RU2285129C2 - Рабочая лопатка турбомашины - Google Patents
Рабочая лопатка турбомашины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2285129C2 RU2285129C2 RU2004131475/06A RU2004131475A RU2285129C2 RU 2285129 C2 RU2285129 C2 RU 2285129C2 RU 2004131475/06 A RU2004131475/06 A RU 2004131475/06A RU 2004131475 A RU2004131475 A RU 2004131475A RU 2285129 C2 RU2285129 C2 RU 2285129C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ribs
- channels
- blade
- height
- additional
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Рабочая лопатка турбомашины содержит выполненные во внутренней полости на спинных и корытных поверхностях основные ребра, между которыми расположены компланарно пересекающиеся каналы. На дне каналов, расположенных, по крайней мере, на корытной поверхности, выполнены дополнительные ребра, имеющие высоту и ширину меньше, чем у основных ребер. Дополнительные ребра выполнены с переменным шагом t/h, где t - шаг дополнительных ребер, h - высота дополнительного ребра. Изобретение направлено на увеличение интенсификации теплообмена в каналах между основными ребрами за счет разрушения пограничного слоя потока воздуха на дне этих каналов. Кроме того, предполагаемое изобретение направлено на получение распределения интенсивности теплообмена в соответствии с законом распределения интенсивности теплового потока от газа в лопатке по ее периметру и высоте. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 5 ил.
Description
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции газотурбинного двигателя (ГТД) для авиационного, судового и наземного (в составе энергоустановки) применения.
Известна конструкция рабочей лопатки турбомашины, содержащая компланарно пересекающиеся каналы корытной и спинной оболочек во внутренней полости лопатки, ограниченные соответственно корытными и спинными ребрами. Корытные и спинные ребра в такой лопатке разделены дефлектором (пластиной). Воздух в лопатке поступает из входной полости в вихревую матрицу по корытным и спинным каналам, разворачивается у входной кромки и поступает в противоположные каналы соответственно корытные либо спинные из каналов между этими ребрами - в выходную кромку лопатки. (Патент №1404757. Англия. НКИ FIT. МКИ F 01 D 5/18. Заявлено 25 августа 1971 г. Опубликовано 3 сентября 1975 г.).
Также известна наиболее близкая по назначению конструкция, разработанная и применяемая в рабочих лопатках турбомашин, включающая вихревую матрицу во внутренней полости лопатки, на корытной и спинной поверхностях которой выполнены основные ребра, между которыми расположены компланарно пересекающиеся каналы. Разделительный дефлектор (пластины) между корытными и спинными ребрами в такой конструкции лопатки отсутствует. (Патент №1410014. Англия. НКИ FIT. МКИ F 01 D 5/18. 14.12.71. Заявлено 15 октября 1975 г).
Общими недостатками для обеих рабочих лопаток является отсутствие дополнительных мер (турбулизаторов) по интенсификации теплообмена в каналах между основными ребрами, т.к. у дна этих каналов не происходит разрушения пограничного слоя воздушного потока, что ведет к снижению коэффициента теплоотдачи.
В этих лопатках отсутствуют меры по распределению интенсивности теплообмена в соответствии с законом распределения теплового потока от газа в лопатке по ее периметру и высоте, что ведет к неравномерности распределения поля температур в поперечных сечениях лопатки (обычно в лопатках коэффициент теплоотдачи газа со стороны корытца больше, чем со стороны спинки примерно в 1,5 раза, а радиальная эпюра температуры газа перед рабочей лопаткой неравномерна по ее высоте).
Предлагаемое изобретение направлено на увеличение интенсификации теплообмена в каналах между основными ребрами за счет разрушения пограничного слоя потока воздуха на дне этих каналов.
Кроме того, предлагаемое изобретение направлено на получение распределения интенсивности теплообмена в соответствии с законом распределения интенсивности теплового потока от газа в лопатке по ее периметру и высоте.
