UA81896C2 - Лопатка газової турбіни з контурами охолодження - Google Patents

Лопатка газової турбіни з контурами охолодження Download PDF

Info

Publication number
UA81896C2
UA81896C2 UA2002086997A UA2002086997A UA81896C2 UA 81896 C2 UA81896 C2 UA 81896C2 UA 2002086997 A UA2002086997 A UA 2002086997A UA 2002086997 A UA2002086997 A UA 2002086997A UA 81896 C2 UA81896 C2 UA 81896C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
cavity
blade
pen
cooling circuit
feather
Prior art date
Application number
UA2002086997A
Other languages
English (en)
Russian (ru)
Inventor
Ено Патрік
Піко Філіп
Original Assignee
Снекма Мотерс
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 Снекма Мотерс filed Critical Снекма Мотерс
Publication of UA81896C2 publication Critical patent/UA81896C2/uk

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186Film cooling
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Лопатка газової турбіни для авіаційного двигуна обладнана принаймні першим центральним охолодним контуром в центральній частині пера, яке містить принаймні першу та другу порожнини, витягнуті в радіальному напрямку уздовж угнутої поверхні пера лопатки, принаймні одну порожнину, витягнуту уздовж опуклої поверхні пера лопатки, впускний отвір для повітря на радіальному кінці першої порожнини на угнутому боці пера для подачі охолодного повітря в перший охолодний контур, перший канал, що з'єднує другий радіальний кінець першої порожнини з суміжним радіальним кінцем порожнини на опуклому боці пера, другий канал, що з'єднує другий радіальний кінець порожнини на опуклому боці пера з суміжним радіальним кінцем другої порожнини на угнутому боці пера, і випускні отвори, що сполучені з указаною другою порожниною і виходять на угнуту поверхню пера.

