RU2016146011A - Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения - Google Patents

Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения Download PDF

Info

Publication number
RU2016146011A
RU2016146011A RU2016146011A RU2016146011A RU2016146011A RU 2016146011 A RU2016146011 A RU 2016146011A RU 2016146011 A RU2016146011 A RU 2016146011A RU 2016146011 A RU2016146011 A RU 2016146011A RU 2016146011 A RU2016146011 A RU 2016146011A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cavity
trough
wall
pen
blade
Prior art date
Application number
RU2016146011A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2674105C2 (ru
RU2016146011A3 (ru
Inventor
Шарлот Мари ДЮЖОЛЬ
Патрис Эно
БРУ ДЕ КЮИСАР Себастьен ДИГАР
Матье Жан Люк ВОЛЬБРЕГТ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2016146011A publication Critical patent/RU2016146011A/ru
Publication of RU2016146011A3 publication Critical patent/RU2016146011A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2674105C2 publication Critical patent/RU2674105C2/ru

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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
    • 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
    • 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)

Claims (23)

1. Лопатка (30) для турбины авиационного газотурбинного двигателя, содержащая ножку (32) лопатки, образующую радиально внутренний конец лопатки, и перо (34), проходящее радиально наружу от ножки лопатки и имеющее стенку (40) корытца и стенку (42) спинки, соединенную со стенкой корытца на уровне передней кромки (44) и задней кромки (46) пера, при этом перо содержит по меньшей мере один внутренний контур (50; 50'; 50а) охлаждения,
при этом указанный внутренний контур охлаждения содержит множество последовательно соединенных между собой полостей, распределенных на:
по меньшей мере одну полость (54; 54,54'; 54,116), проходящую радиально вдоль стенки (42) спинки, называемую в дальнейшем «полостью спинки», и
полости (52,56; 52',56'; 52,114,56), проходящие радиально вдоль стенки (40) корытца, называемые в дальнейшем «полостями корытца», выполненные в количестве, равном количеству полости(ей) спинки, увеличенному на единицу,
причем
полость или каждая полость (54; 54,54'; 54,116) спинки отделена от по меньшей мере одной из полостей (52,56; 52',56'; 52,114,56) корытца первой внутренней стенкой (58) пера, расположенной между стенками корытца (40) и спинки (42),
каждая полость (52,56; 52,56; 52',56'; 52,114,56) корытца имеет секцию (60,62) входа воздуха и секцию (64,66) выхода воздуха, при этом указанная секция выхода воздуха полости корытца расположена радиально снаружи относительно указанной секции входа воздуха этой же полости корытца,
полость или каждая полость (54; 54,54'; 54,116) спинки имеет секцию (68) входа воздуха, соединенную с секцией (64) выхода воздуха одной (52; 52,52'; 52,114) из полостей корытца, и секцию (70) выхода воздуха, соединенную с секцией входа воздуха другой (56; 56, 56'; 114,56) из секций корытца, при этом указанная секция (70) выхода воздуха полости спинки расположена радиально внутри относительно указанной секции (68) входа воздуха этой же полости спинки,
указанная секция (60) входа воздуха одной из полостей (52; 52,52'; 52) корытца соединена со средствами подачи охлаждающего воздуха,
указанная по меньшей мере одна полость (54; 54,54'; 54,116) спинки расположена напротив двух из указанных полостей (52,56; 52,56, 52',56'; 52,114,56) корытца, от которой она отделена указанной первой внутренней стенкой (58) пера, и
указанная по меньшей мере одна полость спинки содержит по меньшей мере один первый отражатель (80), выступающий от стенки (42) спинки в направлении первой внутренней стенки (58) пера,
при этом указанный первый отражатель (80) имеет вогнутость, ориентированную радиально наружу и в направлении боковой стенки (78; 113,78; 120,78) полости спинки, расположенной со стороны полости корытца, с которой соединена секция (70) выхода воздуха указанной по меньшей мере одной полости спинки.
2. Лопатка по п. 1, в которой первый отражатель (80) соединен с первой внутренней стенкой (58) пера.
3. Лопатка по п. 1, в которой первый отражатель (80) останавливается на расстоянии от первой внутренней стенки (58) пера.
4. Лопатка по п. 1, в которой каждая полость (52,56; 52,56, 52',56'; 52,114,56) корытца отделена по меньшей мере от одной другой смежной полости корытца второй внутренней стенкой (59; 59,59',113; 59,118) пера, соединяющей стенку (40) корытца с первой внутренней стенкой (58) пера.
5. Лопатка по п. 1, в которой первый отражатель (80) содержит радиально наружный конец (82), проходящий в секции (68) входа воздуха указанной по меньшей мере одной полости (54; 54,54'; 54,116) спинки, и радиально внутренний конец (84), соединенный с указанной боковой стенкой (78; 113,78; 120,78) полости спинки, расположенной со стороны полости (56; 56,56'; 114,56) корытца, с которой соединена секция выхода воздуха полости спинки, при этом указанный первый отражатель имеет сквозные проходные воздушные отверстия (86).
6. Лопатка по п. 1, в которой указанная по меньшей мере одна полость (54; 54,54'; 54,116) спинки содержит по меньшей мере один второй отражатель (90), выступающий от стенки (42) спинки в направлении первой внутренней стенки (58) пера, останавливаясь на расстоянии от первой внутренней стенки, и выполненный в виде перевернутого V с вершиной (92), направленной радиально наружу.
7. Лопатка по п. 1, в которой секция (66) выхода воздуха одной из полостей (56; 56,56'; 56) корытца указанного контура охлаждения сообщается с наружным пространством лопатки через выходные воздушные отверстия, выполненные по меньшей мере в одной из:
стенки (40) корытца, и
стенки (83) дна, ограничивающей радиально наружный конец полости корытца.
8. Лопатка по п. 1, в которой перо содержит другой внутренний контур (50') охлаждения, аналогичный указанному внутреннему контуру (50) охлаждения.
9. Турбина авиационного газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один вращающийся диск, оснащенный лопатками (30) по любому из пп. 1-8.
10. Газотурбинный двигатель летательного аппарата, содержащий по меньшей мере одну турбину по п. 9.
RU2016146011A 2014-04-24 2015-04-23 Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения RU2674105C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1453708 2014-04-24
FR1453708A FR3020402B1 (fr) 2014-04-24 2014-04-24 Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement a homogeneite amelioree
PCT/FR2015/051111 WO2015162389A1 (fr) 2014-04-24 2015-04-23 Aube pour turbine de turbomachine comprenant un circuit de refroidissement à homogénéité améliorée

