RU2345226C2 - Полая лопатка ротора турбины для газотурбинного двигателя - Google Patents
Полая лопатка ротора турбины для газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2345226C2 RU2345226C2 RU2004123964/06A RU2004123964A RU2345226C2 RU 2345226 C2 RU2345226 C2 RU 2345226C2 RU 2004123964/06 A RU2004123964/06 A RU 2004123964/06A RU 2004123964 A RU2004123964 A RU 2004123964A RU 2345226 C2 RU2345226 C2 RU 2345226C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- wall
- cavity
- cooling channels
- bottom wall
- 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
-
- 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
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полая лопатка ротора для турбины газотурбинного двигателя содержит внутренний проход охлаждения, открытую полость, опоясывающий выступ и каналы охлаждения, связывающие внутренний проход охлаждения с наружной поверхностью внутренней стенки. Открытая полость расположена на свободном конце лопатки и ограничена донной стенкой, проходящей по всему концу лопатки. Опоясывающий выступ проходит между передней кромкой и задней кромкой лопатки вдоль наружной и внутренней стенок лопатки. Каналы охлаждения наклонены по отношению к этой внутренней стенке лопатки с возможностью их открывания на наружной поверхности внутренней стенки в направлении вершины опоясывающего выступа. Опоясывающий выступ образует тонкую стенку. Утолщение материала предусмотрено между опоясывающим выступом и донной стенкой полости вдоль, по меньшей мере, части внутренней стенки лопатки. Поверхность опоясывающего выступа, обращенная в сторону полости, является, по существу, плоской, в результате чего опоясывающий выступ расширяется в своем основании в зоне примыкания к донной стенке с возможностью открывания каналов охлаждения в непосредственной близости от вершины опоясывающего выступа без снижения механической прочности конца лопатки. Изобретение направлено на повышение надежности лопатки без снижения ее аэродинамических характеристик. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к полой лопатке ротора турбины для газотурбинного двигателя, в частности для так называемой турбины высокого давления.
Предлагаемое изобретение относится, в частности, к выполнению полой лопатки, которая содержит внутренний проход охлаждения, открытую полость, располагающуюся на свободном конце данной лопатки и ограниченную донной стенкой, проходящей по всему концу лопатки, и опоясывающим выступом, проходящим между передней кромкой и задней кромкой лопатки вдоль наружной стенки и внутренней стенки этой лопатки, а также каналы охлаждения, связывающие упомянутый внутренний проход охлаждения с наружной поверхностью внутренней стенки, причем упомянутые каналы охлаждения наклонены по отношению к внутренней стенке лопатки таким образом, чтобы эти каналы открывались на уровне их выходов на наружной поверхности этой внутренней стенки в направлении вершины упомянутого опоясывающего выступа.
Каналы охлаждения подобного типа предназначены для охлаждения свободного наружного конца лопатки, поскольку эти каналы позволяют обеспечить нагнетание потока охлаждающего воздуха от внутреннего прохода охлаждения в направлении конца лопатки на уровне верхнего конца наружной поверхности внутренней стенки лопатки. Этот поток воздуха создает “тепловую накачку”, а именно снижение температуры металла в результате поглощения тепла в недрах металлической стенки, и формирует пленку охлаждающего воздуха, которая защищает концы лопаток с их внутренних сторон.
Действительно, вследствие значительных рабочих скоростей движения концов лопаток и высоких температур, воздействию которых эти лопатки подвергаются в процессе эксплуатации, необходимо обеспечить их охлаждение с тем, чтобы их температура оставалась ниже температуры окружающих газов.
Именно по этим соображениям лопатки обычно выполняются полыми так, чтобы обеспечить возможность их охлаждения при помощи воздуха, находящегося во внутреннем проходе охлаждения.
Кроме того, известен прием, который заключается в формировании на конце лопатки открытой полости, называемой еще "ванночкой": такая форма конца лопатки ограничивает располагающиеся друг против друга поверхности между концом лопатки и кольцевой поверхностью, соответствующей кожуху турбины, для того чтобы защитить корпус лопатки от повреждений, причиной которых является возможный контакт с кольцевым сегментом кожуха.
В патентах US 6231307 и ЕР 0816636 представлена такая полая лопатка, дополнительно снабженная каналами охлаждения, связывающими упомянутый выше внутренний проход охлаждения и наружную поверхность опоясывающего выступа полости на уровне внутренней стенки лопатки.