Description

Опис винаходу
Даний винахід належить до удосконалення лопаток газової турбіни для авіаційного двигуна. Більш конкретно, 2 винахід стосується контуру охолодження таких лопаток.
Відомо, що лопатки газової турбіни авіаційного двигуна, що обертаються, особливо лопатки турбіни високого тиску, піддаються під час роботи турбіни дії дуже великих температур газів згоряння. Ці температури досягають значень, які суттєво перевищують температури, що здатні витримувати без пошкоджень різні деталі, що входять в контакт з цими газами. Ця обставина обмежує строк роботи подібних деталей. 70 З іншого боку, відомо, що підвищення температури газів в турбіні високого тиску підвищує ефективність двигуна і, отже, відношення тяги двигуна до ваги літака, який приводять до руху цим двигуном. У зв'язку з цим роблять спроби створити турбінні лопатки, які здатні витримувати все більш високі температури.
Відомий підхід до рішення цієї проблеми шляхом обладнання лопаток контурами охолодження, призначеними для зниження температури лопаток. При використанні таких контурів охолодне повітря, як 72 правило, подають усередину пера лопатки через її кореневу частину (хвостовик), повітря проходить через лопатки за траєкторією, яку визначають порожнини сформовані усередині пера, і виходить через випускні (перфораційні) отвори в поверхні пера.
Але в багатьох випадках виявляється, що теплообмін, який спричиняє потік охолодного повітря, не є однорідним та, як наслідок, призводить до виникнення температурних градієнтів, які скорочують строк роботи лопатки.
Крім цього, випуск охолодного повітря через випускні отвори на опуклому боці пера лопатки пов'язаний з деякими труднощами. Швидкості повітряних потоків біля опуклого боку пера високі, і втрати, обумовлені змішуванням охолодного повітря з повітрям, яке створює зовнішній потік, є значними і, як наслідок, знижують ефективність газової турбіни. с 29 Даний винахід спрямований на подолання указаних недоліків шляхом удосконалення лопаток газових турбін, (3 точніше, їх контурів охолодження таким чином, щоб одержати по суті постійне температурне поле в охолоджуваних зонах лопатки за відмови від випуску повітря через опуклу поверхню пера.
В рамках вирішення указаної задачі винахід передбачає створення покращеної лопатки газової турбіни для авіаційного двигуна. Згідно з винаходом, лопатка характеризується тим, що вона обладнана принаймні першим ік о, 30 центральним охолодним контуром в центральній частині пера, який містить принаймні першу та другу Ге порожнини, витягнуті у радіальному напрямку уздовж угнутої поверхні (ночов) пера лопатки, принаймні одну порожнину, витягнуту уздовж опуклої поверхні (спинки) пера лопатки, впускний отвір для повітря на радіальному со кінці першої порожнини на угнутому боці пера для подачі охолодного повітря в перший охолодний контур, «- перший канал, що з'єднує другий радіальний кінець першої порожнини з суміжним радіальним кінцем порожнини 35 на опуклому боці пера, другий канал, що з'єднує другий радіальний кінець порожнини на опуклому боці пераз 99 суміжним радіальним кінцем другої порожнини на угнутому боці пера, та випускні отвори, що сполучені з указаною другою порожниною і виходять на угнуту поверхню пера.
Для забезпечення охолоджування центральної частини пера лопатки в ній може бути розміщено декілька « контурів описаного типу. Наявність ідентичних контурів, що функціонують подібним чином, призводить до 0 однорідного розподілу температури. о, с Порожнина, витягнута уздовж опуклої поверхні пера лопатки, в найкращому варіанті має високе з» характеристичне відношення для збільшення теплопереносу поблизу указаної опуклої поверхні. Більш конкретно, найбільший розмір цієї порожнини в поперечному перерізі принаймні втричі перевищує її інший розмір. Теплоперенос додатково підсилюється завдяки наявності дефлекторів, що дозволяє відмовитися від 45 випуску повітря через опуклу поверхню. со Далі, що важливо для лопатки, що обертається, живлення охолодного