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016146011A true RU2016146011A (ru) 2018-05-24
RU2016146011A3 RU2016146011A3 (ru) 2018-10-22
RU2674105C2 RU2674105C2 (ru) 2018-12-04

Family

ID=51483566

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016146011A RU2674105C2 (ru) 2014-04-24 2015-04-23 Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9869187B2 (ru)
EP (1) EP3134620B1 (ru)
JP (1) JP6148413B1 (ru)
CN (1) CN106460525B (ru)
BR (1) BR112016024618B1 (ru)
CA (1) CA2946708C (ru)
FR (1) FR3020402B1 (ru)
RU (1) RU2674105C2 (ru)
WO (1) WO2015162389A1 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3021697B1 (fr) * 2014-05-28 2021-09-17 Snecma Aube de turbine a refroidissement optimise
FR3037830B1 (fr) 2015-06-29 2024-02-16 Snecma Ensemble de moulage d'une aube de turbomachine, comprenant une portion en relief de grande section
FR3067388B1 (fr) * 2017-04-10 2020-01-17 Safran Aube a circuit de refroidissement perfectionne
FR3067389B1 (fr) * 2017-04-10 2021-10-29 Safran Aube de turbine presentant une structure amelioree
FR3066530B1 (fr) 2017-05-22 2020-03-27 Safran Aircraft Engines Aube pour turbine de turbomachine comprenant une configuration optimisee de cavites internes de circulation d'air de refroidissement
US11015454B2 (en) 2018-05-01 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Coriolis optimized U-channel with root flag
US11512597B2 (en) * 2018-11-09 2022-11-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cavity lobe adjacent cooling passage network
DE102019108811B4 (de) * 2019-04-04 2024-02-29 Man Energy Solutions Se Laufschaufel einer Strömungsmaschine
FR3099523B1 (fr) 2019-08-01 2021-10-29 Safran Aircraft Engines Aube munie d’un circuit de refroidissement
FR3107919B1 (fr) 2020-03-03 2022-12-02 Safran Aircraft Engines Aube creuse de turbomachine et plateforme inter-aubes équipées de saillies perturbatrices de flux de refroidissement
CN111927563A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种适用于高温环境的涡轮叶片