Поставленная техническая задача достигается тем, что во внутренней полости рабочей лопатки турбомашины на спинных и корытных поверхностях выполнены основные ребра, между которыми расположены компланарно пересекающиеся каналы.
Новым в предлагаемом изобретении является то, что на дне каналов, расположенных, по крайней мере, на корытных поверхностях, выполнены дополнительные ребра, имеющие высоту и ширину меньше, чем у основных ребер.
Дополнительные ребра могут быть выполнены с шагом, определяемым соотношением t/h≥8 и с шириной, определяемой соотношением а/h=0,3...0,8, высотой, определяемой соотношением hP/h=2...6, где t - шаг дополнительных ребер вдоль оси единичного канала вихревой матрицы (фиг.2), а и h - ширина и высота дополнительного ребра, hP - высота основного ребра.
Для распределения интенсивности теплообмена в соответствии с законом распределения теплоты от газа в лопатке по ее периметру и высоте, дополнительные ребра выполнены с переменным шагом.
На чертежах изображена предлагаемая лопатка.
Фиг.1 - поперечное сечение рабочей лопатки с дополнительными ребрами на дне каналов корытной оболочки.
Фиг.2 - продольный разрез рабочей лопатки.
Фиг.3 - фрагмент вихревой матрицы с дополнительными ребрами, выполненными с переменным шагом как по высоте, так и по периметру лопатки.
Фиг.4 - фрагмент поперечного сечения с указанием геометрических характеристик основных и дополнительных ребер.
На Фиг.5 приведен график зависимости интенсификации теплообмена Nu/NuГЛ. от относительного шага дополнительных ребер (t/h) при различном соотношении h/dГ, где dГ - гидравлический диаметр единичного канала вихревой матрицы, состоящей из компланарно пересекающихся каналов.
Во внутренней полости рабочей лопатки турбомашины на спинных 1 и корытных 2 поверхностях выполнены основные ребра 3, между которыми расположены компланарно пересекающиеся каналы 4 (фиг.2). На дне каналов 4 выполнены дополнительные ребра 5. Дополнительные ребра 5 имеют ширину а и высоту h меньше, чем у основных ребер (фиг.4) и выполняются параллельно друг другу под произвольным углом к оси вихревой матрицы 6.
Дополнительные ребра 5 (фиг.2, 4) выполнены с шагом t, определяемым соотношением t/h≥8, где h - высота дополнительных ребер. Ширина а дополнительного ребра 5 определяется соотношением а/h=0,3...0,8; а высота h - соотношением hP/h=2...6, где, hP - высота основного ребра. Дополнительные ребра могут быть выполнены только на корытной оболочке (фиг.1) или на корытной и спинной одновременно.
Шаг дополнительных ребер 5 - t/h может быть выполнен переменным в зависимости от закона подвода теплоты от газа по длине каналов 4 между основными ребрами 3 или по высоте и периметру лопатки, приближаясь к оптимальной величине t/h=10 в местах с наибольшей величиной коэффициентов теплоотдачи от газа и температурой газа (фиг.2). На фиг.3 приведен пример выполнения дополнительных ребер с переменным шагом t/h, дополнительные ребра условно показаны только в одном канале вихревой матрицы на спинке и корытце. На корытной оболочке дополнительные ребра выполнены с изменяющимся по высоте лопатки (по стрелке А) относительным шагом - от корневого к периферийному сечению (в котором температура лопатки обычно принимает наибольшее значение) - в диапазоне от t/h=5 до t/h=10. На спинной оболочке дополнительные ребра выполнены также с изменяющимся по высоте лопатки (по стрелке В) относительным шагом - от корневого к периферийному сечению в диапазоне от t/h=12 до t/h=20. При этом на корытной оболочке шаг дополнительных ребер более близок к оптимальному, чем на спинной, так в периферийном сечении на корытной оболочке (t/h)opt=10 для обеспечения оптимальной интенсификации теплообмена - (Nu/Nuгл)opt, на спинной оболочке - где не требуется столь значительной интенсификации - (t/h=12) (фиг.5).