контуру здійснюється із кореневої - частини лопатки, тобто циркуляція повітря в порожнинах на угнутому боці пера відбувається від кореневої частини до зовнішнього краю пера. Під дією сили Коріоліса повітря намагається притиснутися до тих стінок со порожнин, які прилягають до зовнішньої угнутої стінки пера лопатки. Цим забезпечується більш інтенсивний «с 20 теплоперенос від найбільш гарячої стінки пера. В порожнині на опуклому боці пера повітря тече від зовнішнього краю пера до кореневої частини лопатки. В цьому випадку вплив сили Коріоліса також призводить до підсилення 0 теплопереносу.
Далі, щоб уможливити виготовлення лопатки за допомогою лиття, стержні, що формують порожнини на угнутому та опуклому боках пера, виконуються з'єднаними поблизу їх кінців з'єднувальними частинами для формування з'єднувальних каналів між порожнинами. Завдяки цьому досягається добре керування положенням
Ге! стержня на угнутому боці пера відносно стержня на його опуклому боці і, отже, забезпечується необхідна товщина стінок при литті. ко Перелік фігур креслень
Інші особливості та преваги даного винаходу будуть зрозумілі з наступного докладного опису з посиланнями 60 на креслення , що додаються, на яких поданий один з можливих варіантів здійснення винаходу.
На фіг.1 в перерізі поданий варіант виконання лопатки газової турбіни, обладнаної різними охолодними контурами згідно з винаходом.
На фіг.2 та ж лопатка подана в перерізі за лінією ІІ -- ІЇ на фіг.1.
На фіг.ЗА та ЗВ та ж лопатка подана в розрізах, відповідно, за лініями ПІА - ПІА та ПІВ -ПІВнафіг.1. бо Фіг.А4 ілюструє циркуляцію охолодного повітря, що протікає через різні охолодні контури , передбачені в лопатці за фіг.1.
Відомості, які підтверджують можливість здійснення винаходу
Як показано на фіг.1, лопатка газової турбіни для авіаційного двигуна, виконана відповідно до винаходу, в
Центральній частині свого пера містить, принаймні, перший центральний охолодний контур А.
Але найкраще, якщо центральна частина пера лопатки 1 містить два центральних охолодних контури А і А", розміщених по суті симетрично відносно поперечної площини Р для забезпечення формування в межах охолоджуваних зон пера по суті однорідного температурного поля, тобто поля без будь-яких різких температурних градієнтів. Ця якість сприяє збільшенню строку роботи лопатки. 70 Кожний з центральних охолодних контурів А і А" має в своєму складі першу та другу порожнини (2, 2 та 4, 4, відповідно), витягнуті у радіальному напрямку поблизу угнутої поверхні та пера лопатки 1, та, принаймні, одну порожнину 6, 6, розміщену уздовж опуклої поверхні 16 пера.
Як більш наочно показано на фіг.2, впускний отвір 8, 8' для повітря, яке забезпечує доступ повітря до кожного охолодного контуру А, А", передбачене на радіальному кінці першої порожнини (найкраще поблизу /5 Кореневої частини лопатки).
Як можна бачити на фіг.ЗА і ЗВ, перший канал 10 з'єднує другий радіальний кінець (біля зовнішнього краю пера) першої порожнини 2 охолодного контуру А на угнутому боці пера з суміжним радіальним кінцем порожнини 6 на опуклому боці пера. Поблизу кореневої частини лопатки передбачений також другий канал 12 для того, щоб з'єднати другий радіальний кінець порожнини 6 на опуклому боці пера з суміжним з суміжним радіальним кінцем другої порожнини 4 на угнутому боці пера. Аналогічне з'єднання має місце також між порожнинами 2, 6 та 4 центрального контуру А".
Далі, кожний центральний охолодний контур А, А" має вихідні (перфораційні) отвори 14, 147 для випуску охолодного повітря, що з'єднують другу порожнину 4, 4 на угнутому боці пера і угнуту поверхню Та пера лопатки.
Таким чином, охолодне повітря, що подається до центрального охолодного контуру А або до кожного з сч ов центральних охолодних контурів А, А, проходить уздовж порожнин 2, 2, 4, 4 в радіальному напрямку, протилежному радіальному напрямку, в якому він проходить уздовж порожнин 6, б'на опуклому боці пера. о
Найкраще, якщо порожнини 6, 6' на опуклому боці пера, які входять до центральних охолодних контурів А,