Эти каналы охлаждения, располагающиеся со стороны внутренней стенки лопатки, позволяют таким образом обеспечить выход из внутреннего прохода охлаждения струи воздуха, более холодного, чем воздух, окружающий внутреннюю стенку лопатки, причем эта струя воздуха образует охлаждающую воздушную пленку, локализованную на наружной поверхности внутренней стенки лопатки, и эта воздушная пленка отсасывается в направлении упомянутой внутренней стенки.
В патенте US 6231307 эти наклонные каналы охлаждения связывают внутренний проход охлаждения и наружную поверхность опоясывающего выступа полости на уровне внутренней стенки лопатки, располагаясь при этом (см. фиг.2 упомянутого документа) таким образом, чтобы проходить сквозь донную стенку полости и опоясывающий выступ этой полости на уровне внутренней стенки лопатки, пересекая при этом упомянутую полость.
Это техническое решение требует таким образом значительной толщины материала как для донной стенки упомянутой полости, так и для опоясывающего выступа этой полости, с тем чтобы не ухудшить характеристики термомеханической прочности на конце лопатки. Кроме того, такое техническое решение существенно ограничивает поток охлаждающего воздуха, который достигает вершины опоясывающего выступа, поскольку преобладающая часть потока воздуха выходит из внутреннего прохода охлаждения через первый участок каналов охлаждения и попадает непосредственно в полость без завершения его движения на наружной поверхности внутренней стенки лопатки.
Техническое решение, описанное в патенте ЕР 0816636 и схематически представленное на фиг.5 этого документа, состоит в размещении каналов охлаждения таким образом, чтобы они проходили сквозь внутреннюю стенку лопатки, открываясь на наружной поверхности этой внутренней стенки на уровне основания опоясывающего выступа упомянутой полости.
Кроме того, это техническое решение требует значительной толщины материала как для донной стенки полости, так и для опоясывающего выступа этой полости, с тем чтобы не ухудшить характеристики термомеханической прочности на конце лопатки.
Однако, принимая во внимание все более высокие температуры функционирования турбин, описанные выше технические решения в настоящее время не позволяют обеспечить реализацию такой полой лопатки, для которой охлаждение на ее свободном конце оказывается достаточным.
Действительно, использование для поддержания достаточной термомеханической прочности вокруг каналов охлаждения значительной толщины материала влечет за собой существенное утяжеление одного или нескольких рабочих колес турбины. Следовательно, чем более значительной является толщина материала, тем в большей степени возрастает температура в результате более медленного охлаждения, и эти участки значительной толщины не позволяют реализовать достаточное охлаждение на конце лопатки для того, чтобы обеспечить функционирование турбины при требуемых более высоких температурах.
Следует отметить, что если охлаждение на конце лопатки оказывается недостаточным, могут происходить локальные выгорания, вызывающие потери металла, что приводит к увеличению зазоров и ухудшает аэродинамический коэффициент полезного действия турбины. Также в случае, когда температура опоясывающего выступа полости увеличивается слишком сильно, отмечают опасность прожогов с повреждением металлической стенки.
В предлагаемом изобретении делается попытка решить описанные выше проблемы.
Вследствие этого техническая задача данного изобретения состоит в разработке полей лопатки ротора турбины для газотурбинного двигателя упомянутого выше типа с обеспечением охлаждения конца этой лопатки достаточным для того, чтобы повысить ее надежность без снижения аэродинамических и термомеханических характеристик этой лопатки.
Для решения этой задачи упомянутый опоясывающий выступ в соответствии с предлагаемым изобретением образует тонкую стенку и утолщение материала предусмотрено между опоясывающим выступом и донной стенкой полости вдоль, по меньшей мере, некоторой части внутренней стенки лопатки, причем поверхность упомянутого опоясывающего выступа, обращенная в сторону полости, является по существу плоской, в результате чего этот опоясывающий выступ расширяется в своем основании в зоне примыкания к донной стенке полости таким образом, чтобы каналы охлаждения открывались в непосредственной близости от вершины упомянутого выступа без снижения механической прочности конца лопатки.
Таким образом понятно, что вследствие наличия утолщения материала каналы охлаждения могут открываться ближе к вершине опоясывающего выступа без изменения расстояния между этими каналами охлаждения и донной стенкой полости.
Действительно, это утолщение материала создает избыточную толщину в той части конца лопатки, где опоясывающий выступ и донная стенка соединяются между собой с внутренней стороны упомянутой полости.
