RU2251622C2 - Охлаждаемая лопатка газовой турбины - Google Patents
Охлаждаемая лопатка газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2251622C2 RU2251622C2 RU2003109890/06A RU2003109890A RU2251622C2 RU 2251622 C2 RU2251622 C2 RU 2251622C2 RU 2003109890/06 A RU2003109890/06 A RU 2003109890/06A RU 2003109890 A RU2003109890 A RU 2003109890A RU 2251622 C2 RU2251622 C2 RU 2251622C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ribs
- blade
- partition
- holes
- edge
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо с тремя радиальными перегородками, передней - расположенной у входной кромки, разделительной - расположенной между передней и задней полостями пера, и задней - расположенной в задней полости лопатки. Между передней и разделительной перегородками на стенках пера выполнены наклонные ребра. Ребра на спинке смещены на половину шага относительно ребер на корыте. В передней перегородке выполнены отверстия. В канале, расположенном вдоль входной кромки, на внутренней поверхности стенки со стороны корыта установлены поперечные ребра с шагом, равным шагу отверстий в передней перегородке. В каналах выходной кромки расположены четыре ряда цилиндрических штырей и поперечные ребра выходной кромки. Поперечные ребра выполнены с продолжением по цилиндрической поверхности входной кромки и имеют высоту не менее диаметра отверстий. Задняя перегородка выполнена в виде двух полуребер, установленных на стенках со стороны спинки и корыта и соединенных между собой цилиндрическими штырями. Изобретение повышает эффективность охлаждения входной кромки и выравнивает температурное поле в задней полости пера. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может найти применение в конструкции охлаждаемых лопаток.
Наиболее близкой к предлагаемому изобретению является лопатка газовой турбины, содержащая полое перо с тремя радиальными перегородками, разделяющими тракт охлаждения на четыре полости. Воздух поступает в полость между двумя перегородками (передней и средней), между которыми на стенках пера выполнены наклонные ребра, причем ребра на спинке смещены на половину шага относительно ребер на корыте. В передней перегородке со стороны корыта выполнены отверстия, через которые воздух тангенциальными струями подводится к внутренней поверхности входной кромки. В канале, расположенном вдоль входной кромки, для экранирования струй от сносящего потока на стенке со стороны корыта установлены ребра с шагом, равным шагу отверстий, которые расположены непосредственно за ребрами по направлению потока. В задней перегородке, расположенной в задней полости лопатки, имеются отверстия, дозирующие подачу воздуха в каналы выходной кромки, в которых расположены четыре ряда цилиндрических штырей и три поперечные перегородки (ребра), исключающие радиальное перетекание воздуха [1].
Недостатком данной конструкции является недостаточная эффективность охлаждения входной кромки лопатки из-за наличия сносящего потока на цилиндрической поверхности и неравномерность температурного поля лопатки в задней полости.
Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения входной кромки и выравнивания температурного поля в задней полости пера.
Эта задача решается тем, что предлагаемая охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо с тремя радиальными перегородками: передней, расположенной у входной кромки; разделительной, расположенной между передней и задней полостями пера, и задней, расположенной в задней полости лопатки, между передней и разделительной перегородками, на стенках пера выполнены наклонные ребра, причем ребра на спинке смещены на половину шага относительно ребер на корыте, в первой и третьей перегородках выполнены отверстия, в канале, расположенном вдоль входной кромки, на внутренней поверхности стенки со стороны корыта установлены поперечные ребра с шагом, равным шагу отверстий в первой перегородке, а в каналах выходной кромки расположены четыре ряда цилиндрических штырей и три поперечных ребра выходной кромки.
Поперечные ребра выполнены с продолжением по цилиндрической поверхности входной кромки и имеют высоту не менее диаметра отверстий, а задняя перегородка выполнена в виде двух полуребер, установленных на стенках со стороны спинки и корыта и соединенных между собой цилиндрическими штырями.