А", мають високе характеристичне відношення для збільшення внутрішнього теплообміну. Охолодна порожнина розглядається як така, що має високе характеристичне відношення, якщо у своєму поперечному перерізі її «о зо найбільший розмір (довжина) принаймні утричі перебільшує її другий розмір (ширину).
Крім того, порожнини б, б на опуклому боці пера в найкращому разі обладнані дефлекторами 34, б» розміщеними на їх зовнішній стінці, суміжній з опуклою поверхнею пера. Аналогічно, перша та друга порожнини со 2, Т, 4, 4 на угнутому боці пера центральних охолодних контурів А, А" обладнані дефлекторами, що розміщені на їх зовнішніх стінках, суміжних з угнутим боком пера. ч-
Дефлектори 34 і 36 виконані як рельєфні ділянки на стінках порожнин, розміщених на траєкторії потоку со охолодного повітря. Таким чином, вони призначені для внесення збурень у повітряний потік, що протікає через указані порожнини, тобто підсилюють теплообмін, реалізуючі при цьому перевагу оптимізації втрат напору.
Далі, як показано на фіг.1, лопатка 1 має принаймні один додатковий другий охолодний контур В, який виконаний незалежним від центральних охолодних контурів А, А". «
Цей другий охолодний контур В містить принаймні одну порожнину, але найкраще групу, наприклад, із трьох - с порожнин 16, 16", 16", розміщених у задній частині пера лопатки 1, розміщений біля кореневої частини лопатки впускний отвір 18 для повітря, Через який живиться другий охолодний контур, і випускні отвори 20, які з виходять на угнуту поверхню Та пера. Повітря надходить в порожнину 16, причому з'єднувальні канали зв'язують порожнини 16 та 16 поблизу зовнішньої крайки пера, а порожнини 16 та 16" - поблизу кореневої частини лопатки. Випускні отвори 20 зв'язані з порожниною 16". оо Таким чином, другий охолодний контур В призначений для охолодження задньої частини пера лопатки 1. У найкращому варіанті, з метою підсилення теплопереносу уздовж угнутих і опуклих стінок порожнин 16, 16 та 16" -й ці порожнини обладнані дефлекторами 38, розміщеними на внутрішніх стінках указаних порожнин напроти один о одного.
Додаткові третій та четвертий охолодні контури С та 0, виконані незалежно від перших та другого охолодних се) контурів, призначені для охолодження вхідної крайки 1с пера лопатки 1 і його вихідної крайки Ід відповідно.
Фо Третій охолодний контур С створений принаймні однією порожниною 22, розміщеною біля вхідної крайки 1с пера, і впускним отвором 24 для повітря на одному з радіальних кінців порожнини 22 біля вхідної крайки пера поблизу кореневої частини лопатки. Через цей впускний отвір живиться повітрям третій охолодний контур. дв Випускні отвори 26 з'єднані з указаною порожниною 22 і виходять на вхідну крайку 1с пера. Ці отвори дають можливість сформувати плівку охолодного повітря на зовнішній стінці вхідної крайки.
ГФ) Порожнина 22 поблизу вхідної крайки в найкращому варіанті обладнана дефлекторами 40, розміщеними на її
Ф стінці, прилеглій до вхідної крайки, з метою підсилення теплопереносу уздовж цієї стінки.
Четвертий охолодний контур О створений принаймні однією порожниною 28, розміщеною біля вхідної крайки бо З пера лопатки 1, і впускним отвором 30 для повітря на одному з радіальних кінців порожнини 28 біля вихідної крайки пера поблизу кореневої частини лопатки. Через цей вхідний отвір відбувається живлення повітрям четвертого охолодного контуру. Випускні отвори 32 сполучаються з указаною порожниною 28 і виходять на вихідну кромку Ід пера для її охолодження.
Порожнина 28 поблизу вихідної крайки у найкращому випадку обладнана дефлекторами 42, розміщеними на 65 її угнутій та опуклій стінках з метою підсилення теплоперенсу уздовж цих стінок.
Спосіб охолодження лопатки з очевидністю витікає із наведеного опису її конструкції; тому далі він буде описаний дуже стисло, в основному з посиланням на фіг.4.
Фіг.4 - це діаграма циркуляції охолодного повітря, яке протікає через різні охолодні контури А - 0, виконані в лопатці 1 за цим винаходом. Як уже згадувалось, всі ці чотири контури виконані незалежними один від одного, оскільки кожен з них має свій впускний отвір для охолодного повітря.
До першого центрального охолодного контуру А охолодне повітря надходить через порожнину 2 на угнутому боці пера. Далі охолодне повітря проходить уздовж порожнини 6 на опуклому боці пера, а потім уздовж другої порожнини 4 на угнутому боці пера, перш ніж воно виходить із цієї порожнини через випускні отвори 14, що знаходяться на указаному боці пера. 70 В найкращому варіанті, у якому використані два центральні охолодні контури А, А", циркуляція охолодного повітря в контурі А" здійснюється аналогічно.
Належить зазначити, що в розглядуваному варіанті виконання центрального охолодного контуру (або контурів) лопатки за винаходом охолодне повітря рухається угору (від кореневої частини лопатки до зовнішнього краю пера) в порожнинах на угнутому боці пера та униз, в порожнині на опуклому боці пера.
Циркуляція повітря у протилежних напрямках на угнутому і на опуклому боках пера в контурах Лі А, а також ефективне використання двох охолодних контурів, розміщених по суті симетрично в центральній частині пера лопатки, сприяє формуванню такого температурного поля, яке по суті є однорідним, тобто не має значних температурних градієнтів.
При цьому охолодний контур А (або контури А, А") не передбачає (не передбачають) впуску повітря на опуклому боці пера. Це дозволяє запобігти труднощам, пов'язаним з розподіленням повітря при високих швидкостях.
Оскільки охолодне повітря тече угору від кореневої частини лопатки до зовнішнього краю пера по порожнинах на угнутому боці пера, воно притискається до зовнішніх стінок названих порожнин під дією сили
Коріоліса. Це підсилює теплообмін уздовж указаних стінок, тобто поліпшує охолодження гарячої зовнішньої с г стінки угнутого боку пера.
Далі охолодне повітря рухається від зовнішнього краю пера лопатки до його кореневої частини Через (8) порожнини на опуклому боці пера. В результаті дія сили Коріоліса і в цьому випадку сприяє підсиленню теплообміну, тобто більш ефективному охолодженню зовнішньої стінки опуклого боку пера.
Оскільки опуклий бік пера охолоджується з використанням розміщених на цьому боці порожнин, які мають «о зо високе характеристичне відношення, зовнішній теплообмін додатково підсилюється, чому сприяє також наявність дефлекторів на зовнішніх стінках порожнин. б»
Задня частина лопатки 1 охолоджується за допомогою другого охолодного контуру В, який містить три с порожнини 16,16, 16". Як показано на фіг.4, охолодне повітря подається в одну з порожнин (порожнину 16), потім відхиляється біля зовнішнього краю пера, проходить Через порожнину 16, після чого надходить до ч- зв порожнини 16", до того, коли воно виходить з цієї порожнини через випускні отвори 20. со
Вхідна (передня) крайка 1с пера лопатки охолоджується з допомогою порожнини 22, розміщеної біля цієї крайки, причому охолодне повітря подається безпосередньо до цієї порожнини. Аналогічно, вихідна (задня) крайка І4 пера лопатки охолоджується за допомогою порожнини 28, розміщеної біля цієї крайки, причому охолодне повітря також подається безпосередньо до цієї порожнини. «
В описаному варіанті здійснення лопатка 1 за винаходом виготовляється литтям. В такому випадку з с положення порожнин звичайно задається за допомогою стержнів, які установлюють у форму перед заливкою металу паралельно один одному. В порожнинах А і А" використовуються стержні, зв'язані між собою поблизу їх з кінців з'єднувальними частинами, які призначені для формування каналів між порожнинами. Оскільки положення стержнів легко контролюється, можливо забезпечити точність одержання заданої товщини стінок у процесі лиття.
Очевидно, що даний винахід не обмежується тільки описаним варіантом здійснення, але, напроти, охоплює со будь-які можливі модифікації. Наприклад, описані охолодні контури можуть бути передбачені як в нерухомих, так і в лопатках, що обертаються. - со

Claims (12)

Формула винаходу (Се)
1. Лопатка (1) газової турбіни для авіаційного двигуна, яка відрізняється тим, що вона обладнана принаймні щи першим центральним охолодним контуром (А) в центральній частині пера, яке містить принаймні першу та другу порожнини (2, 4), витягнуті в радіальному напрямку уздовж угнутої поверхні (Та) пера лопатки (1), принаймні одну порожнину (6), витягнуту уздовж опуклої поверхні (15) пера лопатки, впускний отвір (8) для повітря на радіальному кінці першої порожнини (2) на угнутому боці пера для подачі охолодного повітря в перший ГФ) охолодний контур (А), перший канал (10), що з'єднує другий радіальний кінець першої порожнини (2) з суміжним радіальним кінцем порожнини (6) на опуклому боці пера, другий канал (12), що з'єднує другий радіальний кінець о порожнини (6) на опуклому боці пера з суміжним радіальним кінцем другої порожнини (4) на угнутому боці пера, во і випускні отвори (14), що сполучені з указаною другою порожниною і виходять на угнуту поверхню (Та) пера.
2. Лопатка за п. 1, яка відрізняється тим, що вона додатково обладнана принаймні другим охолодним контуром (В), незалежним від центрального охолодного контуру і таким, що містить принаймні одну порожнину (16), розміщену в задній частині пера лопатки (1), впускний отвір (18) для повітря на радіальному кінці указаної порожнини для подачі охолодного повітря в другий охолодний контур (В) і випускні отвори (20), які 65 сполучені з указаною порожниною і виходять на угнуту поверхню (Та) пера.
З. Лопатка за п. 2, яка відрізняється тим, що вона додатково обладнана принаймні третім охолодним контуром (С), незалежним від першого і другого охолодних контурів (А, В) і таким, що містить принаймні порожнину (22), розміщену біля вхідної крайки (1с) пера лопатки (1), впускний отвір (24) для повітря на радіальному кінці указаної порожнини для подачі охолодного повітря до третього охолодного контуру (С) та випускні отвори (26), що сполучені з указаною порожниною і виходять на вхідну крайку (1с) пера.
4. Лопатка за п. 3, яка відрізняється тим, що вона додатково обладнана принаймні четвертим охолодним контуром (0), незалежним від першого, другого та третього охолодних контурів (А, В, С) і таким, що містить принаймні порожнину (28), розміщену біля вхідної крайки (14) пера лопатки (1), впускний отвір (30) для повітря на радіальному кінці указаної порожнини для подачі охолодного повітря до четвертого охолодного 7/о контуру (0) та випускні отвори (32), що сполучені з указаною порожниною і виходять на вихідну крайку (14) пера.
5. Лопатка за п. 4, яка відрізняється тим, що порожнина (28) біля вихідної крайки пера четвертого охолодного контуру (О0) обладнана дефлекторами (42), розміщеними на її угнутій та опуклій бокових стінках для підсилення теплопереносу уздовж указаних стінок.
6. Лопатка за будь-яким з пп. З - 5, яка відрізняється тим, що порожнина (22) поблизу вхідної крайки пера 7/5 третього охолодного контуру обладнана дефлекторами (40), розміщеними на її стінці, яка примикає до вхідної крайки (1с) пера лопатки (1) для підсилення теплопереносу уздовж указаної стінки.
7. Лопатка за будь-яким з пп. 2 - 6, яка відрізняється тим, що порожнина (16) другого охолодного контуру (В) обладнана дефлекторами (38), розміщеними один напроти одного на її угнутій та опуклій бокових стінках для підсилення теплообміну уздовж указаних стінок.
8. Лопатка за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що порожнина (б) на опуклому боці пера першого охолодного контуру (А) має високе характеристичне відношення для збільшення внутрішнього теплопереносу.
9. Лопатка за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що порожнина (б) на опуклому боці пера першого охолодного контуру (А) обладнана дефлекторами (34), розміщеними на її зовнішній стінці, що примикає с ов до опуклої поверхні пера лопатки, для підсилення теплопереносу уздовж указаної стінки при забезпеченні оптимальних втрат напору. о
10. Лопатка за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що перша та друга порожнини (2, 4) на угнутому боці пера першого охолодного контуру (А) обладнані дефлекторами (36), розміщеними на їх зовнішніх стінках, що примикають до угнутої поверхні пера лопатки, для підсилення теплопереносу уздовж указаних стінок «о зо при забезпеченні оптимальних втрат напору.
11. Лопатка за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що вона обладнана принаймні двома (о) центральними охолодними контурами (А, А"), розміщеними, по суті, симетрично для забезпечення формування, со по суті, однорідного температурного поля в центральній частині пера лопатки.
12. Лопатка за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що вона виготовлена литтям, причому же з5 положення указаних порожнин на угнутому та опуклому боках пера лопатки задане за допомогою стрижнів, со установлених паралельно один одному і зв'язаних між собою поблизу їх кінців з'єднувальними частинами для формування з'єднувальних каналів між порожнинами та забезпечення заданого взаємного розміщення стрижнів. « - с ;» со - со (Се) (42) Ф) ко 60 б5
UA2002086997A 2001-08-28 2002-08-27 Лопатка газової турбіни з контурами охолодження UA81896C2 (uk)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0111189A FR2829175B1 (fr) 2001-08-28 2001-08-28 Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA81896C2 true UA81896C2 (uk) 2008-02-25

Family

ID=8866785

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA2002086997A UA81896C2 (uk) 2001-08-28 2002-08-27 Лопатка газової турбіни з контурами охолодження

Country Status (9)

Country Link
US (1) US6916155B2 (uk)
EP (1) EP1288438B1 (uk)
JP (1) JP3977708B2 (uk)
CA (1) CA2398659C (uk)
DE (1) DE60223115T2 (uk)
ES (1) ES2292704T3 (uk)
FR (1) FR2829175B1 (uk)
RU (1) RU2296862C2 (uk)
UA (1) UA81896C2 (uk)

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2887287B1 (fr) * 2005-06-21 2007-09-21 Snecma Moteurs Sa Circuits de refroidissement pour aube mobile de turbomachine
FR2890103A1 (fr) * 2005-08-25 2007-03-02 Snecma Deflecteur d'air pour circuit de refroidissement pour aube de turbine a gaz
FR2893974B1 (fr) * 2005-11-28 2011-03-18 Snecma Circuit de refroidissement central pour aube mobile de turbomachine
US7296972B2 (en) * 2005-12-02 2007-11-20 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with counter-flow serpentine channels
US7481623B1 (en) 2006-08-11 2009-01-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Compartment cooled turbine blade
US7611330B1 (en) 2006-10-19 2009-11-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit
US7530789B1 (en) 2006-11-16 2009-05-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a serpentine flow and impingement cooling circuit
US7862299B1 (en) * 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
US7901181B1 (en) * 2007-05-02 2011-03-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple spiral serpentine flow cooling circuits
US7845907B2 (en) * 2007-07-23 2010-12-07 United Technologies Corporation Blade cooling passage for a turbine engine
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
US8167558B2 (en) * 2009-01-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Modular serpentine cooling systems for turbine engine components
US8348613B2 (en) * 2009-03-30 2013-01-08 United Technologies Corporation Airflow influencing airfoil feature array
US20120164376A1 (en) * 2010-12-23 2012-06-28 General Electric Company Method of modifying a substrate for passage hole formation therein, and related articles
US20120269649A1 (en) * 2011-04-22 2012-10-25 Christopher Rawlings Turbine blade with improved trailing edge cooling
US9388699B2 (en) * 2013-08-07 2016-07-12 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
US10329923B2 (en) * 2014-03-10 2019-06-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil leading edge cooling
FR3020402B1 (fr) 2014-04-24 2019-06-14 Safran Aircraft Engines Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement a homogeneite amelioree
US10053989B2 (en) 2015-12-21 2018-08-21 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9932838B2 (en) 2015-12-21 2018-04-03 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10119405B2 (en) 2015-12-21 2018-11-06 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US9926788B2 (en) 2015-12-21 2018-03-27 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10060269B2 (en) 2015-12-21 2018-08-28 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10030526B2 (en) 2015-12-21 2018-07-24 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US9976425B2 (en) 2015-12-21 2018-05-22 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10190422B2 (en) * 2016-04-12 2019-01-29 Solar Turbines Incorporated Rotation enhanced turbine blade cooling
US10053990B2 (en) * 2016-05-12 2018-08-21 General Electric Company Internal rib with defined concave surface curvature for airfoil
US10267162B2 (en) 2016-08-18 2019-04-23 General Electric Company Platform core feed for a multi-wall blade
US10208608B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10208607B2 (en) 2016-08-18 2019-02-19 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10221696B2 (en) 2016-08-18 2019-03-05 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
US10227877B2 (en) 2016-08-18 2019-03-12 General Electric Company Cooling circuit for a multi-wall blade
FR3056631B1 (fr) * 2016-09-29 2018-10-19 Safran Circuit de refroidissement ameliore pour aubes
US11377964B2 (en) 2018-11-09 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cooling passage network having arced leading edge
FR3107920B1 (fr) 2020-03-03 2023-11-10 Safran Aircraft Engines Aube creuse de turbomachine et plateforme inter-aubes équipées de saillies perturbatrices de flux de refroidissement