Рабочая лопатка включает передний канал 7 (Фиг.2) с наклонными к оси потока - 8 в трех петлевых каналах - наклонными полуребрами 9 и винтовыми ребрами 10 на вогнутой поверхности входной кромки, три гладких петлевых канала 7, 11, 12, разделенных перегородками, V-образное ребро - 13, позволяющее "разбить" застойную зону в периферийной части лопатки.
При работе воздух поступает в передний канал 7 (Фиг.2), далее часть воздуха поступает над V-образным ребром - 13 в верхнее сечение вихревой матрицы. Другая часть воздуха поступает во второй петлевой канал 11 и из него - в задний петлевой канал 12. Из петлевого канала 12 воздух раздается по каналам 4 вихревой матрицы, поступая от корневого сечения к периферийному, при этом происходит дополнительная интенсификация теплообмена в каналах 4 вихревой матрицы со стороны корытца и спинки за счет дополнительных ребер 5 на дне каналов 4.
Таким образом, за счет дополнительных ребер на дне каналов вихревой матрицы вблизи теплоотдающих поверхностей происходит непрерывное разрушение пограничного слоя, интенсифицируется массообмен пристенных слоев потока с его ядром, что является причиной увеличения коэффициента теплоотдачи от воздуха.
Для рабочего диапазона расходов охлаждающего воздуха в условиях жидкометаллического термостата в модельных условиях получено, что коэффициент теплоотдачи αi в лопатке с дополнительными ребрами возрос по сравнению с коэффициентом теплоотдачи αисх в лопатке, не имеющей дополнительных ребер на дне каналов в 1.1...1,7 раза (таблица) во всех четырех исследуемых поперечных сечениях по высоте лопатки , 25%, 50%, 76% как при постоянном перепаде давления воздуха на лопатке (π), так и при постоянном расходе воздуха (G) через нее:
Значения | |||||||
Вихревая матрица - спинка | Вихревая матрица - корытце | ||||||
10% | 25% | 50% | 76% | 10% | 25% | 50% | 76% |
При π - idem | |||||||
1,12 | 1,11 | 1,12 | 1.13 | 1,38 | 1,45 | 1,60 | 1.48 |
При G - idem | |||||||
1,14 | 1,14 | 1,18 | 1,16 | 1,36 | 1,52 | 1,63 | 1,41 |
Как видно из таблицы, коэффициент теплоотдачи увеличился со стороны корытца в 1,6...1,63 раза по сравнению с вихревой матрицей без дополнительных ребер на дне каналов.
Пропускная способность лопаток при введении дополнительных ребер на дне каналов уменьшилась на незначительную величину - при t/h=10 на 0,02·10-6, при t/h=15 на 0,04·10-6.
Таким образом, наличие дополнительных ребер способствует интенсификации теплообмена в вихревой матрице рабочих лопаток со стороны корытца и со стороны спинки, увеличению равномерности охлаждения лопатки в ее поперечных сечениях, ведет к увеличению ее долговечности.
Claims (2)
1. Рабочая лопатка турбомашины, во внутренней полости которой на спинных и корытных поверхностях выполнены основные ребра, между которыми расположены компланарно пересекающиеся каналы, отличающаяся тем, что на дне каналов, расположенных, по крайней мере, на корытной поверхности, выполнены дополнительные ребра, имеющие высоту и ширину меньше чем у основных ребер.
2. Рабочая лопатка по п.1, отличающаяся тем, что дополнительные ребра выполнены с переменным шагом t/h,
где t - шаг дополнительных ребер,
h - высота дополнительного ребра.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004131475/06A RU2285129C2 (ru) | 2004-10-28 | 2004-10-28 | Рабочая лопатка турбомашины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004131475/06A RU2285129C2 (ru) | 2004-10-28 | 2004-10-28 | Рабочая лопатка турбомашины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004131475A RU2004131475A (ru) | 2006-04-10 |
RU2285129C2 true RU2285129C2 (ru) | 2006-10-10 |
Family
ID=36458703
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004131475/06A RU2285129C2 (ru) | 2004-10-28 | 2004-10-28 | Рабочая лопатка турбомашины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2285129C2 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2640881C2 (ru) * | 2012-10-31 | 2018-01-12 | Сименс Акциенгезелльшафт | Аэродинамический профиль и способ его изготовления |
US9909426B2 (en) | 2013-01-09 | 2018-03-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for a turbomachine |
RU2647351C1 (ru) * | 2017-05-03 | 2018-03-15 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
RU2674105C2 (ru) * | 2014-04-24 | 2018-12-04 | Сафран Эркрафт Энджинз | Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения |
RU191925U1 (ru) * | 2019-03-18 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Охлаждаемая сопловая лопатка с вихревой матрицей высокотемпературной турбины |
US11236617B2 (en) | 2017-04-10 | 2022-02-01 | Safran | Blade comprising an improved cooling circuit |
RU2772364C2 (ru) * | 2017-04-10 | 2022-05-19 | Сафран | Лопатка с усовершенствованным контуром охлаждения и газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110714802B (zh) * | 2019-11-28 | 2022-01-11 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片内部冷却的间断型交错肋结构 |
-
2004
- 2004-10-28 RU RU2004131475/06A patent/RU2285129C2/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
КОПЕЛЕВ С.З. и др. Тепловые и гидравлические характеристики охлаждаемых лопаток газовых турбин. - М.: Машиностроение, 1993, с.9, рис.1.4. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2640881C2 (ru) * | 2012-10-31 | 2018-01-12 | Сименс Акциенгезелльшафт | Аэродинамический профиль и способ его изготовления |
US9909426B2 (en) | 2013-01-09 | 2018-03-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade for a turbomachine |
RU2659597C2 (ru) * | 2013-01-09 | 2018-07-03 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопатка для турбомашины |
RU2674105C2 (ru) * | 2014-04-24 | 2018-12-04 | Сафран Эркрафт Энджинз | Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения |
US11236617B2 (en) | 2017-04-10 | 2022-02-01 | Safran | Blade comprising an improved cooling circuit |
RU2772364C2 (ru) * | 2017-04-10 | 2022-05-19 | Сафран | Лопатка с усовершенствованным контуром охлаждения и газотурбинный двигатель, содержащий такую лопатку |
RU2647351C1 (ru) * | 2017-05-03 | 2018-03-15 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
RU191925U1 (ru) * | 2019-03-18 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Охлаждаемая сопловая лопатка с вихревой матрицей высокотемпературной турбины |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004131475A (ru) | 2006-04-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7186085B2 (en) | Multiform film cooling holes | |
EP0718467B1 (en) | Cooling of turbine blade tip | |
CA2867847C (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling slots | |
US5207556A (en) | Airfoil having multi-passage baffle | |
US5842829A (en) | Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils | |
RU2421623C2 (ru) | Регулируемая лопатка турбореактивного двигателя, турбореактивный двигатель, газотурбинный двигатель | |
US8231349B2 (en) | Gas turbine airfoil | |
DE69833538T2 (de) | Kühlungskonfiguration für eine Strömungsmaschinenschaufel | |
CA2520564C (en) | Stepped outlet turbine airfoil | |
US5971708A (en) | Branch cooled turbine airfoil | |
EP1526250A2 (en) | Cooled turbine blade with pins in a converging part of the airfoil | |
US20130302179A1 (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling hole plug and slot | |
US20130302177A1 (en) | Turbine airfoil trailing edge bifurcated cooling holes | |
GB2441771A (en) | Gas turbine engine component cooling | |
RU2285129C2 (ru) | Рабочая лопатка турбомашины | |
CA2868536C (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling slots | |
US20130302176A1 (en) | Turbine airfoil trailing edge cooling slot | |
RU2531839C2 (ru) | Газовая турбина | |
US20170167272A1 (en) | Cooling arrangement | |
CN114922734B (zh) | 一种基于肋柱分区扰流的均温性整流支板热气防冰结构 |