbine as a whole. To eliminate this overheating of the trailing edge, it is necessary to increase the coolant flow rate, which will lead to a decrease in the efficiency of cooling the blades and, as a result, the turbine as a whole.
Задача изобретения - повышение экономичности и надежности турбины и, как следствие, двигателя в целом.The objective of the invention is to improve the efficiency and reliability of the turbine and, consequently, the engine as a whole.
Технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в снижении расхода охладителя за счет более полного использования хладоресурса охладителя и, как следствие, повышении эффективности охлаждения сопловых лопаток турбины и турбины в целом.The technical result achieved by the claimed invention is to reduce the flow rate of the coolant due to a more complete use of the cooling resource of the cooler and, as a result, increase the cooling efficiency of the turbine nozzle blades and the turbine as a whole.
Технический результат достигается тем, что в охлаждаемой турбине газотурбинного двигателя, содержащей сопловые лопатки, аэродинамический профиль каждой из которых выполнен в виде конструктивного элемента, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками лопатки, включающие входную кромку, выходную кромку с каналами охлаждения выходной кромки и внутреннюю разделительную перегородку, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки на переднюю и заднюю полости, снабженные дефлекторами, каждый из которых образует вдоль вогнутой и выпуклой стенок лопатки внутренние каналы охлаждения, при этом дефлектор передней полости лопатки установлен в ней с образованием двух полостей подвода охладителя, верхняя из которых выполнена сообщенной с отверстиями пленочного охлаждения входной кромки лопатки, а нижняя полость подвода охладителя сообщена с внутренними каналами охлаждения стенок передней полости лопатки и отверстиями пленочного охлаждения последних, в дефлекторе задней полости лопатки расположена задняя полость подвода охладителя и выполнены перфорационные отверстия, сообщенные с внутренними каналами охлаждения задней полости, причем верхняя и нижняя полости подвода охладителя и задняя полость лопатки выполнены сообщенными с проточной частью турбины и с, по меньшей мере, одним источником охладителя, каждая лопатка содержит соединительный канал, образуемый дефлектором задней полости лопатки вдоль внутренней разделительной перегородки, снабженной, по меньшей мере, одним рядом перепускных отверстий, в концевой части дефлектора задней полости выполнена система выходных щелей, обращенных к выходной кромке лопатки, при этом задняя полость подвода охладителя сообщена с проточной частью турбины, с одной стороны, через перфорационные отверстия и систему выходных щелей в дефлекторе задней полости и каналы охлаждения выходной кромки лопатки, а с другой стороны последовательно через сообщенные друг с другом посредством соединительного канала внутренние каналы охлаждения стенок задней полости лопатки, по меньшей мере, один ряд перепускных отверстий во внутренней разделительной перегородке, сообщенных с внутренним каналом охлаждения выпуклой стенки передней полости лопатки, и через отверстия пленочного охлаждения последней.The technical result is achieved by the fact that in a cooled turbine of a gas turbine engine containing nozzle blades, the aerodynamic profile of each of which is made in the form of a structural element limited by concave and convex walls of the blade, including the leading edge, the trailing edge with cooling channels for the trailing edge and the internal dividing wall, separating the internal volume of the profile part of the blade into the front and rear cavities, equipped with deflectors, each of which forms internal cooling channels along the concave and convex walls of the blade, while the deflector of the front cavity of the blade is installed in it with the formation of two coolant supply cavities, the upper of which is made in communication with holes for film cooling of the leading edge of the blade, and the lower cavity for supplying coolant communicates with the internal cooling channels of the walls of the front cavity of the blade and the holes for film cooling of the latter, in the deflector of the rear cavity of the blade is located and the rear coolant supply cavity and perforations connected with the internal cooling channels of the rear cavity, wherein the upper and lower coolant supply cavities and the rear cavity of the blade are made in communication with the flow path of the turbine and with at least one coolant source, each blade contains a connecting the channel formed by the deflector of the rear cavity of the blade along the internal dividing wall, equipped with at least one row of bypass holes, in the end part of the deflector of the rear cavity there is a system of exit slots facing the trailing edge of the blade, while the rear coolant supply cavity is in communication with the flow part turbines, on the one hand, through perforations and a system of exit slots in the deflector of the rear cavity and cooling channels for the trailing edge of the blade, and on the other hand, sequentially through internal cooling channels of the walls of the rear floor communicated with each other by means of a connecting channel blade shaft, at least one row of bypass holes in the internal dividing wall, connected with the internal cooling channel of the convex wall of the front cavity of the blade, and through the film cooling holes of the latter.
Существенные признаки могут иметь развитие и дополнение.Significant features may have development and addition.