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4767268A (en) * 1987-08-06 1988-08-30 United Technologies Corporation Triple pass cooled airfoil
US5720431A (en) * 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
US5165852A (en) * 1990-12-18 1992-11-24 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways
US5356265A (en) * 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
JP3192854B2 (ja) * 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
US6036441A (en) * 1998-11-16 2000-03-14 General Electric Company Series impingement cooled airfoil
US6206638B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers

Also Published As

Publication number Publication date
FR2829175A1 (fr) 2003-03-07
RU2002123306A (ru) 2004-03-10
US6916155B2 (en) 2005-07-12
DE60223115D1 (de) 2007-12-06
JP3977708B2 (ja) 2007-09-19
CA2398659A1 (fr) 2003-02-28
RU2296862C2 (ru) 2007-04-10
JP2003074304A (ja) 2003-03-12
CA2398659C (fr) 2010-05-04
ES2292704T3 (es) 2008-03-16
FR2829175B1 (fr) 2003-11-07
US20030044278A1 (en) 2003-03-06
EP1288438B1 (fr) 2007-10-24
EP1288438A1 (fr) 2003-03-05
DE60223115T2 (de) 2008-08-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
UA81896C2 (uk) Лопатка газової турбіни з контурами охолодження
EP2236752B1 (en) Cooled aerofoil for a gas turbine engine
US9011077B2 (en) Cooled airfoil in a turbine engine
JP4256704B2 (ja) ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置
US7690894B1 (en) Ceramic core assembly for serpentine flow circuit in a turbine blade
RU2296863C2 (ru) Лопатка газовой турбины с усовершенствованными контурами охлаждения
US8162609B1 (en) Turbine airfoil formed as a single piece but with multiple materials
US8414263B1 (en) Turbine stator vane with near wall integrated micro cooling channels
US8807943B1 (en) Turbine blade with trailing edge cooling circuit
US8870537B2 (en) Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
KR100705116B1 (ko) 미세회로들을 위한 개선된 필름 냉각
US6955522B2 (en) Method and apparatus for cooling an airfoil
EP2867476B1 (en) Cooled blade and method of fabrication
JP4509263B2 (ja) 側壁インピンジメント冷却チャンバーを備えた後方流動蛇行エーロフォイル冷却回路
US8562295B1 (en) Three piece bonded thin wall cooled blade
US6517312B1 (en) Turbine stator vane segment having internal cooling circuits
EP1600604B1 (en) Cooler rotor blade and method for cooling a rotor blade
US20060107668A1 (en) Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
JP2000038901A (ja) 中空状エアロフォイル
CN109790754B (zh) 包括冷却回路的涡轮叶片
JP2006138317A (ja) コア組立体およびこれを用いた翼組立体と冷却流路形成方法
JP2001065301A (ja) 内部冷却翼形部品並びに冷却方法
US8628294B1 (en) Turbine stator vane with purge air channel
CA2513036C (en) Airfoil cooling passage trailing edge flow restriction
JP2010502872A (ja) 冷却形タービン動翼