RU2224894C1 - Рабочая лопатка турбины - Google Patents
Рабочая лопатка турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2224894C1 RU2224894C1 RU2002116341/06A RU2002116341A RU2224894C1 RU 2224894 C1 RU2224894 C1 RU 2224894C1 RU 2002116341/06 A RU2002116341/06 A RU 2002116341/06A RU 2002116341 A RU2002116341 A RU 2002116341A RU 2224894 C1 RU2224894 C1 RU 2224894C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- turbine
- profile
- cooled
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Рабочая лопатка турбины, относящаяся к охлаждаемым рабочим лопаткам турбины газотурбинного двигателя наземного или авиационного применения, включает в себя перо с входной и выходной кромками, с корытом и спинкой, с охлаждаемой внутренней полостью. Внутренняя полость пера соединена каналами с карманом, расположенным на выходной кромке пера со стороны корыта. Отношение величины хорды профиля лопатки к ширине кармана вдоль средней линии профиля лопатки равно 6...20. Изобретение позволяет обеспечить эффективность охлаждения выходной кромки лопатки и повысить КПД турбины. 2 ил.
Description
Изобретение относится к охлаждаемым рабочим лопаткам турбины газотурбинного двигателя наземного или авиационного применения.
Известна охлаждаемая рабочая лопатка турбины, охлаждающий воздух в которой из каналов в пере лопатки через перфорацию выпускается на входную кромку, корыто и спинку, осуществляя конвективно-пленочное охлаждение пера лопатки [1].
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за слабого охлаждения выходной кромки.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является рабочая лопатка, в которой внутренняя полость пера каналами соединена с торцом выходной кромки [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, являются большие гидравлические потери пера лопатки при его обтекании газом из-за увеличенного донного сопротивления выходной кромки, так как для размещения каналов, выходящих на торец выходной кромки, сама выходная кромка выполнена увеличенной толщины.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в обеспечении эффективности охлаждения выходной кромки лопатки, в повышении КПД турбины.
Сущность технического решения заключается в том, что в рабочей лопатке турбины, включающей перо с входной и выходной кромками, с корытом и спинкой, с охлаждаемой внутренней полостью, согласно изобретению внутренняя полость пера соединена каналами с карманом, расположенным на выходной кромке пера со стороны корыта, причем отношение величины хорды профиля лопатки к ширине кармана вдоль средней линии профиля лопатки B/L=6...20.
Соединение внутренней полости пера каналами с карманом, расположенным на выходной кромке пера со стороны корыта, позволяет уменьшить гидравлические потери на смешение газа и воздуха, которое происходит до зоны максимальных скоростей, последние реализуются на выходной кромке. Кроме того, в кармане образуется зона повышенного давления за счет увеличенного давления вытекающего холодного воздуха, что увеличивает подъемную силу профиля пера лопатки, повышая КПД турбины и ее мощности.
Отношение величины хорды профиля лопатки к ширине кармана вдоль средней линии профиля лопатки B/L=6...20 позволяет обеспечить эффективное охлаждение выходной кромки лопатки при повышенном КПД турбины. При B/L <6 увеличивается ширина кармана, что может привести к пластинчатым колебаниям выходной кромки и к ее поломке. При B/L > 20 увеличивается донное сопротивление выходной кромки и потери на смешение газа и воздуха, что приводит к ухудшению КПД турбины.
На фиг.1 изображен вид сбоку на охлаждаемую рабочую лопатку турбины.
На фиг.2 - сечение А-А на фиг.1 в увеличенном виде.
Рабочая охлаждаемая лопатка 1 турбины состоит из охлаждаемого пера 2, нижней полки 3, удлиненной ножки 4 и хвостовика с елочным замком 5. Перо 2 лопатки 1 состоит из входной кромки 6 с перфорацией 7, спинки 8, корыта 9 и выходной кромки 10, вдоль которой со стороны корыта 9 выполнен карман 11, соединенный каналами 12 с внутренней полостью 13 охлаждаемой рабочей лопатки 1. Профиль пера 2 лопатки 1 обозначен цифрой 14, а его средняя линия - цифрой 15.
Работает устройство следующим образом.
