RU2097573C1 - Turbomachine cooled working blade - Google Patents
Turbomachine cooled working blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2097573C1 RU2097573C1 RU9595103697A RU95103697A RU2097573C1 RU 2097573 C1 RU2097573 C1 RU 2097573C1 RU 9595103697 A RU9595103697 A RU 9595103697A RU 95103697 A RU95103697 A RU 95103697A RU 2097573 C1 RU2097573 C1 RU 2097573C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rib
- blade
- feather
- lock
- cavity
- Prior art date
Links
Images
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к газовым турбинам авиационных двигателей. The invention relates to aircraft engine manufacturing, in particular to gas turbines of aircraft engines.
Известна лопатка газовой турбины [1] содержащая полое перо, снабженное на периферии внутренней торцевой бобышкой с расположенной в ней резьбовой заглушкой, предназначенной для глушения технологического отверстия, образующегося от периферийного торцового знака, используемого для фиксации литейного стержня в форме. От подошвы замка в направлении периферии выполнено продольное ребро, не доходящее до стенки торца пера или торца заглушки. A known gas turbine blade [1] containing a hollow feather, provided on the periphery with an internal end boss with a threaded plug located therein, designed to dampen the technological hole formed from the peripheral end mark used to fix the casting rod in the mold. A longitudinal rib is made from the base of the lock in the direction of the periphery, not reaching the wall of the end of the pen or the end of the plug.
Недостатком известной лопатки является ее недостаточная надежность, обусловленная затеканием газа в полость лопатки через отверстия перфорации во входной кромке. Затекание газа обусловлено недостаточным перепадом давления между охлаждающим воздухом и газом вследствие того, что воздух, поступающий в полость пера вдоль входной кромки, используется одновременно или последовательно для всех элементов пера и в связи с этим часть воздуха, протекающего вдоль входной кромки, уходит, огибая ребро, в полость выходной кромки. A disadvantage of the known blade is its lack of reliability due to leakage of gas into the cavity of the blade through the perforation holes in the input edge. Gas leakage is caused by insufficient pressure difference between the cooling air and the gas due to the fact that the air entering the pen cavity along the inlet edge is used simultaneously or sequentially for all elements of the pen and, therefore, part of the air flowing along the inlet edge leaves around the edge into the cavity of the outlet edge.
Недостатком известной конструкции является также наличие в лопатке заглушки, закрепленной посредством резьбы и припоя, как дополнительной детали. A disadvantage of the known design is also the presence in the blade plugs, fixed by thread and solder, as an additional part.
Наиболее близкой к изобретению является охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя [2] содержащая полое перо, елочный замок, продольное ребро, простирающееся от подошвы замка и заканчивающееся в верхней части пера, не доходящее до торца. Продольное ребро делит полость лопатки на две сообщающиеся полости. Входная рамка пера лопатки снабжена отверстиями перфорации, через которые происходит вытекание охлаждающего воздуха в проточный тракт двигателя. Лопатка имеет также вплавленную при литье в торец пера металлическую жеребейку, расположенную ближе к входной кромке. Жеребейка используется при заливке лопатки для фиксации керамического стержня, формирующего внутреннюю полость в форме. Closest to the invention is a cooled blade of a gas turbine engine [2] containing a hollow feather, a Christmas tree lock, a longitudinal rib extending from the sole of the castle and ending at the top of the feather, not reaching the end. A longitudinal rib divides the cavity of the scapula into two communicating cavities. The input frame of the blade pen is provided with perforation holes through which cooling air flows into the engine flow path. The blade also has a metal foil fused when casting into the end of the feather, located closer to the entrance edge. The draw is used when pouring the scapula to fix the ceramic rod forming the internal cavity in the mold.
Недостатком известной лопатки, принятой за прототип, является недостаточное охлаждение входной кромки из-за малой величины перепада давления между охлаждающим воздухом и газом, вследствие чего возможно затекание горячего газа внутрь лопатки. Недостаточный перепад в давлении охлаждающего воздуха над газом обусловлен тем, что часть воздуха, поступающего через каналы в подошве замка в полость входной кромки, отделенную продольным ребром, поступает, огибая ребро, в заднюю полость. A disadvantage of the known blades, adopted as a prototype, is the insufficient cooling of the inlet edge due to the small pressure drop between the cooling air and the gas, as a result of which hot gas can flow into the blades. The insufficient difference in the pressure of cooling air over the gas is due to the fact that part of the air flowing through the channels at the base of the lock into the cavity of the inlet edge separated by a longitudinal rib enters, around the rib, into the back cavity.
Техническая задача изобретения повышение надежности лопатки за счет выполнения отдельной полости охлаждения передней стенки пера, а также в повышении точности и стабильности изготовления лопатки за счет надежной фиксации частей стержня в форме в целом и между собой. The technical task of the invention is to increase the reliability of the blade by performing a separate cooling cavity of the front wall of the pen, as well as to increase the accuracy and stability of the manufacture of the blade due to the reliable fixation of the parts of the rod in the mold as a whole and among themselves.
Сущность технического решения заключается в том, что в охлаждаемой рабочей лопатке турбомашины, содержащей замок, полое перо с входной кромкой, имеющей отверстия перфорации, и, по крайней мере, одно ребро, выполненное от подошвы замка к торцу пера, а также жеребейку, вплавленную в торец, согласно изобретению продольное ребро продлено до торца пера, а жеребейка расположена напротив ребра и перекрывает его по ширине с обеих сторон. The essence of the technical solution lies in the fact that in a cooled working blade of a turbomachine containing a lock, a hollow feather with an inlet edge having perforation holes, and at least one rib made from the sole of the lock to the end of the feather, as well as a toss fused into end, according to the invention, the longitudinal rib is extended to the end of the feather, and the draw is located opposite the rib and overlaps in width on both sides.
Продление ребра до торца пера, а также расположение жеребейки напротив ребра и перекрытие его по ширине с обеих сторон позволяет выполнить отдельную полость охлаждения передней стенки пера лопатки и надежную фиксацию частей стержня в форме в целом и между собой при изготовлении лопатки, что в целом повышает надежность лопатки. The extension of the rib to the end of the feather, as well as the location of the foal opposite the rib and its overlapping width on both sides, allows for a separate cooling cavity for the front wall of the feather blade and reliable fixation of the parts of the rod in the form as a whole and among themselves during the manufacture of the blade, which generally increases reliability shoulder blades.
На фиг. 1 изображен общий вид лопатки со вскрытой стенкой полости входной кромки пера; на фиг. 2 узел 1 на фиг. 1 (ребро и жеребейка в увеличенном виде); на фиг. 3 сечение А-А на фиг. 2 (жеребейка в разрезе). In FIG. 1 shows a general view of a blade with an open wall of the cavity of the input edge of the pen; in FIG. 2 node 1 in FIG. 1 (rib and draw in an enlarged view); in FIG. 3, section AA in FIG. 2 (toss in the cut).
Рабочая лопатка 1 имеет полое перо 2 с елочным замком 3. От подошвы замка 3 до торца 4 пера 2 простирается продольное ребро 5, отделяющее полость 6 входной кромки 7 от задней полости 8 пера 2. При выполнении продольного ребра 5 до торца пера 2 керамический стержень, формирующий внутреннюю полость лопатки 1, оказывается разрезанным на две несвязанные между собой части. Для фиксации обеих частей стержня при заливке металла между стенкой торца 4 пера 2 лопатки и концом продольного ребра 5 расположена жеребейка 9, выполненная в виде скобки 10 с ножкой 11, закрепленной в стенке торца 4 пера 2, и перекрывающая ребро 5 по ширине 12 с обеих сторон. Такое расположение жеребейки 9 обеспечивает надежную фиксацию частей стержня в форме в целом и между собой. Что гарантирует стабильность и точность получения толщины стенок лопаток, исключает поломку стержней при заливке. The working blade 1 has a hollow feather 2 with a Christmas tree lock 3. From the base of the lock 3 to the
При работе турбины весь охлаждающий воздух, поступивший в полость 6 входной кромки 7, проходит вдоль входной кромки и выходит в газовый тракт через отверстия перфорации 13, что позволяет за счет уменьшения утечек повысить давление охлаждающего воздуха в полости входной кромки и иметь за счет этого больший перепад давления между воздухом и газом, что повышает надежность лопатки. During the operation of the turbine, all cooling air entering the cavity 6 of the
Таким образом, использование предлагаемого изобретения позволяет повысить надежность лопатки, а также точность и стабильность ее изготовления. Thus, the use of the present invention improves the reliability of the blade, as well as the accuracy and stability of its manufacture.
Источники информации
1. Авторское свидетельство СССР N1401952, кл. F 01 D 5/08, 1986.Sources of information
1. USSR author's certificate N1401952, cl. F 01
2. Авторское свидетельство СССР N1625078, кл. F 01 D 5/08, 1989. 2. USSR author's certificate N1625078, cl. F 01
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9595103697A RU2097573C1 (en) | 1995-03-14 | 1995-03-14 | Turbomachine cooled working blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9595103697A RU2097573C1 (en) | 1995-03-14 | 1995-03-14 | Turbomachine cooled working blade |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU95103697A RU95103697A (en) | 1997-05-20 |
RU2097573C1 true RU2097573C1 (en) | 1997-11-27 |
Family
ID=20165639
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU9595103697A RU2097573C1 (en) | 1995-03-14 | 1995-03-14 | Turbomachine cooled working blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2097573C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2483217C2 (en) * | 2008-01-23 | 2013-05-27 | Снекма | Cooling channel made in wall |
RU2519678C1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
RU2627879C1 (en) * | 2016-12-09 | 2017-08-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Gas turbine blade with convective cooling system |
-
1995
- 1995-03-14 RU RU9595103697A patent/RU2097573C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. SU, авторское свидетельство, 1401952, кл. F 01 D 5/08, 1994. 2. SU, авторское свидетельство, 1625078, кл. F 01 D 5/08, 1994. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2483217C2 (en) * | 2008-01-23 | 2013-05-27 | Снекма | Cooling channel made in wall |
RU2519678C1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
RU2627879C1 (en) * | 2016-12-09 | 2017-08-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Gas turbine blade with convective cooling system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU95103697A (en) | 1997-05-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4416287B2 (en) | Internal cooling airfoil component and cooling method | |
EP1607578B1 (en) | Cooled rotor blade | |
US7534089B2 (en) | Turbine airfoil with near wall multi-serpentine cooling channels | |
EP1055800B1 (en) | Turbine airfoil with internal cooling | |
JP2004308659A (en) | Turbine element and method for manufacturing turbine blade | |
RU2296862C2 (en) | Gas-turbine blade provided with cooling circuits | |
US6257831B1 (en) | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging | |
US8870537B2 (en) | Near-wall serpentine cooled turbine airfoil | |
US7186082B2 (en) | Cooled rotor blade and method for cooling a rotor blade | |
EP0302810A2 (en) | Tripple pass cooled airfoil | |
US7641444B1 (en) | Serpentine flow circuit with tip section cooling channels | |
EP1657403A1 (en) | Airfoil with large fillet and micro-circuit cooling | |
JP2633672B2 (en) | Air-cooled gas turbine blade | |
CA2513036C (en) | Airfoil cooling passage trailing edge flow restriction | |
JP6019578B2 (en) | Turbine blade | |
JPH0722002U (en) | Airfoil | |
JP2005201273A (en) | Improved cooling air exhaust slot for turbine blade | |
JP2010502872A (en) | Cooled turbine blade | |
US8366393B2 (en) | Rotor blade | |
US4542867A (en) | Internally cooled hollow airfoil | |
RU2097573C1 (en) | Turbomachine cooled working blade | |
CN109891054A (en) | The turbine blade of cooling with optimization | |
EP2754856A1 (en) | Blade for a turbomachine | |
JPH0211801A (en) | Gas turbine cooling movable vane | |
US4286924A (en) | Rotor blade or stator vane for a gas turbine engine |