Каждая лопатка снабжена перепускным каналом, размещенным в передней полости лопатки, и сообщенным через, по меньшей мере, один ряд перепускных отверстий во внутренней разделительной перегородке с соединительным каналом, с внутренним каналом охлаждения и отверстиями пленочного охлаждения вогнутой стенки передней полости лопатки.Each blade is provided with a bypass channel located in the front cavity of the blade and communicated through at least one row of bypass holes in the internal dividing wall with a connecting channel, with an internal cooling channel and film cooling holes of the concave wall of the front cavity of the blade.
Наличие соединительного канала, образуемого дефлектором задней полости лопатки вдоль внутренней разделительной перегородки, снабженной, по меньшей мере, одним рядом перепускных отверстий, а также сообщение внутренних каналов охлаждения стенок задней полости лопатки друг с другом посредством соединительного канала и с внутренним каналом охлаждения выпуклой стенки передней полости лопатки через, по меньшей мере, один ряд перепускных отверстий в разделительной перегородке, позволяет в большей части задней полости и на выпуклой стенке передней полости лопатки реализовать противоточную схему течения охладителя, при которой направление течения охладителя противоположно направлению течения наружного газа, что является благоприятным фактором для достижения эффективного охлаждения выпуклой и части вогнутой стенок лопатки, а в сочетании с тем, что охладитель, охладивший часть выпуклой и часть вогнутой стенки профиля задней полости лопатки, после прохождения перепускных отверстий в разделительной перегородке поступает в отверстия пленочного охлаждения в выпуклой стенке передней полости лопатки и создает пленочное охлаждение указанной стенки, обеспечивается эффективное комбинированное конвективно-пленочное охлаждение лопатки. Таким образом, осуществляется более полное использование хладоресурса охладителя и, в результате, увеличение общей эффективности охлаждения лопатки.The presence of a connecting channel formed by the deflector of the rear cavity of the blade along the internal dividing wall, equipped with at least one row of bypass holes, as well as the communication of the internal cooling channels of the walls of the rear cavity of the blade with each other through the connecting channel and with the internal cooling channel of the convex wall of the front cavity blades through at least one row of bypass holes in the dividing wall, allows in most of the rear cavity and on the convex wall of the front cavity of the blade to implement a countercurrent coolant flow scheme, in which the coolant flow direction is opposite to the external gas flow direction, which is a favorable factor for achieving efficient cooling of the convex and part of the concave walls of the blade, and in combination with the fact that the cooler, which cooled the part of the convex and part of the concave wall of the profile of the rear cavity of the blade, after passing through the bypass holes in the dividing The baffle enters the film cooling holes in the convex wall of the front cavity of the blade and creates a film cooling of the specified wall, providing an effective combined convective-film cooling of the blade. Thus, a more complete use of the cooling resource of the cooler is carried out and, as a result, an increase in the overall cooling efficiency of the blade.
Снабжение лопаток системой выходных щелей, расположенных в концевой части дефлектора задней полости и обращенных к выходной кромке лопатки в дополнение к перфорационным отверстиям в дефлекторе задней полости, а также их сообщение с каналами охлаждения выходной кромки позволяет подавать для охлаждения выходной кромки лопатки охладитель непосредственно из задней полости подвода охладителя, не имеющий предшествующего подогрева, что существенно увеличивает эффективность внутреннего конвективного охлаждения одного из наиболее теплонапряженных участков профиля - выходной кромки, а также позволяет увеличить проходную площадь выхода охладителя из задней полости подвода охладителя, благодаря чему уменьшаются гидравлические потери давления охладителя и, в результате, повышается эффективность внутреннего конвективного охлаждения.The supply of blades with a system of exit slots located in the end part of the rear cavity deflector and facing the trailing edge of the blade in addition to the perforations in the rear cavity deflector, as well as their communication with the trailing edge cooling channels, makes it possible to supply coolant directly from the rear cavity to cool the trailing edge of the blade coolant inlet, which does not have a previous heating, which significantly increases the efficiency of internal convective cooling of one of the most heat-stressed sections of the profile - the exit edge, and also allows you to increase the flow area of the coolant outlet from the rear cavity of the coolant inlet, thereby reducing the hydraulic pressure loss of the cooler and, as a result , increasing the efficiency of internal convective cooling.
Снабжение лопаток перепускным каналом, размещенным в передней полости лопатки, и сообщенным через, по меньшей мере, один ряд перепускных отверстий во внутренней разделительной перегородке с соединительным каналом, а также с внутренним каналом охлаждения и отверстиями пленочного охлаждения вогнутой стенки передней полости лопатки позволяет при сохранении полного расхода охладителя в отверстия пленочного охлаждения на вогнутой стенке передней полости лопатки подавать в указанные отверстия часть охладителя, прошедшего через перепускные отверстия во внутренней разделительной перегородке и благодаря этому, по меньшей мере, частично заменить расход охладителя, поступающего через нижнюю полость подвода охладителя к указанным отверстиям пленочного охлаждения на вогнутой стенке передней полости лопатки. В результате этого может быть достигнуто снижение общего расхода охладителя на лопатку и, как следствие, повышение экономичности турбины и двигателя в целом.The supply of the blades with a bypass channel located in the front cavity of the blade and communicated through at least one row of bypass holes in the internal dividing wall with a connecting channel, as well as with an internal cooling channel and film cooling holes of the concave wall of the front cavity of the blade allows, while maintaining full coolant flow rate into the film cooling holes on the concave wall of the front cavity of the blade, supply into these holes a part of the coolant that has passed through the bypass holes in the internal dividing wall and, due to this, at least partially replace the coolant flow rate coming through the lower cavity of the coolant supply to the specified holes of the film cooling on the concave wall of the anterior cavity of the scapula. As a result of this, a reduction in the total coolant consumption per blade can be achieved and, as a result, an increase in the efficiency of the turbine and the engine as a whole.
Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:The essence of the claimed invention is illustrated by graphic materials, which show:
на фиг. 1 - продольный разрез охлаждаемой турбины;in fig. 1 - longitudinal section of the cooled turbine;
на фиг. 2 - сечение А-А сопловой лопатки;in fig. 2 - section A-A of the nozzle blade;
на фиг. 3 - сечение А-А сопловой лопатки с перепускным каналом.in fig. 3 - section A-A of a nozzle vane with a bypass channel.
Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя (фиг. 1) содержит ротор и статорные элементы с сопловыми лопатками 1 (фиг. 2). Аэродинамический профиль каждой из сопловых лопаток 1 выполнен в виде конструктивного элемента, ограниченного вогнутой 2 и выпуклой 3 стенками лопатки 1. Сопловые лопатки 1 включают входную кромку 4, выходную кромку 5 с каналами 6 охлаждения выходной кромки 5 и внутреннюю разделительную перегородку 7, разделяющую внутренний объем профильной части лопатки 1 на переднюю 8 и заднюю 9 полости, снабженные дефлекторами 10 и 11, каждый из которых образует вдоль вогнутой 2 и выпуклой 3 стенок лопатки 1 соответственно внутренние каналы 12, 13 охлаждения передней полости 8, и внутренние каналы 14, 15 охлаждения задней полости 9.The cooled turbine of a gas turbine engine (Fig. 1) contains a rotor and stator elements with nozzle blades 1 (Fig. 2). The aerodynamic profile of each of the
Дефлектор 10 передней полости 8 лопатки 1 установлен в ней с образованием двух полостей 16, 17 подвода охладителя. Верхняя полость 16 подвода охладителя выполнена сообщенной с отверстиями 18 пленочного охлаждения входной кромки 4 лопатки 1, а нижняя полость 17 подвода охладителя сообщена с внутренними каналами 12, 13 охлаждения передней полости 8 лопатки 1 и отверстиями 19, 20 пленочного охлаждения.The
В дефлекторе 11 задней полости 9 лопатки 1 расположена задняя полость 21 подвода охладителя и выполнены перфорационные отверстия 22, сообщенные с внутренними каналами 14, 15 охлаждения задней полости 9.In the
Верхняя и нижняя полости 16, 17 подвода охладителя, а также задняя полость 21 подвода охладителя выполнены сообщенными с проточной частью 23 турбины и с, по меньшей мере, одним источником 24 охладителя.The upper and
Каждая сопловая лопатка 1 содержит соединительный канал 25, образуемый дефлектором 11 задней полости 9 лопатки 1 вдоль внутренней разделительной перегородки 7, снабженной, по меньшей мере, одним рядом перепускных отверстий 26.Each
В концевой части 27 дефлектора 11 задней полости 9 выполнена система выходных щелей 28, обращенных к выходной кромке 5 лопатки 1.In the
Задняя полость 21 подвода охладителя сообщена с проточной частью 23 турбины, с одной стороны, через перфорационные отверстия 22 и систему выходных щелей 28 в дефлекторе 11 задней полости 9 и каналы 6 охлаждения выходной кромки 5 лопатки 1, а с другой стороны последовательно через сообщенные друг с другом посредством соединительного канала 25 внутренние каналы охлаждения 14 и 15 задней полости 9 лопатки 1, по меньшей мере, один ряд перепускных отверстий 26 во внутренней разделительной перегородке 7, сообщенных с внутренним каналом 13 охлаждения выпуклой стенки 3 передней полости 8 лопатки 1, и через отверстия 20 пленочного охлаждения.The
Для охлаждаемой турбины в частном случае (фиг. 3) сопловая лопатка 1 снабжена перепускным каналом 29, размещенным в передней полости 8 лопатки 1, и сообщенным через, по меньшей мере, один ряд перепускных отверстий 26 во внутренней разделительной перегородке 7 с соединительным каналом 25, с внутренним каналом 12 охлаждения и отверстиями 19 пленочного охлаждения вогнутой стенки 2 передней полости 8 лопатки 1.For a cooled turbine in a particular case (Fig. 3), the
Охлаждение турбины осуществляется следующим образом:Turbine cooling is carried out as follows:
Охладитель от источника 24 охладителя поступает в верхнюю 16 и нижнюю 17 полости подвода охладителя, образованные дефлектором 10 передней полости 8, а также в дефлектор И задней полости 9 лопатки 1, в котором расположена задняя полость 21 подвода охладителя. В качестве источника охладителя 24 возможны варианты использования воздуха вторичной зоны камеры сгорания, воздуха, отбираемого за компрессором высокого давления или воздуха, проходящего теплообменник.The coolant from the
Из верхней полости 16 подвода охладителя охладитель через отверстия 18 пленочного охлаждения, выполненные во входной кромке 4 лопатки 1, выдувается в проточную часть турбины 23, осуществляя при этом эффективное конвективно-пленочное охлаждение входной кромки 4, и одновременно из нижней полости подвода охладителя 17 охладитель через отверстия пленочного охлаждения 19 и 20, выполненные на вогнутой 2 и выпуклой 3 стенках передней полости 8 лопатки 1, выдувается в проточную часть турбины 23, осуществляя при этом пленочное охлаждение вогнутой 2 и выпуклой 3 стенок лопатки 1.From the
Из дефлектора 11 задней полости 9 охладитель выходит через перфорационные отверстия 22 и систему выходных щелей 28, расположенную в концевой части 27 дефлектора 11, без предшествующего подогрева и с увеличенной общей выходной площадью для выхода охладителя, что обеспечивает уменьшение гидравлических потерь давления охладителя, увеличение перепада давления и повышение эффективности внутреннего конвективного охлаждения лопатки 1.From the
Далее весь расход охладителя разделяется на две части: меньшая часть охладителя (например, 30%) проходит через каналы 6 охлаждения выходной кромки 5 и выдувается в проточную часть турбины 23; большая часть охладителя (например, 70%) поступает во внутренние каналы 14, 15 охлаждения задней полости 9 лопатки 1 и протекает в них, обеспечивая эффективное внутреннее конвективное охлаждение вогнутой 2 и выпуклой 3 стенок задней полости 9 лопатки 1. Далее через соединительный канал 25 и перепускные отверстия 26 во внутренней разделительной перегородке 7 охладитель поступает во внутренний канал 13 охлаждения выпуклой стенки 3 передней полости 8 лопатки 1, и, соединяясь с охладителем, поступившим из нижней полости 17 подвода охладителя, осуществляет конвективное охлаждение выпуклой стенки 3 передней полости 8 лопатки 1, а затем через отверстия пленочного охлаждения 20 в выпуклой стенке 3 передней полости 8 лопатки 1 выдувается в проточную часть турбины 23, обеспечивая пленочное охлаждение всей выпуклой стенки 3 лопатки 1, включая выходную кромку 5.Further, the entire flow rate of the coolant is divided into two parts: a smaller part of the coolant (for example, 30%) passes through the
Это позволяет частично заменить расход охладителя, поступающего через нижнюю полость 17 подвода охладителя к отверстиям 20 пленочного охлаждения передней полости 8 лопатки 1. В результате этого может быть достигнуто снижение общего расхода охладителя на лопатку 1 и, как следствие, повышение экономичности турбины и двигателя в целом. Также при такой конструкции охлаждающего тракта лопатки осуществляется противоточная схема охлаждения - направление течения охладителя противоположно направлению течения наружного газа, что является благоприятным фактором для получения эффективного внутреннего конвективного охлаждения. При этом сочетание эффективного внутреннего конвективного охлаждения с наружным пленочным охлаждением лопатки обеспечивает увеличение общей эффективности охлаждения.This makes it possible to partially replace the flow rate of the coolant entering through the
Для частной формы реализации охлаждаемой турбины по п. 2 формулы изобретения охладитель, прошедший через перепускные отверстия 26 во внутренней разделительной перегородке 7 и перепускной канал 29, размещенный в передней полости 8 лопатки 1, поступает во внутренние каналы 12, 13 охлаждения вогнутой 2 и выпуклой 3 стенок передней полости 8 лопатки 1, соединяясь с охладителем, поступающим из нижней полости 17 подвода охладителя, выдувается в проточную часть турбины 23 через отверстия 19, 20 пленочного охлаждения. Благодаря этому снижается общий расход охладителя на лопатку 1 и увеличивается общая эффективность охлаждения лопатки 1.For a private form of implementation of the cooled turbine according to
Таким образом, изобретение позволяет снизить расход охладителя за счет организации противоточной схемы течения охладителя в сочетании с пленочным охлаждением, а также за счет охлаждения более холодным охладителем выходной кромки лопатки, что приводит к повышению экономичности, надежности и ресурса охлаждаемой турбины и газотурбинного двигателя в целом.Thus, the invention makes it possible to reduce the coolant consumption by organizing a countercurrent coolant flow in combination with film cooling, as well as by cooling the trailing edge of the blade with a colder coolant, which leads to an increase in the efficiency, reliability and service life of the cooled turbine and gas turbine engine as a whole.