Такое утолщение материала также можно легко применять без изменения способа изготовления лопатки, поскольку для этого достаточно предусмотреть в этом месте более значительное количество металла на этапе изготовления отливки, в частности в процессе проектирования литейной формы, соответствующей этой части изготавливаемой лопатки.
Такое техническое решение также представляет дополнительное преимущество, которое состоит в том, что в данном случае не происходит существенного утяжеления конструкции лопатки.
В целом благодаря техническому решению в соответствии с предлагаемым изобретением можно улучшить охлаждение, создаваемое на конце лопатки, в частности на уровне вершины опоясывающего выступа внутренней стенки лопатки, при помощи воздуха, поступающего из каналов охлаждения, без изменения термомеханических и аэродинамических характеристик этой лопатки.
Предпочтительно, чтобы поверхность упомянутого утолщения материала, обращенная в сторону полости, образовывала с поверхностью донной стенки, обращенной в направлении этой полости, некоторый угол α, имеющий величину в диапазоне от 170 до 100° и предпочтительно в диапазоне от 135 до 110°.
В соответствии с предпочтительным конструктивным решением этот угол α по существу равен 112°.
Такое конструктивное решение позволяет оптимизировать явление термической накачки и усилить охлаждение вертикальной стенки упомянутой “ванночки”, то есть опоясывающего выступа открытой полости.
Предпочтительно, чтобы поверхность утолщения материала, обращенная в сторону полости, располагалась по существу параллельно направлению каналов охлаждения.
Этот предпочтительный вариант выполнения позволяет обеспечить наилучшее механическое подкрепление с использованием минимального количества материала на уровне этого утолщения.
В соответствии с другим предпочтительным конструктивным решением расстояние (А) между выходом каналов охлаждения и вершиной опоясывающего выступа меньше, чем расстояние (В) между выходом каналов охлаждения и упомянутой поверхностью утолщения материала, обращенной в сторону упомянутой полости.
Это конструктивное решение позволяет располагать выход каналов охлаждения наиболее близко к вершине опоясывающего выступа, которая при этом эффективно охлаждается.
В соответствии с предпочтительным способом осуществления предлагаемого изобретения расстояние (В) между выходом каналов охлаждения и упомянутой поверхностью утолщения, обращенной в сторону полости, по меньшей мере, равно и, в частности, в точности равно расстоянию (С), отделяющему точку пересечения (С1) между внутренней поверхностью опоясывающего выступа на уровне наружной стенки лопатки и поверхностью донной стенки, обращенной в сторону упомянутой полости, от точки пересечения (С2) между наружной поверхностью наружной стенки лопатки и поверхностью донной стенки, обращенной в сторону, противоположную упомянутой полости.
Действительно, таким образом реализуют в зоне утолщения, то есть со стороны внутренней стенки конца лопатки, такую же прочную конструкцию, как и конструкция, располагающаяся на конце этой лопатки со стороны наружной ее стенки.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения поясняются приводимым ниже описанием примера его осуществления, в котором даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, в числе которых:
фиг.1 представляет собой схематический перспективный вид известной из существующего уровня техники полой лопатки ротора для газовой турбины;
фиг.2 представляет собой схематический перспективный вид в увеличенном масштабе свободного конца лопатки, показанной на фиг.1;
фиг.3 представляет собой схематический перспективный вид, подобный виду, показанному на фиг.2, после того как задняя кромка этой лопатки была удалена путем продольного разреза;
фиг.4 представляет собой схематический вид в продольном разрезе в направлении IV-IV, показанном на фиг.3;
фиг.5 представляет собой схематический вид в продольном разрезе, аналогичный виду, показанному на фиг.4, и иллюстрирующий изменения в конструкции лопатки в соответствии с предлагаемым изобретением.
На фиг.1 представлен схематический перспективный вид примера выполнения известной из существующего уровня техники полой лопатки 10 ротора для газовой турбины. Охлаждающий воздух (на фиг.1 не показан) поступает во внутреннюю полость лопатки из нижней части основания 12 этой лопатки в радиальном (вертикальном на фиг.1) направлении в сторону свободного конца 14 лопатки (или в направлении вверх на фиг.1), после чего этот охлаждающий воздух выходит через выходные отверстия и соединяется с основным газовым потоком.
В частности, этот охлаждающий воздух движется во внутреннем проходе охлаждения, располагающемся внутри лопатки и заканчивающемся на свободном конце 14 этой лопатки на уровне выходных отверстий 15.