На фиг.1 изображен продольный разрез лопатки; на фиг.2 - разрез А-А на фиг.1.
Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо 1 с тремя радиальными перегородками: передней 2, расположенной у входной кромки 3 с зазором к поворотному ребру 4, расположенному у торцевой стенки 5 пера 1; разделительной 6, расположенной между передней и задней полостями; задней 7, расположенной в задней полости лопатки, для распределения воздуха по выходной кромке 8. Между передней и разделительной перегородками на стенках пера выполнены наклонные ребра 9, причем ребра на спинке смещены на половину шага относительно ребер на корыте. В перегородке 2 со стороны корыта выполнены отверстия 10 для струйного охлаждения входной кромки 3. В канале 11, расположенном вдоль входной кромки 3, на внутренней поверхности стенки со стороны корыта установлены поперечные ребра 12 непосредственно перед отверстиями 10 с шагом, равным шагу отверстий, причем ребра 12 выполнены с продолжением по цилиндрической поверхности входной кромки, а высота ребер должна быть не менее диаметра отверстий 10. В канале между разделительной перегородкой 6 и задней перегородкой 7 установлены поперечные ребра 13.
Задняя перегородка 7 выполнена в виде двух полуребер 14 и 15, установленных на стенках со стороны спинки и корыта и соединенных цилиндрическими штырями 16. В задней полости пера расположены четыре цилиндрических штыря 17 и три поперечных ребра выходной кромки 18 для секционирования потока. На входе в канал 19 установлен дозирующий жиклер 20.
Система охлаждения лопатки работает следующим образом. Воздух поступает в канал 11, в канал 19 и канал, расположенный между передней 2 и разделительной 6 перегородками. Через отверстия 10 охладитель осуществляет струйное охлаждение цилиндрической поверхности входной кромки 3, ребра 12 осуществляют экранирование струй от воздействия сносящего потока воздуха двигающегося в радиальном направлении по каналу 11.
Система отверстий 10 и ребер 12 обеспечивает повышение эффективности охлаждения входной кромки.
Наклонные ребра 9 турбулизируют поток воздуха, увеличивая интенсивность охлаждения лопатки.
В периферийном участке пера поворотное ребро 4 осуществляет поворот потока к задней перегородке 7. Зазор между передней радиальной перегородкой 2 и поворотным ребром 4 осуществляет поворот потока к задней перегородке 7, благодаря чему исключается образование застойной зоны на участке поворота потока.
После поворота поток движется от торцевой стенки 5 к корневым сечениям лопатки, турбулизируясь поперечными ребрами 13.
Полуребра 14, 15 и штыри 16 организуют коллекторную раздачу воздуха в направлении выходной кромки 8, обеспечивая требуемое температурное поле пера. Поперечные ребра выходной кромки 18 обеспечивают поперечное течение воздуха относительно пера лопатки, исключая его радиальное перетекание.
Четыре ряда штырей 17 установлены в шахматном порядке и интенсифицируют теплообмен. Через щель в выходной кромке 8 воздух из пера 1 вытекает в проточную часть турбины.
Таким образом, достигается поставленная задача повышения эффективности охлаждения входной кромки и выравнивания температурного поля в задней полости пера.
По полученным экспериментальным данным предложенная конструкция позволяет повысить эффективность охлаждения входной кромки рабочих лопаток на 10% и эффективность охлаждения вогнутой стенки в средней части пера на 15%.
Источники информации:
1. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин. Копелев С.З., Галкин М.П., Харин А.А., Шевченко И.В. – М.: Машиностроение, 1993, стр.68-71, рис.2.12.
Claims (1)
- Охлаждаемая лопатка газовой турбины, содержащая полое перо с тремя радиальными перегородками: передней, расположенной у входной кромки, разделительной, расположенной между передней и задней полостями пера, и задней, расположенной в задней полости лопатки, между передней и разделительной перегородками на стенках пера выполнены наклонные ребра, причем ребра на спинке смещены на половину шага относительно ребер на корыте, в передней перегородке выполнены отверстия, в канале, расположенном вдоль входной кромки, на внутренней поверхности стенки со стороны корыта установлены поперечные ребра с шагом, равным шагу отверстий в передней перегородке, а в каналах выходной кромки расположены четыре ряда цилиндрических штырей и поперечные ребра выходной кромки, отличающаяся тем, что поперечные ребра выполнены с продолжением по цилиндрической поверхности входной кромки и имеют высоту не менее диаметра отверстий, а задняя перегородка выполнена в виде двух полуребер, установленных на стенках со стороны спинки и корыта и соединенных между собой цилиндрическими штырями.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003109890/06A RU2251622C2 (ru) | 2003-04-08 | 2003-04-08 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003109890/06A RU2251622C2 (ru) | 2003-04-08 | 2003-04-08 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003109890A RU2003109890A (ru) | 2004-10-10 |
RU2251622C2 true RU2251622C2 (ru) | 2005-05-10 |
Family
ID=35747140
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003109890/06A RU2251622C2 (ru) | 2003-04-08 | 2003-04-08 | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2251622C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106481366A (zh) * | 2015-08-28 | 2017-03-08 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 冷却叶片和燃气涡轮 |
RU183620U1 (ru) * | 2017-10-27 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | Охлаждаемая рабочая лопатка газовой турбины |
-
2003
- 2003-04-08 RU RU2003109890/06A patent/RU2251622C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
КОПЕЛЕВ С.З. и др. "Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин", Москва, Машиностроение, 1993, с. 68-71, рис.2.12. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106481366A (zh) * | 2015-08-28 | 2017-03-08 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 冷却叶片和燃气涡轮 |
RU183620U1 (ru) * | 2017-10-27 | 2018-09-28 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | Охлаждаемая рабочая лопатка газовой турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5591002A (en) | Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge | |
CA1051344A (en) | Cooled turbine blade | |
RU2146766C1 (ru) | Система лопаток, охлаждаемая при помощи спиральной направляющей поверхности, каскадного соударения и системы с перемычками в двойной обшивке | |
US8047790B1 (en) | Near wall compartment cooled turbine blade | |
US5704763A (en) | Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements | |
EP0392664B1 (en) | Cooled turbine blade and combined cycle power plant having gas turbine with this cooled turbine blade | |
US6379118B2 (en) | Cooled blade for a gas turbine | |
CN106437862B (zh) | 用于冷却涡轮发动机部件的方法和涡轮发动机部件 | |
US8870537B2 (en) | Near-wall serpentine cooled turbine airfoil | |
KR20050019008A (ko) | 마이크로회로 에어포일 본체 | |
EP1149983A2 (en) | Film cooling for a closed loop cooled airfoil | |
US4859147A (en) | Cooled gas turbine blade | |
KR20050018594A (ko) | 터빈 블레이드용 마이크로회로 냉각 | |
EP3063376B1 (en) | Gas turbine engine component comprising a trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
US6468031B1 (en) | Nozzle cavity impingement/area reduction insert | |
US8052390B1 (en) | Turbine airfoil with showerhead cooling | |
EP0927814B1 (en) | Tip shroud for cooled blade of gas turbine | |
IT8224878A1 (it) | Struttura di raffreddamentd per elementi aerodinamici di macchine rotative | |
CN101550843A (zh) | 燃气轮机翼型 | |
KR20060043297A (ko) | 터빈 에어 포일용 미세 회로 냉각 | |
CN103161513A (zh) | 改进的用于燃气涡轮发动机的喷嘴叶片 | |
KR20140004026A (ko) | 가스 터빈용 냉각 블레이드 | |
CN108884716B (zh) | 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件 | |
JP2018529045A (ja) | 内部インピンジメント冷却特徴を備えるタービン翼 | |
RU2251622C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100409 |