SU587262A1 - Cooled turbine vane - Google Patents
Cooled turbine vaneInfo
- Publication number
- SU587262A1 SU587262A1 SU762419202A SU2419202A SU587262A1 SU 587262 A1 SU587262 A1 SU 587262A1 SU 762419202 A SU762419202 A SU 762419202A SU 2419202 A SU2419202 A SU 2419202A SU 587262 A1 SU587262 A1 SU 587262A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- deflector
- compensator
- holes
- cooling
- blade
- Prior art date
Links
Description
1one
Изобретение относитс к газотурбостроению , в частности к охлаждаемым лопаткам турбомашин.The invention relates to gas turbine construction, in particular to cooled turbomachine blades.
Известны охлаждаемые лопатки турбомашин , содержащие пустотелый корпус со щел ми в выходной кромке и размещенный в нем дефлектор с отверсти ми во входной кромке lj.Cooling blades of turbomachines are known, comprising a hollow body with slots in the exit edge and a baffle disposed therein with openings in the entry edge lj.
Однако такое выполнение достаточно трудоемко, что св зано с необходимос1;ью Тщательной подгонки дефлектора к внутренней Поверхности корпуса.However, such an implementation is rather laborious, which is associated with the need for a thorough fit of the baffle to the inner surface of the housing.
Известны также охлаждаемые Лопатки турбомашин, содержаише пустотелый корпус со щел ми в выходной кромке и размещенный в нем дефлектор с отверсти ми , снабженный компенсатором Деформаций , расположенным в зоне входной части дефлектора f2j .Cooling blades of turbomachines are also known, containing a hollow body with gaps in the exit edge and a deflector with holes in it, fitted with a Deformation compensator located in the zone of the input part of the deflector f2j.
Такое выполнение не обеспечивает необходимой Надежности и экономичности .This implementation does not provide the necessary reliability and efficiency.
Целью изобретени вл етс повьашение надежности и экономичности.The aim of the invention is to increase reliability and economy.
Этодостигаетс тем, что компенсатор расположен внутри дефлектора, выполнен заодно с ним и имеет О, -образную форму.This is achieved by the fact that the compensator is located inside the deflector, is integral with it and has an O-shape.
Отверсти могут быть выполнены по обе стороны от компенсатора и бытьThe holes can be made on both sides of the compensator and be
расположены либо в шахматном пор дке, либо на одном уровне по высоте.arranged either staggered or at the same height.
На1фиг.1 показана лопатка, поперечное сечение; на фиг.2 - сечение А-А фиг.1 при расположении отверстий в ахматном пор дке; на фиг.З - то же, при расположении отверстий на одном уровне по высоте.Figure 1 shows the scapula, the cross section; Fig. 2 is a section A-A of Fig. 1, with the apertures arranged in the akhmatnom order; fig.Z - the same, with the location of the holes on the same level in height.
Охлаждаема лопатка турбомашины содержит пустотелый корпус 1 со щел ми 2 В вьзходной кромке и размещенный в нем дефлектор 3 с отверсти ми 4, снабженный компенсатором 5 деформаций, расположенным в зоне входной частиThe cooled blade of the turbomachine contains a hollow body 1 with a gap 2 In the outgoing edge and located therein a deflector 3 with holes 4, equipped with a compensator 5 deformations located in the zone of the inlet part
дефлектора. Компенсатор 5 расположен внутри дефлектора 3, выполнен заодно с ним и имеет Si -образную форму.deflector. The compensator 5 is located inside the deflector 3, is made integral with it and has a Si-shape.
Отверсти 4 выполнены пообе стороны от компенсатора и могут быть расположены либо в шахматном пор дке, либо на одном уровне по высоте.Holes 4 are made on either side of the compensator and can be located either in a checkerboard pattern or at the same height level.
При работе охлаждающий воздух поступает внутрь дефлектора 3, после чего выходит из отверстий 4, натека на корпус 1, и далее через зазор между дефлектором 3 и корпусом 1 проходит в направлении выходной кромки и через щели 2 выходит из лопатки. НаличиеDuring operation, the cooling air enters inside the deflector 3, after which it leaves the holes 4, leaks onto the housing 1, and then passes through the gap between the deflector 3 and the housing 1 in the direction of the exit edge and leaves the blade through the slots 2. Availability
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU762419202A SU587262A1 (en) | 1976-11-12 | 1976-11-12 | Cooled turbine vane |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU762419202A SU587262A1 (en) | 1976-11-12 | 1976-11-12 | Cooled turbine vane |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU587262A1 true SU587262A1 (en) | 1978-01-05 |
Family
ID=20682488
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU762419202A SU587262A1 (en) | 1976-11-12 | 1976-11-12 | Cooled turbine vane |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU587262A1 (en) |
-
1976
- 1976-11-12 SU SU762419202A patent/SU587262A1/en active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4056332A (en) | Cooled turbine blade | |
US4616976A (en) | Cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
US4348157A (en) | Air cooled turbine for a gas turbine engine | |
US4021139A (en) | Gas turbine guide vane | |
US4135855A (en) | Hollow cooled blade or vane for a gas turbine engine | |
EP1178182B1 (en) | Gas turbine split ring | |
US3527544A (en) | Cooled blade shroud | |
US4297077A (en) | Cooled turbine vane | |
GB1359983A (en) | Cooled guide blades for gas turbines | |
GB1075975A (en) | Improvements in gas turbine rotors | |
US3715170A (en) | Cooled turbine blade | |
GB1491537A (en) | Gas turbine construction | |
CA2231495A1 (en) | Gas turbine rotating blade | |
GB1303034A (en) | ||
GB825967A (en) | Improvements in turbines and in particular gas turbines | |
ES363673A1 (en) | Outlet housing for an axial-flow turbomachine | |
RU99101084A (en) | TURBINE AND ALSO A METHOD FOR COOLING A TURBINE | |
GB2267737A (en) | Cooling turbo-machine stator vanes | |
JP2001317302A (en) | Film cooling for closed loop cooled airfoil | |
SU364747A1 (en) | COOLED TURBOATING TILE BLADE | |
US4015910A (en) | Bolted paired vanes for turbine | |
KR910010084B1 (en) | Turbine airfoil structure | |
KR20010105148A (en) | Nozzle cavity insert having impingement and convection cooling regions | |
GB2301405A (en) | Gas turbine guide nozzle vane | |
US3582232A (en) | Radial turbine rotor |