Корпус лопатки профилирован таким образом, чтобы он формировал внутреннюю стенку 16 лопатки (располагается слева на всех приведенных в приложении фигурах) и наружную стенку 18 лопатки (располагается справа на всех приведенных в приложении фигурах). Внутренняя стенка 16 лопатки имеет в целом вогнутую форму и первой оказывается против потока горячих газов, то есть располагается со стороны давления этих газов, тогда как наружная стенка 18 лопатки имеет выпуклую форму и уже впоследствии оказывается под воздействием потока горячих газов, то есть располагается со стороны отсоса этих газов.
Внутренняя стенка 16 и наружная стенка 18 соединяются друг с другом в месте расположения передней кромки 20 и в месте расположения задней кромки 22, которые проходят в радиальном направлении между свободным концом 14 лопатки и верхней частью основания 12 этой лопатки.
Как можно видеть на увеличенных видах, представленных на фиг.2-5, на уровне свободного конца 14 лопатки внутренний проход охлаждения 24 ограничен внутренней поверхностью 26а донной стенки 26, которая проходит по всему свободному концу 14 лопатки между внутренней стенкой 16 и наружной стенкой 18, то есть от передней кромки 20 до задней кромки 22 лопатки.
На уровне свободного конца 14 лопатки внутренняя и наружная стенки 16, 18 лопатки образуют выступ 28, опоясывающий полость 30, открытую в направлении, противоположном внутреннему проходу охлаждения 24, или наружу в радиальном направлении (то есть в направлении вверх на всех приведенных в приложении фигурах).
Таким образом, как это можно видеть на приведенных в приложении фигурах, эта открытая полость 30 ограничена в боковом направлении внутренней поверхностью этого опоясывающего выступа 28 и ограничена в своей нижней части наружной поверхностью 26b донной стенки 26.
Таким образом, этот опоясывающий выступ 28 образует тонкую стенку вдоль профиля лопатки, которая защищает свободный конец 14 лопатки 10 от возможного контакта с соответствующей кольцевой поверхностью кожуха турбины.
Как более подробно показано на видах в разрезе, представленных на фиг.4 и 5, наклонные каналы охлаждения 32 проходят сквозь внутреннюю стенку 16 лопатки для того, чтобы соединить внутренний проход охлаждения 24 с наружной поверхностью этой внутренней стенки 16.
Эти каналы охлаждения 32 выполнены наклонными таким образом, чтобы они открывались в направлении вершины 28а опоясывающего выступа с тем, чтобы в возможно большей степени охладить эту вершину 28а вдоль внутренней стенки 16.
Как это показано на фиг.4 и 5 стрелками 33, на выходе из каналов охлаждения струя воздуха направляется в сторону вершины 28а опоясывающего выступа вдоль внутренней стенки 16 лопатки.
В случае лопаток известной конструкции, как это более подробно показано на фиг.4, с целью поддержания достаточной термомеханической прочности на свободном конце 14 лопатки следует оставить достаточное расстояние В между выходом каналов охлаждения 32 (причем точкой отсчета в данном случае является ось этих каналов) и пересечением (В1) между внутренней поверхностью опоясывающего выступа 28 на уровне внутренней стенки 16 лопатки и наружной поверхностью 26b донной стенки 26, обращенной в сторону полости 30.
Вышеуказанное условие, которое является следствием механических конструктивных требований, приводит к тому, что расстояние А, измеренное между выходом каналов охлаждения 32 (причем точкой отсчета в данном случае также является ось этих каналов) и вершиной 28а опоясывающего выступа 28 со стороны внутренней стенки, которое существенно превышает упомянутое выше расстояние В, оказывается недостаточным для обеспечения удовлетворительного охлаждения вершины 28а.
Для того чтобы устранить этот недостаток, в соответствии с предлагаемым изобретением и как это схематически показано на фиг.5, предусмотрено утолщение 34 материала между поверхностью опоясывающего выступа 28, обращенной в сторону полости 30, вдоль внутренней стенки 16 лопатки и поверхностью 26b донной стенки 26, обращенной в сторону полости 30.
Это утолщение материала 34 предпочтительно реализовано таким образом, чтобы сформировать поверхность 34а, обращенную в направлении полости 30, которая будет по существу плоской так, чтобы переход между наружной поверхностью 26b донной стенки 26, обращенной в сторону полости 30, и внутренней поверхностью опоясывающего выступа 28 осуществлялся постепенно.