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5165852A (en) * 1990-12-18 1992-11-24 General Electric Company Rotation enhanced rotor blade cooling using a double row of coolant passageways
JP3006174B2 (ja) * 1991-07-04 2000-02-07 株式会社日立製作所 内部に冷却通路を有する部材
JP3192854B2 (ja) * 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5536143A (en) * 1995-03-31 1996-07-16 General Electric Co. Closed circuit steam cooled bucket
JPH09133001A (ja) * 1995-11-09 1997-05-20 Toshiba Corp ガスタービン空冷翼
US5797726A (en) * 1997-01-03 1998-08-25 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine
US6331098B1 (en) * 1999-12-18 2001-12-18 General Electric Company Coriolis turbulator blade
FR2829175B1 (fr) * 2001-08-28 2003-11-07 Snecma Moteurs Circuits de refroidissement pour aube de turbine a gaz
US6554571B1 (en) * 2001-11-29 2003-04-29 General Electric Company Curved turbulator configuration for airfoils and method and electrode for machining the configuration
FR2858352B1 (fr) * 2003-08-01 2006-01-20 Snecma Moteurs Circuit de refroidissement pour aube de turbine
RU2267616C1 (ru) * 2004-05-21 2006-01-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Охлаждаемая лопатка турбины
RU2285129C2 (ru) * 2004-10-28 2006-10-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Рабочая лопатка турбомашины
FR2893974B1 (fr) * 2005-11-28 2011-03-18 Snecma Circuit de refroidissement central pour aube mobile de turbomachine
US7871246B2 (en) * 2007-02-15 2011-01-18 Siemens Energy, Inc. Airfoil for a gas turbine
US8721285B2 (en) * 2009-03-04 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with incremental serpentine cooling channels beneath a thermal skin
US20140069108A1 (en) * 2012-09-07 2014-03-13 General Electric Company Bucket assembly for turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
CA2946708C (fr) 2021-11-23
JP6148413B1 (ja) 2017-06-14
BR112016024618B1 (pt) 2022-11-08
CN106460525B (zh) 2018-03-02
CN106460525A (zh) 2017-02-22
JP2017521590A (ja) 2017-08-03
FR3020402B1 (fr) 2019-06-14
BR112016024618A2 (pt) 2018-01-23
WO2015162389A1 (fr) 2015-10-29
US20170037733A1 (en) 2017-02-09
EP3134620B1 (fr) 2018-03-21
FR3020402A1 (fr) 2015-10-30
RU2674105C2 (ru) 2018-12-04
EP3134620A1 (fr) 2017-03-01
US9869187B2 (en) 2018-01-16
RU2016146011A3 (ru) 2018-10-22
CA2946708A1 (fr) 2015-10-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2016146011A (ru) Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения
JP2015524895A5 (ru)
JP2014077442A5 (ru)
JP2014092153A5 (ru)
JP2015040566A5 (ru)
RU2012158356A (ru) Устройство охлаждения платформы и турбинный двигатель внутреннего сгорания
RU2010139774A (ru) Лопатка с неосесимметричной полкой: выемка и выступ на выпуклой поверхности
EP2851511A3 (en) Turbine blades with tip portions having converging cooling holes
CA2949297A1 (en) Fillet optimization for turbine airfoil
EP2631434A3 (en) Low-ductility turbine shroud
EP3489461A3 (en) Gas turbine engine
EP2775098A3 (en) Integrated strut-vane
RU2012158342A (ru) Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины
RU2013113935A (ru) Завихритель для камер сгорания и газовая турбина
JP2014077441A5 (ru)
JP2016098695A5 (ru)
JP2014181715A5 (ru)
RU2010139777A (ru) Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ
RU2013141416A (ru) Узел пера лопатки и полки для сверхзвукового потока
RU2017119187A (ru) Лопатка турбины с концевой крышкой
WO2015130381A3 (en) A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets
RU2015134137A (ru) Лопасть турбины
FR3057906B1 (fr) Aube de turbomachine a refroidissement optimise
RU2019112437A (ru) Лопатка турбины, содержащая систему охлаждения
WO2014204542A3 (en) Lightweight blade for gas turbine engine