UA81896C2 - Лопатка газової турбіни з контурами охолодження - Google Patents
Лопатка газової турбіни з контурами охолодження Download PDFInfo
- 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
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 90
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 42
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 12
- 238000005266 casting Methods 0.000 claims description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 3
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
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
-
- 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
- F01D5/186—Film cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- Y—GENERAL 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient 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)
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
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)
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)
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 |
-
2001
- 2001-08-28 FR FR0111189A patent/FR2829175B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-08-13 DE DE60223115T patent/DE60223115T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-13 ES ES02292029T patent/ES2292704T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-13 EP EP02292029A patent/EP1288438B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-15 CA CA2398659A patent/CA2398659C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-22 JP JP2002241495A patent/JP3977708B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-27 RU RU2002123306/06A patent/RU2296862C2/ru active
- 2002-08-27 US US10/227,864 patent/US6916155B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-08-27 UA UA2002086997A patent/UA81896C2/uk unknown
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 |