При работе двигателя горячий газ обтекает перо 2 рабочей лопатки 1, нагревая его. Охлаждающий воздух из внутренней полости 13 пера 2 вытекает через перфорацию 7 на входной кромке 6, осуществляя конвективно-пленочное охлаждение входной кромки 6, спинки 8 и корыта 9 лопатки 1. Выходная кромка 10 охлаждается за счет вытекания охлаждающего воздуха из внутренней полости 13 через каналы 12 в карман 11 выходной кромки 10, где на длине L происходит смешение вытекающего охлаждающего воздуха с газом. Так как это смешение происходит до зоны максимальных скоростей, которые реализуются на выходной кромке 10, т.е. в "горле", то гидравлические потери на смешение газа и воздуха уменьшаются. Кроме того, в кармане 11 образуется зона повышенного давления за счет увеличенного давления вытекающего холодного воздуха, что увеличивает подъемную силу профиля пера лопатки, повышая КПД турбины и ее мощность. Выходная кромка 10 при этом выполняется минимальной толщины, что уменьшает донное сопротивление профиля пера лопатки и повышает КПД турбины. Рабочая лопатка при работе двигателя обтекается неравномерным потоком газа, например, из-за неравномерного поля давлений и температур на выходе из соплового аппарата перед рабочей лопаткой. Указанное соотношение B/L=6...20 позволяет избежать пластинчатых колебаний выходной кромки из-за неравномерного обтекания газом и одновременно обеспечить эффективное охлаждение выходной кромки при повышенном КПД турбины.
Источники информации
1. С.А. Вьюнов. "Конструкция и проектирование авиационных ГТД". - М.: Машиностроение, с.165, рис.4.24в.
2. С.А. Вьюнов, с.159, рис.4.196 - прототип.
Claims (1)
- Рабочая лопатка турбины, включающая перо с входной и выходной кромками, с корытом и спинкой, с охлаждаемой внутренней полостью, отличающаяся тем, что внутренняя полость пера соединена каналами с карманом, расположенным на выходной кромке пера со стороны корыта, причем отношение величины хорды профиля лопатки к ширине кармана вдоль средней линии профиля лопатки B/L=6 - 20.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002116341/06A RU2224894C1 (ru) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Рабочая лопатка турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002116341/06A RU2224894C1 (ru) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Рабочая лопатка турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002116341A RU2002116341A (ru) | 2003-12-10 |
RU2224894C1 true RU2224894C1 (ru) | 2004-02-27 |
Family
ID=32172886
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002116341/06A RU2224894C1 (ru) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Рабочая лопатка турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2224894C1 (ru) |
-
2002
- 2002-06-17 RU RU2002116341/06A patent/RU2224894C1/ru active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7390168B2 (en) | Vortex cooling for turbine blades | |
US5370499A (en) | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement | |
US6607356B2 (en) | Crossover cooled airfoil trailing edge | |
US7568887B1 (en) | Turbine blade with near wall spiral flow serpentine cooling circuit | |
US7753650B1 (en) | Thin turbine rotor blade with sinusoidal flow cooling channels | |
US7637720B1 (en) | Turbulator for a turbine airfoil cooling passage | |
US8777569B1 (en) | Turbine vane with impingement cooling insert | |
CA2378101C (en) | Cooled airfoil | |
US7320575B2 (en) | Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades | |
CA2528098C (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
CA2528693C (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
EP2578803B1 (en) | Methods and systems for use in regulating a temperature of components | |
CA2513045C (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
EP0501813A1 (en) | Turbine airfoil with arrangement of multi-outlet film cooling holes | |
EP1586739A2 (en) | Thermal shield for a gas turbine airfoil | |
US7611330B1 (en) | Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit | |
US10443396B2 (en) | Turbine component cooling holes | |
US8317474B1 (en) | Turbine blade with near wall cooling | |
JPH10274002A (ja) | ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 | |
JP2015516539A (ja) | タービン翼形部の後縁冷却スロット | |
CA2861171A1 (en) | Internally cooled airfoil | |
RU2355890C1 (ru) | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина | |
RU2224894C1 (ru) | Рабочая лопатка турбины | |
RU94045348A (ru) | Охлаждаемая сопловая лопатка с вихревой матрицей | |
CN112343666B (zh) | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20051206 Effective date: 20111220 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |