SU587262A1 - Cooled turbine vane - Google Patents

Cooled turbine vane

Info

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
Application number
SU762419202A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Юрий Аркадьевич Балашов
Вячеслав Николаевич Хомиченко
Виктор Яковлевич Блинов
Original Assignee
Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Теплотехнический Научно-Исследовательский Институт Им.Ф.Э.Дзержинского
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 Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Теплотехнический Научно-Исследовательский Институт Им.Ф.Э.Дзержинского filed Critical Всесоюзный Дважды Ордена Трудового Красного Знамени Теплотехнический Научно-Исследовательский Институт Им.Ф.Э.Дзержинского
Priority to SU762419202A priority Critical patent/SU587262A1/en
Application granted granted Critical
Publication of SU587262A1 publication Critical patent/SU587262A1/en

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)

компенсатора 5 позвол ет стабилизировать указанный зазор в результате перемещени  стенок дефлектора 3 под дей ствием перепада давлений в полости дефлектора 3 и в зазоре, обусловленно гидравлическими потер ми в тракте охлаждени . При расположении отверстий 4 На од ном уровне по высоте лопатки вытекающие из дефлектора 3 струи пересекаютс , чем обеспечиваетс  дополнительна  турбулизаци  охлаждающего воздуха и интенсификаци  охлаждени . Формула изобретени  1. Охлаждаема  лопатча турбомашины , содержаща  пустотелый корпус со щел ми в вгзкодной кромке и размещенный в нем дефлектор, с отверсти ми, снабженный KONineHcafopOM йефррмаций, расположенньаи в зоне входной части дефлектора, отличающа с  тем, что, с целью повьшени  надежности и экономичности компенсатор расположен внутри дефлектора, выполнен Эаодно с ним и имеет   -обгаэную форму. 2,Лопатка по п,1, о т ли ч а toщ а   с   тем, что отверсти  выполнены по обе стороны от компенсатора и расположены в шахматном пор дке. 3,Лопатка поп.1, отличающа с  тем, что отверсти  выполнены по обе стороны от комйенсатора и расположены на одиом па высоте, Источ ники информации, прин тые во внимание при экспертизе: 1.Швец И.Т. и др. Воздушное охлаждение деталей газовых турбин, Киев, Наукова думка , 1974, с. 74. 2,Автооское свидетельство I 346499, Р 01 D 5/18, 1971.compensator 5 allows stabilizing the specified gap as a result of movement of the walls of the deflector 3 under the action of a pressure differential in the cavity of the deflector 3 and in the gap, due to hydraulic losses in the cooling path. When the holes 4 are located at the same height level of the blade, the 3 jets flowing out of the deflector intersect, thus providing additional turbulization of the cooling air and intensification of the cooling. Claims 1. A cooled turbomachine blade, containing a hollow body with gaps in the brim edge and a deflector placed therein, with openings, provided with KONineHcafopOM efirmations, is located in the zone of the deflector inlet part, which is so economical the compensator is located inside the deflector, is made in alignment with it, and has an obga-shaped shape. 2, A blade according to claim 1, that is, such that the holes are made on both sides of the compensator and are arranged in a checkerboard pattern. 3, Spatula pop.1, characterized in that the holes are made on both sides of the compressor and are located at the same height, Information sources taken into account during the examination: 1.Sh.T. et al. Air cooling of gas turbine parts, Kiev, Naukova Dumka, 1974, p. 74. 2, Avtooskoe certificate I 346499, R 01 D 5/18, 1971. ;; Фи.гFi.g 4 . ..-i..jLfour . ..- i..jL EgJZZMZZgZEggzzmzzgz SS шшдshshd JL2-ta IJL2-ta I //УХ/У// W / O VV fplf9.3fplf9.3
SU762419202A 1976-11-12 1976-11-12 Cooled turbine vane SU587262A1 (en)

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)

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