Claims (2)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2792502C1 true RU2792502C1 (en) | 2023-03-22 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117489418A (en) * | 2023-12-28 | 2024-02-02 | 成都中科翼能科技有限公司 | Turbine guide vane and cold air guide piece of front cold air cavity thereof |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1499216A (en) * | 1966-07-12 | 1967-10-27 | Snecma | Cooling vane device |
| US4292008A (en) * | 1977-09-09 | 1981-09-29 | International Harvester Company | Gas turbine cooling systems |
| US4616976A (en) * | 1981-07-07 | 1986-10-14 | Rolls-Royce Plc | Cooled vane or blade for a gas turbine engine |
| US5383766A (en) * | 1990-07-09 | 1995-01-24 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US6200087B1 (en) * | 1999-05-10 | 2001-03-13 | General Electric Company | Pressure compensated turbine nozzle |
| RU2663966C1 (en) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Gas turbine guide vane cooled blade |
| RU2686430C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-04-25 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1499216A (en) * | 1966-07-12 | 1967-10-27 | Snecma | Cooling vane device |
| US4292008A (en) * | 1977-09-09 | 1981-09-29 | International Harvester Company | Gas turbine cooling systems |
| US4616976A (en) * | 1981-07-07 | 1986-10-14 | Rolls-Royce Plc | Cooled vane or blade for a gas turbine engine |
| US5383766A (en) * | 1990-07-09 | 1995-01-24 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US6200087B1 (en) * | 1999-05-10 | 2001-03-13 | General Electric Company | Pressure compensated turbine nozzle |
| RU2663966C1 (en) * | 2017-11-14 | 2018-08-13 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Gas turbine guide vane cooled blade |
| RU2686430C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-04-25 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117489418A (en) * | 2023-12-28 | 2024-02-02 | 成都中科翼能科技有限公司 | Turbine guide vane and cold air guide piece of front cold air cavity thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3142850B2 (en) | Turbine cooling blades and combined power plants | |
| US5464322A (en) | Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge | |
| US7743613B2 (en) | Compound turbine cooled engine | |
| US8182223B2 (en) | Turbine blade cooling | |
| US3756020A (en) | Gas turbine engine and cooling system therefor | |
| RU2332579C2 (en) | Turbine air cooling circuit heat exchanger | |
| US6099252A (en) | Axial serpentine cooled airfoil | |
| CA2513045C (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
| JP4486216B2 (en) | Airfoil isolation leading edge cooling | |
| US5591002A (en) | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge | |
| RU2403402C2 (en) | Gas turbine engine vane cooling circuits | |
| KR20010092652A (en) | A turbine stator vane segment having internal cooling circuits | |
| WO2018044571A1 (en) | Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert | |
| JPH10252410A (en) | Blade cooling air supply system for gas turbine | |
| JPH02233802A (en) | Cooling type turbine blade | |
| JP2003083001A (en) | Gas turbine and stationary blade thereof | |
| JP2000337102A (en) | Cooling circuit for steam air cooling turbine nozzle stage | |
| WO2023171745A1 (en) | Method for cooling static vanes of gas turbine and cooling structure | |
| RU2792502C1 (en) | Cooled turbine of gas turbine engine | |
| JP4137508B2 (en) | Turbine airfoil with metering plate for refresh holes | |
| EP3412866B1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
| RU2546371C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2450144C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2414615C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2686430C1 (en) | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |