RU2012144396A - Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента - Google Patents
Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012144396A RU2012144396A RU2012144396/06A RU2012144396A RU2012144396A RU 2012144396 A RU2012144396 A RU 2012144396A RU 2012144396/06 A RU2012144396/06 A RU 2012144396/06A RU 2012144396 A RU2012144396 A RU 2012144396A RU 2012144396 A RU2012144396 A RU 2012144396A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- trailing edge
- outlet
- channel
- guide apparatus
- Prior art date
Links
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
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины с, по меньшей мере, одним внутренним радиальным каналом (1-4) для циркуляции охлаждающего агента (13-18), ограниченным стенкой высокого давления со стороны высокого давления (8) и стенкой низкого давления со стороны низкого давления (9), соединяющимися в радиально ориентированной передней кромке (6) вверху по течению и в задней кромке (7) внизу по течению, содержащая, по меньшей мере, одно выходное отверстие (11, 12, 22), расположенное в, по меньшей мере, в одном из следующих мест - в стенке на стороне повышенного давления, или в стенке на стороне пониженного давления для выпуска охлаждающего агента (13-18) из внутреннего радиального канала (1-4) в окружающую среду,отличающаяся тем, чтовдоль задней кромки (7) расположено по меньшей мере одно выходное отверстие (22), выходящее на поверхность высокого давления (8) задней кромки (7).2. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке в точке выхода на задней кромке, выводящее охлаждающий воздух (20) в окружающую среду, расположено под углом (α) к направлению (19) поверхности стенки высокого давления, составляющим от 5° до 45°, предпочтительно от 5° до 30°.3. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что расстояние от задней кромки выходного отверстия (22) до задней кромки (7) лопатки составляет не более 50 мм, предпочтительно, не более 30 мм, еще более предпочтительно не более 10 мм, вдоль поверхности (19) высокого давления.4. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отлич
Claims (14)
1. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины с, по меньшей мере, одним внутренним радиальным каналом (1-4) для циркуляции охлаждающего агента (13-18), ограниченным стенкой высокого давления со стороны высокого давления (8) и стенкой низкого давления со стороны низкого давления (9), соединяющимися в радиально ориентированной передней кромке (6) вверху по течению и в задней кромке (7) внизу по течению, содержащая, по меньшей мере, одно выходное отверстие (11, 12, 22), расположенное в, по меньшей мере, в одном из следующих мест - в стенке на стороне повышенного давления, или в стенке на стороне пониженного давления для выпуска охлаждающего агента (13-18) из внутреннего радиального канала (1-4) в окружающую среду,
отличающаяся тем, что
вдоль задней кромки (7) расположено по меньшей мере одно выходное отверстие (22), выходящее на поверхность высокого давления (8) задней кромки (7).
2. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке в точке выхода на задней кромке, выводящее охлаждающий воздух (20) в окружающую среду, расположено под углом (α) к направлению (19) поверхности стенки высокого давления, составляющим от 5° до 45°, предпочтительно от 5° до 30°.
3. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что расстояние от задней кромки выходного отверстия (22) до задней кромки (7) лопатки составляет не более 50 мм, предпочтительно, не более 30 мм, еще более предпочтительно не более 10 мм, вдоль поверхности (19) высокого давления.
4. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что вдоль задней кромки профиля лопатки и в радиальном направлении расположены, по меньшей мере, два, а предпочтительно четыре, выходных отверстия (22), в которые охлаждающий агент поступает по отдельным каналам (44), соединяющим выходные отверстия (22) на задней кромке с внутренними радиальными каналами (1-4).
5. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.4, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один из каналов (44) и/или выходных отверстий (22) задней кромки наклонены относительно осевого направления (25) турбины на положительный или отрицательный угол (β), лежащий в диапазоне 0-50°, предпочтительно 10-40°, при этом все каналы (44) и/или выходные отверстия (22) задней кромки наклонены на тот же угол, предпочтительно положительный (β), определяемый как наклон радиально от центра вниз по течению.
6. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке включает в себя канал (44), соединяющий внутренний радиальный канал (1-4) с окружающей средой, содержит круглую цилиндрическую часть (28) со стороны, соединяющейся с внутренним радиальным каналом (1-4), и расширяющуюся часть (27) со стороны, выходящей на поверхность лопатки, конически расширяющуюся по мере приближения к поверхности лопатки, при этом отношение длины (Lc) круглой цилиндрической части (28) к общей длине круглой цилиндрической части (28) и конически расширяющейся части (27) лежит в диапазоне 0,2-0,7, предпочтительно 0,2-0,5, а расширение канала (44) в расширяющейся части (27) предпочтительно происходит в радиальном направлении, в то время как диаметр канала в направлении вдоль окружности является постоянным.
7. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке включает в себя канал (44), соединяющий внутренний радиальный канал (1-4) со окружающей средой, при этом величина отношения длины (L) канала (44) к его диаметру находится в диапазоне 5-50, предпочтительно 20-40.
8. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, один радиальный канал охлаждения (1) передней кромки, расположенный ближе всего к передней кромке (6), по меньшей мере, один промежуточный канал охлаждения (2, 3), а также, по меньшей мере, один канал охлаждения (4) задней кромки, расположенный ближе всего к задней кромке (7), расположенные так, что охлаждающий агент поступает в выходные отверстия (22) задней кромки из радиального канала охлаждения (4) задней кромки, проходя перед этим по зигзагообразной траектории по остальным радиальным каналам (2-3) рабочей лопатки, перемещаясь в радиальном канале (4), предпочтительно в радиальном направлении от центра.
9. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что на поверхности высокого давления рабочей лопатки/направляющего аппарата задняя кромка (7) содержит уступ (34) в сторону поверхности низкого давления (9), при этом, по меньшей мере, одно выходное отверстие (22) на задней кромке, по меньшей мере, частично, сообщается с окружающей средой в районе данного уступа (34), по меньшей мере, часть данного выходного отверстия (22) расположена на радиально ориентированной передней кромке (45) уступа (34), которая расположена под углом 60-120°, более предпочтительно под углом 75-105° к радиально ориентированной нижней поверхности (35) уступа (34), так, что поверхность передней кромки (45) ориентирована перпендикулярно направлению (38) потока горячего газа на поверхности высокого давления (8), а нижняя поверхность (35) практически параллельна направлению (38) потока горячего газа на поверхности высокого давления (8).
10. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.9, отличающаяся тем, что в выходное отверстие (22) на задней кромке расположено так, что в него поступает охлаждающий агент по каналу (44) диаметром (d), полностью открывающемуся на радиально ориентированной передней кромке (45) уступа (34), при этом выходное отверстие (22) расположено на расстоянии (S1, 39) от поверхности 8 высокого давления и на расстоянии (S2, 40) от нижней поверхности 35 уступа, значения которых определяются отношениями S1/d и S2/d, где d - диаметр отверстия; при этом отношение S1/d=1,0-1,8, предпочтительно 1,5, a S2/d=0,1-0,3, или 0,15.
11. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.10, отличающаяся тем, что поперечное сечение канала (44) в месте выхода на поверхность является круглым, или овальным, или эллиптическим, или имеет форму «скаковой дорожки ипподрома», причем в последних упомянутых случаях длинная ось отверстия расположена в радиальном направлении.
12. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.9, отличающаяся тем, что выходное отверстие (22) на задней кромке выполнено так, что охлаждающий агент подводится к нему по каналу (44), лишь частично открывающемуся в радиально расположенной поверхности передней кромки (45) уступа (34), при этом канал (44) проходит, по крайне мере частично, а предпочтительно, по всей длине нижней поверхности (35) уступа (34), образуя, таким образом, отверстия (43) со срезом.
13. Рабочая лопатка или лопатка (5) направляющего аппарата турбины по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере частично, выполнена из металла и представляет собой вращающийся или стационарный элемент турбины, имеющий аэродинамический профиль.
14. Турбина, предпочтительно газовая турбина, с рабочими лопатками, выполненными в соответствии с любым из предыдущих пунктов.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US31547010P | 2010-03-19 | 2010-03-19 | |
| US61/315,470 | 2010-03-19 | ||
| PCT/EP2011/053831 WO2011113805A1 (en) | 2010-03-19 | 2011-03-15 | Gas turbine airfoil with shaped trailing edge coolant ejection holes |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012144396A true RU2012144396A (ru) | 2014-04-27 |
| RU2543914C2 RU2543914C2 (ru) | 2015-03-10 |
Family
ID=43778242
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012144396/06A RU2543914C2 (ru) | 2010-03-19 | 2011-03-15 | Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8770920B2 (ru) |
| EP (1) | EP2547871B1 (ru) |
| RU (1) | RU2543914C2 (ru) |
| WO (1) | WO2011113805A1 (ru) |
Families Citing this family (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10107107B2 (en) | 2012-06-28 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with discharge slot having oval geometry |
| EP2682565B8 (en) * | 2012-07-02 | 2016-09-21 | General Electric Technology GmbH | Cooled blade for a gas turbine |
| EP2956646B1 (en) | 2013-02-15 | 2020-10-28 | United Technologies Corporation | Component for a gas turbine engine and corresponding method of forming a cooling hole |
| US9719357B2 (en) * | 2013-03-13 | 2017-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Trenched cooling hole arrangement for a ceramic matrix composite vane |
| US9835087B2 (en) * | 2014-09-03 | 2017-12-05 | General Electric Company | Turbine bucket |
| US10502066B2 (en) | 2015-05-08 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal |
| US10323524B2 (en) * | 2015-05-08 | 2019-06-18 | United Technologies Corporation | Axial skin core cooling passage for a turbine engine component |
| FR3038343B1 (fr) * | 2015-07-02 | 2017-07-21 | Snecma | Aube de turbine a bord de fuite ameliore |
| JP6671149B2 (ja) * | 2015-11-05 | 2020-03-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法 |
| GB201610783D0 (en) * | 2016-06-21 | 2016-08-03 | Rolls Royce Plc | Trailing edge ejection cooling |
| US10718217B2 (en) | 2017-06-14 | 2020-07-21 | General Electric Company | Engine component with cooling passages |
| US10626733B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10633980B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-28 | United Technologies Coproration | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10704398B2 (en) * | 2017-10-03 | 2020-07-07 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10626734B2 (en) | 2017-10-03 | 2020-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal hybrid cooling cavities |
| US10753210B2 (en) * | 2018-05-02 | 2020-08-25 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having improved cooling scheme |
| US10787932B2 (en) | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
| US10989067B2 (en) | 2018-07-13 | 2021-04-27 | Honeywell International Inc. | Turbine vane with dust tolerant cooling system |
| US10669862B2 (en) | 2018-07-13 | 2020-06-02 | Honeywell International Inc. | Airfoil with leading edge convective cooling system |
| US10837293B2 (en) * | 2018-07-19 | 2020-11-17 | General Electric Company | Airfoil with tunable cooling configuration |
| US11230929B2 (en) | 2019-11-05 | 2022-01-25 | Honeywell International Inc. | Turbine component with dust tolerant cooling system |
| CN112523810B (zh) * | 2020-12-14 | 2021-08-20 | 北京航空航天大学 | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的三角柱型导流结构 |
| CN112343666B (zh) * | 2020-12-14 | 2021-08-24 | 北京航空航天大学 | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构 |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4026659A (en) * | 1975-10-16 | 1977-05-31 | Avco Corporation | Cooled composite vanes for turbine nozzles |
| RU2151303C1 (ru) * | 1996-03-14 | 2000-06-20 | АББ Унитурбо Лтд. | Охлаждаемая рабочая или сопловая лопатка газовой турбины |
| US6499949B2 (en) * | 2001-03-27 | 2002-12-31 | Robert Edward Schafrik | Turbine airfoil trailing edge with micro cooling channels |
| US6508620B2 (en) * | 2001-05-17 | 2003-01-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inner platform impingement cooling by supply air from outside |
| US6609891B2 (en) * | 2001-08-30 | 2003-08-26 | General Electric Company | Turbine airfoil for gas turbine engine |
| GB2428749B (en) * | 2005-08-02 | 2007-11-28 | Rolls Royce Plc | A component comprising a multiplicity of cooling passages |
| US7641445B1 (en) * | 2006-12-01 | 2010-01-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Large tapered rotor blade with near wall cooling |
| US7854591B2 (en) * | 2007-05-07 | 2010-12-21 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil for a turbine of a gas turbine engine |
| EP2095894A1 (de) * | 2008-02-27 | 2009-09-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung einer innengekühlten Turbinenschaufel |
| US8096771B2 (en) * | 2008-09-25 | 2012-01-17 | Siemens Energy, Inc. | Trailing edge cooling slot configuration for a turbine airfoil |
| EP2230383A1 (en) * | 2009-03-18 | 2010-09-22 | Alstom Technology Ltd | Blade for a gas turbine with cooled tip cap |
-
2011
- 2011-03-15 EP EP11708249.5A patent/EP2547871B1/en active Active
- 2011-03-15 RU RU2012144396/06A patent/RU2543914C2/ru active
- 2011-03-15 WO PCT/EP2011/053831 patent/WO2011113805A1/en active Application Filing
-
2012
- 2012-09-18 US US13/622,055 patent/US8770920B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2543914C2 (ru) | 2015-03-10 |
| US8770920B2 (en) | 2014-07-08 |
| US20130017064A1 (en) | 2013-01-17 |
| EP2547871A1 (en) | 2013-01-23 |
| EP2547871B1 (en) | 2020-04-29 |
| WO2011113805A1 (en) | 2011-09-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2012144396A (ru) | Лопатка газовой турбины с аэродинамическим профилем и профилированными отверстиями на задней кромке для выхода охлаждающего агента | |
| US9103217B2 (en) | Turbine blade tip with tip shelf diffuser holes | |
| US8454300B2 (en) | Open-blade engine-cooling fan shroud guide vanes | |
| RU99111740A (ru) | Охлаждающее устройство профильной части лопатки газотурбинного двигателя | |
| RU2397373C1 (ru) | Кольцевой поточный канал для турбомашины с проходящим в осевом направлении основным потоком, а также компрессор, содержащий такой поточный канал | |
| RU2013123448A (ru) | Рабочая лопатка турбины | |
| RU2015136552A (ru) | Турбина с уплотнением повышенной эффективности | |
| JP2009133310A (ja) | 空気−油セパレータ | |
| CA2511424A1 (en) | Flow structure for a turbocompressor | |
| JP2011169320A (ja) | 排出ディフューザ | |
| US10760438B2 (en) | Axial flow rotating machine and diffuser | |
| CN104364581A (zh) | 燃气涡轮发动机壁 | |
| RU2011127395A (ru) | Кольцевой диффузор для осевой турбинной машины, система для осевой турбинной машины, а также осевая турбинная машина | |
| RU2017134989A (ru) | Канал разгрузочного прохода газотурбинного двигателя, содержащий решетку рдк с различными углами установки | |
| US10301954B2 (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling passage | |
| RU2010139777A (ru) | Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ | |
| JP2015524896A5 (ru) | ||
| RU2013102076A (ru) | Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия | |
| RU2014118508A (ru) | Система отбора воздуха для осевой турбомашины | |
| US9856738B2 (en) | Turbine guide vane with a throttle element | |
| US20160146038A1 (en) | Turbomachine including a vane and method of assembling such turbomachine | |
| EP2192268A2 (en) | Method and system for cooling turbine engine components | |
| CN207333296U (zh) | 燃气涡轮发动机 | |
| US9228495B2 (en) | Vortex reducer | |
| RU2567524C2 (ru) | Система и способ для отбора рабочей текучей среды от внутреннего объема турбомашины и турбомашина, содержащая такую систему |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20170426 |