UA82059C2 - Порожниста лопатка ротора турбіни для газотурбінного двигуна - Google Patents
Порожниста лопатка ротора турбіни для газотурбінного двигуна Download PDFInfo
- Publication number
- UA82059C2 UA82059C2 UA20040806522A UA20040806522A UA82059C2 UA 82059 C2 UA82059 C2 UA 82059C2 UA 20040806522 A UA20040806522 A UA 20040806522A UA 20040806522 A UA20040806522 A UA 20040806522A UA 82059 C2 UA82059 C2 UA 82059C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- blade
- wall
- cavity
- protrusion
- belting
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 73
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 22
- 230000008719 thickening Effects 0.000 claims description 27
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 12
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 11
- 230000000930 thermomechanical effect Effects 0.000 description 7
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 5
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 3
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Порожниста лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна має внутрішній прохід (24) охолодження, відкриту порожнину (30), розташовану на вільному кінці (14) лопатки (10) і обмежену донною стінкою (26), що проходить по всьому кінці (14) даної лопатки, оперізуючий виступ (28), що проходить між передньою кромкою (20) і задньою кромкою (22) лопатки вздовж зовнішньої стінки (18) і внутрішньої стінки (16) цієї лопатки, і канали (32) охолодження, що сполучають внутрішній прохід (24) охолодження із зовнішньою поверхнею внутрішньої стінки (16). Оперізуючий виступ (28) утворює тонку стінку, а стовщення матеріалу (34) передбачене між оперізуючим виступом (28) і донною стінкою (26) порожнини (30) уздовж принаймні частини внутрішньої стінки (16) лопатки. При цьому поверхня (34а) оперізуючого виступу (34), обернена в бік порожнини (30), є плоскою, в результаті чого оперізуючий виступ (28) розширюється у своїй основі в зоні прилягання до донної стінки (26) з можливістю відкривання каналів (32) охолодження в безпосередній близькості від вершини (28а) оперізуючого виступу (28) без зниження механічної міцності кінця (14) лопатки (10).
Description
Опис винаходу
Запропонований винахід відноситься до порожнистої лопатки ротора турбіни для газотурбінного двигуна, 2 зокрема, для так званої турбіни високого тиску.
Запропонований винахід відноситься, зокрема, до виконання порожнистої лопатки, яка має внутрішній прохід охолодження, відкриту порожнину, що розташовується на вільному кінці даної лопатки й обмежена донною стінкою, що проходить по всьому кінці лопатки, і оперізуючим виступом, що проходить між передньою кромкою і задньою кромкою лопатки вздовж зовнішньої стінки і внутрішньої стінки цієї лопатки, а також канали 70 охолодження, що сполучають згаданий внутрішній прохід охолодження із зовнішньою поверхнею внутрішньої стінки, причому згадані канали охолодження нахилені стосовно до внутрішньої стінки лопатки таким чином, щоб ці канали відкривалися на рівні їхніх виходів на зовнішній поверхні цієї внутрішньої стінки в напрямку вершини згаданого оперізуючого виступу.
Канали охолодження подібного типу призначені для охолодження вільного зовнішнього кінця лопатки, 79 оскільки ці канали дозволяють забезпечити нагнітання потоку охолодного повітря від внутрішнього проходу охолодження в напрямку кінця лопатки на рівні верхнього кінця зовнішньої поверхні внутрішньої стінки лопатки.
Цей потік повітря створює "теплове накачування", а саме зниження температури металу в результаті поглинання тепла в надрах металевої стінки, і формує плівку охолодного повітря, яка захищає кінці лопаток з їхніх внутрішніх сторін.
Справді, внаслідок значних робочих швидкостей руху кінців лопаток і високих температур, впливу яких ці лопатки піддаються в процесі експлуатації, необхідно забезпечити їхнє охолодження з тим, щоб їхня температура залишалася нижчою за температуру навколишніх газів.
Саме з цих міркувань лопатки звичайно виконуються порожнистими так, щоб забезпечити можливість їхнього охолодження за допомогою повітря, що знаходиться у внутрішньому проході охолодження. с
Крім того, відомий прийом, який полягає у формуванні на кінці лопатки відкритої порожнини, називаної ще ге) "ванночкою": така форма кінця лопатки обмежує розташовані одна проти одної поверхні між кінцем лопатки і кільцевою поверхнею, яка відповідає кожуху турбіни, для того, щоб захистити корпус лопатки від ушкоджень, причиною яких є можливий контакт з кільцевим сегментом кожуха.
У Іпатентах ОБ 6231307 і ЕР 0816636| представлена така порожниста лопатка, додатково постачена Ме, каналами охолодження, що сполучають вищезгаданий внутрішній прохід охолодження і зовнішню поверхню ю оперізуючого виступу порожнини на рівні внутрішньої стінки лопатки.
Ці канали охолодження, що розташовуються з боку внутрішньої стінки лопатки, дозволяють, таким чином, о забезпечити вихід із внутрішнього проходу охолодження струменя повітря, холоднішого за повітря, що оточує с внутрішню стінку лопатки, причому цей струмінь повітря утворює плівку охолодного повітря, локалізовану на зовнішній поверхні внутрішньої стінки лопатки, і ця плівка відсмоктується в напрямку згаданої внутрішньої стінки. со
У Іпатенті ОБ 6231307) ці нахилені канали охолодження сполучають внутрішній прохід охолодження й зовнішню поверхню оперізуючого виступу порожнини на рівні внутрішньої стінки лопатки, розташовуючись при цьому (див. Фіг.2 згаданого документа) таким чином, щоб проходити крізь донну стінку порожнини й оперізуючий « виступ цієї порожнини на рівні внутрішньої стінки лопатки, перетинаючи при цьому згадану порожнину. 50 Це технічне рішення потребує, таким чином, значної товщини матеріалу як для донної стінки згаданої т с порожнини, так і для оперізуючого виступу цієї порожнини, з тим, щоб не погіршити характеристики з» термомеханічної міцності на кінці лопатки. Крім того, таке технічне рішення істотно обмежує потік охолодного повітря, яке сягає вершини оперізуючого виступу, оскільки переважна частина потоку повітря виходить із внутрішнього проходу охолодження через першу ділянку каналів охолодження і потрапляє безпосередньо в порожнину без завершення його руху на зовнішній поверхні внутрішньої стінки лопатки. со Технічне рішення, описане в (патенті ЕР 0816636) і схематично подане на Фіг.5 цього документа, полягає в ко розміщенні каналів охолодження таким чином, щоб вони проходили крізь внутрішню стінку лопатки, відкриваючись на зовнішній поверхні цієї внутрішньої стінки на рівні основи оперізуючого виступу згаданої о порожнини. сл 20 Крім того, це технічне рішення потребує значної товщини матеріалу як для донної стінки порожнини, так і для оперізуючого виступу цієї порожнин, з тим, щоб не погіршити характеристики термомеханічної міцності на ме, кінці лопатки.
Проте, беручи до уваги дедалі вищі температури функціонування турбін, описані вище технічні рішення в даний час не дозволяють забезпечити реалізацію такої порожнистої лопатки, для якої охолодження на її 29 вільному кінці виявляється достатнім. о Дійсно, використання для підтримки достатньої термомеханічної міцності навколо каналів охолодження значної товщини матеріалу спричиняє істотне обважнення одного або декількох робочих коліс турбіни. Отже, що ко значнішою є товщина матеріалу, то в більшому ступені зростає температура в результаті повільнішого охолодження, й ці ділянки значної товщини не дозволяють реалізувати достатнє охолодження на кінці лопатки 60 для того, щоб забезпечити функціонування турбіни при необхідних більш високих температурах.
Слід зазначити, що якщо охолодження на кінці лопатки виявляється недостатнім, можуть відбуватися локальні вигоряння, які спричиняють втрати металу, що призводить до збільшення зазорів і погіршує аеродинамічний коефіцієнт корисної дії турбіни. Також у випадку, коли температура оперізуючого виступу порожнини збільшується занадто сильно, відзначають небезпеку пропалів з ушкодженням металевої стінки. бо В даному винаході робиться спроба розв'язати вищезгадані проблеми.
Внаслідок цього технічна задача даного винаходу полягає в розробці полів лопатки ротора турбіни для газотурбінного двигуна згаданого вище типу, із забезпеченням охолодження кінця цієї лопатки достатнім для того, щоб підвищити її надійність без зниження аеродинамічних і термомеханічних характеристик цієї лопатки.
Для вирішення цієї задачі згаданий оперізуючий виступ відповідно до даного винаходу утворює тонку стінку і стовщення матеріалу передбачене між оперізуючим виступом і донною стінкою порожнини вздовж принаймні певної частини внутрішньої стінки лопатки, причому поверхня згаданого оперізуючого виступу обернена вбік порожнини, є по суті плоскою, в результаті чого цей оперізуючий виступ розширюється у своїй основі в зоні прилягання до донної стінки порожнини таким чином, щоб канали охолодження відкривалися в безпосередній 70 близькості від вершини згаданого виступу без зниження механічної міцності кінця лопатки.
Таким чином зрозуміло, що внаслідок наявності стовщення матеріалу канали охолодження можуть відкриватися ближче до вершини оперізуючого виступу, без зміни відстані між цими каналами охолодження й донною стінкою порожнини.
Справді, це стовщення матеріалу утворює надлишкову товщину в тій частині кінця лопатки, де оперізуючий /5 Виступ і донна стінка з'єднуються між собою із внутрішньої сторони згаданої порожнини.
Таке стовщення матеріалу також можна легко застосовувати без зміни способу виготовлення лопатки, оскільки для цього достатньо передбачити в цьому місці значнішу кількість металу на етапі виготовлення відливки, зокрема в процесі проектування ливарної форми, яка відповідає цій частині виготовлюваної лопатки.
Таке технічне рішення також дає додаткову перевагу, яка полягає в тому, що в даному випадку не відбувається істотного обважнення конструкції лопатки.
В цілому завдяки технічному рішенню згідно з даним винаходом можна поліпшити охолодження, створюване на кінці лопатки, зокрема, на рівні вершини оперізуючого виступу внутрішньої стінки лопатки, за допомогою повітря, що надходить з каналів охолодження, без зміни термомеханічних і аеродинамічних характеристик цієї лопатки. сч
Краще, щоб поверхня згаданого стовщення матеріалу, обернена вбік порожнини, утворювала з поверхнею донної стінки, оберненою в напрямку цієї порожнини, певний кут о, що має величину в діапазоні від 1702 до 1009 (8) і переважно в діапазоні від 1352 до 1105,
Відповідно до кращого конструктивного рішення цей кут о, по суті дорівнює 1122,
Таке конструктивне рішення дозволяє оптимізувати явище термічного накачування й підсилити охолодження Ге») вертикальної стінки згаданої "ванночки", тобто оперізуючого виступу відкритої порожнини.
Краще, щоб поверхня стовщення матеріалу, обернена вбік порожнини, розташовувалася по суті паралельно юю до напрямку каналів охолодження. о
Цей кращий варіант виконання дозволяє забезпечити найкраще механічне підкріплення з використанням мінімальної кількості матеріалу на рівні цього стовщення. с
Відповідно до іншого кращого конструктивного рішення відстань (А) між виходом каналів охолодження і со вершиною оперізуючого виступу менша, ніж відстань (В) між виходом каналів охолодження і згаданою поверхнею стовщення матеріалу, оберненою вбік згаданої порожнини.
Це конструктивне рішення дозволяє розташовувати вихід каналів охолодження найближче до вершини оперізуючого виступу, яка при цьому ефективно охолоджується. «
Відповідно до кращого способу здійснення даного винаходу відстань (В) між виходом каналів охолодження і з с згаданою поверхнею стовщення, оберненою вбік порожнини, принаймні дорівнює і, зокрема, в точності дорівнює ц відстані (С), яка відокремлює точку перетинання (С1) між внутрішньою поверхнею оперізуючого виступу на рівні "» зовнішньої стінки лопатки і поверхнею донної стінки, оберненою вбік згаданої порожнини, від точки перетинання (С2) між зовнішньою поверхнею зовнішньої стінки лопатки і поверхнею донної стінки, оберненою в бік, протилежний до згаданої порожнини. (се) Справді, таким чином реалізують у зоні стовщення, тобто з боку внутрішньої стінки кінця лопатки, таку ж міцну конструкцію, як і конструкція, що розташовується на кінці цієї лопатки з боку зовнішньої її стінки. о Інші характеристики й переваги даного винаходу пояснюються наведеним нижче описом приклада його о здійснення, в якому даються посилання на подані в додатку фігури, серед яких:
Фіг.1 являє собою схематичний перспективний вигляд відомої з існуючого рівня техніки порожнистої лопатки о ротора для газової турбіни;
Ге! Фіг2 являє собою схематичний перспективний вигляд у збільшеному масштабі вільного кінця лопатки, показаної на Фіг.1;
Фіг.3 являє собою схематичний перспективний вигляд, подібний до вигляду, показаного на Фіг.2, після того, як задня кромка цієї лопатки була віддалена шляхом подовжнього розрізу;
Фіг.4 являє собою схематичний вигляд у подовжньому розрізі в напрямку ІМ-ІМ, показаному на Фіг.3; (Ф) Фіг.5 являє собою схематичний вигляд у подовжньому розрізі, аналогічний до вигляду, показаного на Фіг.4, ко який ілюструє зміни в конструкції лопатки відповідно до даного винаходу.
На Фіг.1 поданий схематичний перспективний вигляд приклада виконання відомої з існуючого рівня техніки 60о порожнистої лопатки 10 ротора для газової турбіни. Охолодне повітря (на Фіг.1 не показане) надходить у внутрішню порожнину лопатки з нижньої частини основи 12 цієї лопатки в радіальному (вертикальному на Фіг.1) напрямку вбік вільного кінця 14 лопатки (або в напрямку вгору на Фіг.1), після чого це охолодне повітря виходить через вихідні отвори й об'єднується з основним газовим потоком.
Зокрема, це охолодне повітря рухається у внутрішньому проході охолодження, який розташовується 65 всередині лопатки і закінчується на вільному кінці 14 цієї лопатки на рівні вихідних отворів 15.
Корпус лопатки профільований таким чином, щоб він формував внутрішню стінку 16 лопатки (розташовано ліворуч на всіх наведених у додатку фігурах) і зовнішню стінку 18 лопатки (розташовано праворуч на всіх наведених у додатку фігурах). Внутрішня стінка 16 лопатки має в цілому увігнуту форму і першою опиняється проти потоку гарячих газів, тобто розташовується з боку тиску цих газів, тоді як зовнішня стінка 18 лопатки має опуклу форму і вже згодом опиняється під впливом потоку гарячих газів, тобто розташовується з боку відсмоктування цих газів.
Внутрішня стінка 16 і зовнішня стінка 18 з'єднуються одна з одною в місці розташування передньої кромки їЇ в місці розташування задньої кромки 22, які проходять у радіальному напрямку між вільним кінцем 14 лопатки і верхньою частиною основи 12 цієї лопатки. 70 Як можна бачити на збільшених виглядах, поданих на Фіг.2-5, на рівні вільного кінця 14 лопатки внутрішній прохід охолодження 24 обмежений внутрішньою поверхнею 2ба донної стінки 26, яка проходить по всьому вільному кінці 14 лопатки між внутрішньою стінкою 16 і зовнішньою стінкою 18, тобто від передньої кромки 20 до задньої кромки 22 лопатки.
На рівні вільного кінця 14 лопатки внутрішня і зовнішня стінки 16, 18 лопатки утворюють виступ 28, що 7/5 оперізує порожнину 30, відкриту в напрямку, протилежному до внутрішнього проходу охолодження 24, або назовні в радіальному напрямку (тобто в напрямку вгору на всіх наведених у додатку фігурах).
Таким чином, як це можна бачити на наведених у додатку фігурах, ця відкрита порожнина 30 обмежена в бічному напрямку внутрішньою поверхнею цього оперізуючого виступу 28 і обмежена у своїй нижній частині зовнішньою поверхнею 265 донною стінкою 26. 20 Таким чином, цей оперізуючий виступ 28 утворює тонку стінку вздовж профілю лопатки, яка захищає вільний кінець 14 лопатки 10 від можливого контакту з відповідною кільцевою поверхнею кожуха турбіни.
Як докладніше показано на виглядах у розрізі поданих на Фіг.4 і 5, похилі канали охолодження 32 проходять крізь внутрішню стінку 16 лопатки для того, щоб з'єднати внутрішній прохід охолодження 24 із зовнішньою поверхнею цієї внутрішньої стінки 16. с
Ці канали охолодження 32 виконані похиленими таким чином, щоб вони відкривалися в напрямку вершини 2в8а оперізуючого виступу з тим, щоб у якнайбільшому ступені охолодити цю вершину 2в8а вздовж внутрішньої (8) стінки 16.
Як це показано на Фіг.4 і 5 стрілками 33, на виході з каналів охолодження струмінь повітря направляється вбік вершини 28а оперізуючого виступу вздовж внутрішньої стінки 16 лопатки. б зо В разі лопаток відомої конструкції, як це докладніше показано на Фіг.4, з метою підтримування достатньої термомеханічної міцності на вільному кінці 14 лопатки варто залишити достатню відстань В між виходом каналів іо) охолодження 32 (причому точкою відліку в даному випадку є ось цих каналів) і перерізом (В1) між внутрішньою о поверхнею оперізуючого виступу 28 на рівні внутрішньої стінки 16 лопатки і зовнішньою поверхнею 260 донної стінки 26, оберненої вбік порожнини 30. с
Вищевказана умова, яка є наслідком механічних конструктивних вимог, призводить до того, що відстань А, со виміряна між виходом каналів охолодження 32 (причому точкою відліку в даному випадку також є ось цих каналів) і вершиною 28а оперізуючого виступу 28 з боку внутрішньої стінки, яка істотно перевищує вищезгадану відстань В, виявляється недостатньою для забезпечення задовільного охолодження вершини 28а.
Для того, щоб усунути цей недолік, відповідно до даного винаходу, і як це схематично показано на Фіг.5, « передбачене стовщення 34 матеріалу між поверхнею оперізуючого виступу 28, оберненою вбік порожнини 30, з с уздовж внутрішньої стінки 16 лопатки і поверхнею 266 донної стінки 26, оберненою вбік порожнини 30.
Це стовщення матеріалу 34 переважно реалізоване таким чином, щоб сформувати поверхню З4а, обернену в з напрямку порожнини 30, яка буде по суті плоскою так, щоб перехід між зовнішньою поверхнею 265 донної стінки 26, оберненої вбік порожнини 30, і внутрішньою поверхнею оперізуючого виступу 28 здійснювався поступово.
Таким чином, як це можна бачити на Фіг.5, завдяки цьому стовщенню матеріалу 34 вищезгадана відстань В, со яка має підтримуватися на певному рівні для забезпечення необхідної термомеханічної міцності на кінці лопатки, перетворюється на відстань В', виміряну між виходом каналів охолодження 32 (причому точкою відліку ко в даному випадку є ось цих каналів) і згаданою поверхнею З4а стовщення 34 матеріалу. о Оскільки ця відстань В' підтримується на рівні величини відстані В, показаної на Фіг.4, наявність 5р бтовщення 34 матеріалу дозволяє істотно наблизити вихід каналів охолодження до вершини 28а оперізуючого 1 виступу 28 уздовж внутрішньої стінки 16 лопатки, оскільки вищезгадана відстань А тепер виявляється меншою за с відстань В' (див. Фіг.5).
Стовщення 34 матеріалу розміщене вздовж принаймні частини внутрішньої стінки. Стовщення 34 може бути утворене суцільною смугою або сукупністю виступів, сформованих таким чином, щоб це стовщення 34 було ов Наявне в кожній поперечній площині, яка проходить через канал охолодження 32.
Відповідно до приклада виконання, схематично поданого на Фіг.5, і для турбіни високого тиску двигуна типу
ГФ) М88 була виготовлена лопатка 10 зі сплаву на основі нікелю типу АМ1 (МТавскууА), в якій згадане стовщення
Ф матеріалу реалізується безпосередньо на етапі виконання відливки шляхом формування валика вздовж усієї внутрішньої стінки 16 лопатки. Зокрема, лопатка відповідно до цього приклада реалізації має такі розмірні бор параметри: висота оперізуючого виступу 28 (від його вершини 28а і до зовнішньої поверхні 266 донної стінки 26) складає мм; товщина оперізуючого виступу 28, а також внутрішньої 16 і зовнішньої 18 стінок лопатки складає 0,б5мм; постійна товщина донної стінки 26 складає 0,8мм; 65 діаметр каналів охолодження 32 складає 0,Змм (може бути розглянутий діаметр цих каналів, величина якого знаходиться в діапазоні від 0,25мм до 0,35мм);
відстань А становить 1,7мм; відстань В становить 1,2мм.
Використовуючи технічне рішення, згідно з даним винаходом, шляхом додавання стовщення матеріалу 34 на ширині О,5мм, виміряній на верхній поверхні 266 донної стінки 26, одержують, як показано на Фіг.5, відстань
В-В'-1,2мм, тоді як відстань А становить у даному випадку тільки мм.
Це наближення на 0,7мм виходу каналів охолодження 32 до вершини 28а дозволяє виграти 40 С при охолодженні, реалізованому в процесі функціонування турбіни високого тиску.
В даному випадку поверхня згаданого стовщення, обернена в напрямку порожнини, є по суті плоскою й 7/0 утворює з поверхнею донної стінки, оберненою вбік згаданої порожнини, кут о, рівний 11259,
Оперізуючий виступ 28, який переважно утворює тонку стінку, має, таким чином, невеличку товщину, а саме товщину меншу за 1,5мм і переважно меншу за 1мм, а найбільш переважно товщину, величина якої знаходиться в діапазоні від О,Змм до 0,8мм.
Крім того, як випливає з Фіг.5, що ілюструє переважний спосіб здійснення даного винаходу: на рівні порожнини ЗО оперізуючий виступ 28, зокрема кінець цього виступу, має в цілому напрямок, перпендикулярний стосовно до донної стінки 26 згаданої порожнини або, точніше кажучи, перпендикулярний до зовнішньої поверхні 2656 цієї донної стінки 26, що є по суті плоскою (і горизонтальною, як це можна бачити на
Фіг.5); згадане стовщення 34 розташовується в основі оперізуючого виступу 28; канали охолодження 32 мають постійний поперечний переріз по всій своїй довжині.
Claims (5)
1. Порожниста лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна, що має внутрішній прохід (24) охолодження, відкриту порожнину (30), розташовану на вільному кінці (14) лопатки (10) і обмежену донною і) стінкою (26), що проходить по всьому кінцю (14) даної лопатки, оперізуючий виступ (28), що проходить між передньою кромкою (20) і задньою кромкою (22) лопатки вздовж зовнішньої стінки (18) і внутрішньої стінки (16) цієї лопатки, і канали (32) охолодження, що сполучають внутрішній прохід (24) охолодження із зовнішньою б зо поверхнею внутрішньої стінки (16), причому канали охолодження (32) нахилені відносно цієї внутрішньої стінки (16) лопатки з можливістю їхнього відкривання на зовнішній поверхні внутрішньої стінки (16) у напрямку о) вершини (28а) оперізуючого виступу, яка відрізняється тим, що оперізуючий виступ (28) утворює тонку стінку, о а стовщення матеріалу (34) утворене між оперізуючим виступом (28) і донною стінкою (26) порожнини (30), уздовж принаймні частини внутрішньої стінки (16) лопатки, причому поверхня (З4а) оперізуючого виступу (34), сі обернена в бік порожнини (30), є плоскою, в результаті чого оперізуючий виступ (28) розширюється у своїй со основі в зоні прилягання до донної стінки (26) з можливістю відкривання каналів (32) охолодження в безпосередній близькості від вершини (28а) оперізуючого виступу (28) без зниження механічної міцності кінця (14) лопатки (10).
2. Лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна за п. 1, яка відрізняється тим, що поверхня (34а) « стовщення (34), обернена в бік порожнини (30), утворює з поверхнею (265) донної стінки (26), оберненою в -в с напрямку цієї порожнини (30), кут (А), що має величину в діапазоні від 1702 до 1002 і переважно в діапазоні від й 13592 до 11059, "» З.
Лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна за п. 2, яка відрізняється тим, що кут (С) дорівнює 1122,
4. Лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна за будь-яким з пп. 2 і 3, яка відрізняється тим, що о поверхня (З4а) стовщення (34) розташована паралельно до напрямку каналів охолодження (32).
з
5. Лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що відстань (А) між виходом каналів охолодження (32) і вершиною (28а) оперізуючого (ав) виступу (28) менша за відстань (В) між виходом каналів охолодження (32) і поверхнею (З4а) стовщення (34). с 20 б. Лопатка (10) ротора для турбіни газотурбінного двигуна за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що відстань (В') між виходом каналів охолодження (32) і поверхнею (З4а) стовщення (34) (Че) принаймні дорівнює відстані (С), що відокремлює точку перетинання (С1) між внутрішньою поверхнею оперізуючого виступу (28) на рівні зовнішньої стінки (18) лопатки й поверхнею (265) донної стінки (26), оберненою в бік порожнини (30), від точки перетинання (С2) між зовнішньою поверхнею зовнішньої стінки (18) 2о лопатки і поверхнею (26ба) донної стінки (26), оберненою в бік, протилежний до порожнини (30). Ф) ко 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0309688A FR2858650B1 (fr) | 2003-08-06 | 2003-08-06 | Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA82059C2 true UA82059C2 (uk) | 2008-03-11 |
Family
ID=33548310
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA20040806522A UA82059C2 (uk) | 2003-08-06 | 2004-08-04 | Порожниста лопатка ротора турбіни для газотурбінного двигуна |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US7192250B2 (uk) |
| EP (1) | EP1505258B1 (uk) |
| JP (1) | JP4184323B2 (uk) |
| CA (1) | CA2478746C (uk) |
| DE (1) | DE602004010965T2 (uk) |
| ES (1) | ES2297354T3 (uk) |
| FR (1) | FR2858650B1 (uk) |
| RU (1) | RU2345226C2 (uk) |
| UA (1) | UA82059C2 (uk) |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2858650B1 (fr) * | 2003-08-06 | 2007-05-18 | Snecma Moteurs | Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz |
| US7704047B2 (en) * | 2006-11-21 | 2010-04-27 | Siemens Energy, Inc. | Cooling of turbine blade suction tip rail |
| US7857588B2 (en) * | 2007-07-06 | 2010-12-28 | United Technologies Corporation | Reinforced airfoils |
| US7922451B1 (en) | 2007-09-07 | 2011-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with blade tip cooling passages |
| FR2923524B1 (fr) * | 2007-11-12 | 2013-12-06 | Snecma | Aube metallique fabriquee par moulage et procede de fabrication de l'aube |
| US8206108B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Turbine blades and methods of manufacturing |
| GB2461502B (en) * | 2008-06-30 | 2010-05-19 | Rolls Royce Plc | An aerofoil |
| US8262357B2 (en) * | 2009-05-15 | 2012-09-11 | Siemens Energy, Inc. | Extended length holes for tip film and tip floor cooling |
| JP2011163123A (ja) * | 2010-02-04 | 2011-08-25 | Ihi Corp | タービン動翼 |
| US8777567B2 (en) | 2010-09-22 | 2014-07-15 | Honeywell International Inc. | Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades |
| FR2982903B1 (fr) * | 2011-11-17 | 2014-02-21 | Snecma | Aube de turbine a gaz a decalage vers l'intrados des sections de tete et a canaux de refroidissement |
| JP6092661B2 (ja) * | 2013-03-05 | 2017-03-08 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼 |
| RU2529273C1 (ru) * | 2013-09-11 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
| US9856739B2 (en) | 2013-09-18 | 2018-01-02 | Honeywell International Inc. | Turbine blades with tip portions having converging cooling holes |
| US9879544B2 (en) | 2013-10-16 | 2018-01-30 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes |
| US9816389B2 (en) | 2013-10-16 | 2017-11-14 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities |
| CN107208485A (zh) * | 2015-01-22 | 2017-09-26 | 西门子能源有限公司 | 具有弦向延伸的带槽梢端冷却通道的涡轮翼型件冷却系统 |
| US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
| US10156145B2 (en) * | 2015-10-27 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
| US20180161853A1 (en) * | 2016-12-13 | 2018-06-14 | General Electric Company | Integrated casting core-shell structure with floating tip plenum |
| US11015453B2 (en) | 2017-11-22 | 2021-05-25 | General Electric Company | Engine component with non-diffusing section |
| CN110044668B (zh) * | 2018-01-17 | 2022-05-24 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 表征薄壁叶片铸件叶身性能的试样制造方法 |
| US10787932B2 (en) | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
| KR102466386B1 (ko) * | 2020-09-25 | 2022-11-10 | 두산에너빌리티 주식회사 | 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈 |
| CN112576316B (zh) * | 2020-11-16 | 2023-02-21 | 哈尔滨工业大学 | 涡轮叶片 |
| US11608746B2 (en) | 2021-01-13 | 2023-03-21 | General Electric Company | Airfoils for gas turbine engines |
| CN114018542B (zh) * | 2021-11-02 | 2023-07-21 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种发动机流道内应用磁流体流动力学技术的试验装置 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4589823A (en) * | 1984-04-27 | 1986-05-20 | General Electric Company | Rotor blade tip |
| US5660523A (en) * | 1992-02-03 | 1997-08-26 | General Electric Company | Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement |
| US5348446A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-20 | General Electric Company | Bimetallic turbine airfoil |
| JP3137527B2 (ja) * | 1994-04-21 | 2001-02-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼チップ冷却装置 |
| US6231307B1 (en) * | 1999-06-01 | 2001-05-15 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
| US6224337B1 (en) * | 1999-09-17 | 2001-05-01 | General Electric Company | Thermal barrier coated squealer tip cavity |
| US6602052B2 (en) * | 2001-06-20 | 2003-08-05 | Alstom (Switzerland) Ltd | Airfoil tip squealer cooling construction |
| US6790005B2 (en) * | 2002-12-30 | 2004-09-14 | General Electric Company | Compound tip notched blade |
| FR2858650B1 (fr) * | 2003-08-06 | 2007-05-18 | Snecma Moteurs | Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz |
| US6916150B2 (en) * | 2003-11-26 | 2005-07-12 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for a tip of a turbine blade |
-
2003
- 2003-08-06 FR FR0309688A patent/FR2858650B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-08-02 CA CA2478746A patent/CA2478746C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-08-03 US US10/909,360 patent/US7192250B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-08-04 ES ES04291990T patent/ES2297354T3/es active Active
- 2004-08-04 JP JP2004227531A patent/JP4184323B2/ja active Active
- 2004-08-04 UA UA20040806522A patent/UA82059C2/uk unknown
- 2004-08-04 DE DE602004010965T patent/DE602004010965T2/de active Active
- 2004-08-04 EP EP04291990A patent/EP1505258B1/fr active Active
- 2004-08-05 RU RU2004123964/06A patent/RU2345226C2/ru active
-
2007
- 2007-01-22 US US11/625,395 patent/US7927072B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2345226C2 (ru) | 2009-01-27 |
| US20100254823A1 (en) | 2010-10-07 |
| CA2478746A1 (fr) | 2005-02-06 |
| FR2858650B1 (fr) | 2007-05-18 |
| CA2478746C (fr) | 2012-10-09 |
| US20050063824A1 (en) | 2005-03-24 |
| EP1505258B1 (fr) | 2008-01-02 |
| DE602004010965D1 (de) | 2008-02-14 |
| US7927072B2 (en) | 2011-04-19 |
| FR2858650A1 (fr) | 2005-02-11 |
| US7192250B2 (en) | 2007-03-20 |
| JP2005054799A (ja) | 2005-03-03 |
| ES2297354T3 (es) | 2008-05-01 |
| DE602004010965T2 (de) | 2009-01-02 |
| JP4184323B2 (ja) | 2008-11-19 |
| EP1505258A1 (fr) | 2005-02-09 |
| RU2004123964A (ru) | 2006-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA82059C2 (uk) | Порожниста лопатка ротора турбіни для газотурбінного двигуна | |
| US6616406B2 (en) | Airfoil trailing edge cooling construction | |
| US8246307B2 (en) | Blade for a rotor | |
| RU2294438C2 (ru) | Лопатка турбины высокого давления с окнами выпуска охлаждающего воздуха, формовочный элемент для лопатки, турбина и сопловой аппарат турбомашины | |
| KR100572299B1 (ko) | 중공형 에어포일 | |
| JP4879267B2 (ja) | ガスタービンにおける冷却形タービン翼とそのタービン翼の利用 | |
| KR100569765B1 (ko) | 터빈블레이드 | |
| US6602052B2 (en) | Airfoil tip squealer cooling construction | |
| US20090252615A1 (en) | Cooled Turbine Rotor Blade | |
| US6328531B1 (en) | Cooled turbine blade | |
| RU2494263C2 (ru) | Лопатки лопаточного колеса газотурбинного двигателя, оснащенные канавками для охлаждения | |
| CA2480393C (en) | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes | |
| EP3063376B1 (en) | Gas turbine engine component comprising a trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
| US7160084B2 (en) | Blade of a turbine | |
| JP4017708B2 (ja) | 冷却式羽根 | |
| US6599092B1 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles | |
| CN106437863A (zh) | 涡轮发动机部件 | |
| JPH01232101A (ja) | 空冷タービンブレードの製造方法 | |
| JP4208504B2 (ja) | ガスタービンエンジン翼形部の耐用寿命を延ばすための方法及び装置 | |
| US20030219338A1 (en) | Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life | |
| RU2351768C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя | |
| KR20000048211A (ko) | 냉각 가능한 가스 터빈 에어포일 | |
| JP5390163B2 (ja) | ターボ機械用の冷却ブレード | |
| JP4303480B2 (ja) | タービン翼とその鋳造装置 | |
| CN111720174B (zh) | 涡轮发动机叶片和包括其的涡轮发动机及叶片的制法 |