Таким образом, как это можно видеть на фиг.5, благодаря этому утолщению материала 34 упомянутое выше расстояние В, которое должно поддерживаться на определенном уровне для обеспечения требуемой термомеханической прочности на конце лопатки, превращается в расстояние В′, измеренное между выходом каналов охлаждения 32 (причем точкой отсчета в данном случае является ось этих каналов) и упомянутой поверхностью 34а утолщения 34 материала.
Поскольку это расстояние В′ поддерживается на уровне величины расстояния В, показанного на фиг.4, наличие утолщения 34 материала позволяет существенно приблизить выход каналов охлаждения к вершине 28а опоясывающего выступа 28 вдоль внутренней стенки 16 лопатки, поскольку упомянутое выше расстояние А теперь оказывается меньше расстояния В′ (см. фиг.5).
Утолщение 34 материала размещено вдоль, по меньшей мере, части внутренней стенки. Утолщение 34 может быть образовано сплошной полосой или совокупностью выступов, сформированных таким образом, чтобы это утолщение 34 присутствовало в каждой поперечной плоскости, проходящей через канал охлаждения 32.
В соответствии с примером выполнения, схематически представленным на фиг.5, и для турбины высокого давления двигателя типа М88 была изготовлена лопатка 10 из сплава на основе никеля типа АМ1 (NTa8GKWA), в которой упомянутое утолщение материала реализуется непосредственно на этапе изготовления отливки путем формирования валика вдоль всей внутренней стенки 16 лопатки. В частности, лопатка в соответствии с этим примером реализации имеет следующие размерные параметры:
высота опоясывающего выступа 28 (от его вершины 28а и до наружной поверхности 26b донной стенки 26) составляет 1 мм;
толщина опоясывающего выступа 28, а также внутренней 16 и наружной 18 стенок лопатки составляет 0,65 мм;
постоянная толщина донной стенки 26 составляет 0,8 мм;
диаметр каналов охлаждения 32 составляет 0,3 мм (может быть рассмотрен диаметр этих каналов, величина которого заключена в диапазоне от 0,25 до 0,35 мм);
расстояние А имеет величину 1,7 мм;
расстояние В имеет величину 1,2 мм.
Используя техническое решение в соответствии с предлагаемым изобретением, путем добавления утолщения материала 34 на ширине 0,5 мм, измеренной на верхней поверхности 26b донной стенки 26, получают, как показано на фиг.5, расстояние В=В′=1,2 мм, тогда как расстояние А составляет в данном случае только 1 мм.
Это приближение на 0,7 мм выхода каналов охлаждения 32 к вершине 28а позволяет получить выигрыш в 40°С при охлаждении, реализуемом в процессе функционирования турбины высокого давления.
В данном случае поверхность упомянутого утолщения, обращенная в направлении полости, является по существу плоской и образует с поверхностью донной стенки, обращенной в сторону упомянутой полости, угол α, равный 112°.
Опоясывающий выступ 28, который предпочтительно образует тонкую стенку, имеет таким образом небольшую толщину, а именно толщину менее 1,5 мм и предпочтительно менее 1 мм, а наиболее предпочтительно толщину, величина которой заключена в диапазоне от 0,3 до 0,8 мм.
Кроме того, как следует из фиг.5, иллюстрирующей предпочтительный способ осуществления предлагаемого изобретения:
на уровне полости 30 опоясывающий выступ 28, в частности конец этого выступа, имеет в целом направление, перпендикулярное по отношению к донной стенке 26 упомянутой полости или, точнее говоря, перпендикулярное к наружной поверхности 26b этой донной стенки 26, которая является по существу плоской (и горизонтальной, как это можно видеть на фиг.5);
упомянутое утолщение 34 располагается в основании опоясывающего выступа 28;
каналы охлаждения 32 имеют постоянное поперечное сечение по всей их длине.
Claims (6)
1. Полая лопатка (10) ротора для турбины газотурбинного двигателя, содержащая внутренний проход (24) охлаждения, открытую полость (30), располагающуюся на свободном конце (14) лопатки (10) и ограниченную донной стенкой (26), проходящей по всему концу (14) данной лопатки, опоясывающий выступ (28), проходящий между передней кромкой (20) и задней кромкой (22) лопатки вдоль наружной стенки (18) и внутренней стенки (16) этой лопатки, и каналы (32) охлаждения, связывающие внутренний проход (24) охлаждения с наружной поверхностью внутренней стенки (16), причем упомянутые каналы охлаждения (32) наклонены по отношению к этой внутренней стенке (16) лопатки с возможностью их открывания на наружной поверхности внутренней стенки (16) в направлении вершины (28а) упомянутого опоясывающего выступа, отличающаяся тем, что опоясывающий выступ (28) образует тонкую стенку, утолщение материала (34) предусмотрено между опоясывающим выступом (28) и донной стенкой (26) полости (30) вдоль, по меньшей мере, части внутренней стенки (16) лопатки, причем поверхность (34а) упомянутого опоясывающего выступа (34), обращенная в сторону полости (30), является, по существу, плоской, в результате чего опоясывающий выступ (28) расширяется в своем основании в зоне примыкания к донной стенке (26) с возможностью открывания каналов (32) охлаждения в непосредственной близости от вершины (28а) опоясывающего выступа (28) без снижения механической прочности конца (14) лопатки (10).
2. Лопатка (10) турбины по п.1, отличающаяся тем, что поверхность (34а) утолщения (34), обращенная в сторону полости (30), образует с поверхностью (26b) донной стенки (26), обращенной в направлении этой полости (30), некоторый угол (α), имеющий величину в диапазоне от 170° до 100° и предпочтительно в диапазоне от 135° до 110°.
3. Лопатка (10) турбины по п.2, отличающаяся тем, что упомянутый угол (α), по существу, равен 112°.
4. Лопатка (10) турбины по любому из пп.2 и 3, отличающаяся тем, что упомянутая поверхность (34а) утолщения (34) располагается, по существу, параллельно направлению каналов охлаждения (32).
5. Лопатка (10) турбины по п.1, отличающаяся тем, что расстояние (А) между выходом каналов охлаждения (32) и вершиной (28а) опоясывающего выступа (28) меньше чем расстояние (В′) между выходом этих каналов охлаждения (32) и упомянутой поверхностью (34а) утолщения (34).
6. Лопатка (10) турбины по п.1, отличающаяся тем, что расстояние (В′) между выходом каналов охлаждения (32) и упомянутой поверхностью (34а) утолщения (34), по меньшей мере, равно расстоянию (С), отделяющему точку пересечения (С1) между внутренней поверхностью опоясывающего выступа (28) на уровне наружной стенки (18) лопатки и поверхностью (26b) донной стенки (26), обращенной в сторону упомянутой полости (30), от точки пересечения (С2) между наружной поверхностью наружной стенки (18) лопатки и поверхностью (26а) донной стенки (26), обращенной в сторону, противоположную упомянутой полости (30).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0309688A FR2858650B1 (fr) | 2003-08-06 | 2003-08-06 | Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz |
FR0309688 | 2003-08-06 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004123964A RU2004123964A (ru) | 2006-01-27 |
RU2345226C2 true RU2345226C2 (ru) | 2009-01-27 |
Family
ID=33548310
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004123964/06A RU2345226C2 (ru) | 2003-08-06 | 2004-08-05 | Полая лопатка ротора турбины для газотурбинного двигателя |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US7192250B2 (ru) |
EP (1) | EP1505258B1 (ru) |
JP (1) | JP4184323B2 (ru) |
CA (1) | CA2478746C (ru) |
DE (1) | DE602004010965T2 (ru) |
ES (1) | ES2297354T3 (ru) |
FR (1) | FR2858650B1 (ru) |
RU (1) | RU2345226C2 (ru) |
UA (1) | UA82059C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2529273C1 (ru) * | 2013-09-11 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
RU2617633C2 (ru) * | 2011-11-17 | 2017-04-25 | Снекма | Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2858650B1 (fr) * | 2003-08-06 | 2007-05-18 | Snecma Moteurs | Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz |
US7704047B2 (en) * | 2006-11-21 | 2010-04-27 | Siemens Energy, Inc. | Cooling of turbine blade suction tip rail |
US7857588B2 (en) * | 2007-07-06 | 2010-12-28 | United Technologies Corporation | Reinforced airfoils |
US7922451B1 (en) | 2007-09-07 | 2011-04-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with blade tip cooling passages |
FR2923524B1 (fr) * | 2007-11-12 | 2013-12-06 | Snecma | Aube metallique fabriquee par moulage et procede de fabrication de l'aube |
US8206108B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Turbine blades and methods of manufacturing |
GB2461502B (en) * | 2008-06-30 | 2010-05-19 | Rolls Royce Plc | An aerofoil |
US8262357B2 (en) * | 2009-05-15 | 2012-09-11 | Siemens Energy, Inc. | Extended length holes for tip film and tip floor cooling |
JP2011163123A (ja) * | 2010-02-04 | 2011-08-25 | Ihi Corp | タービン動翼 |
US8777567B2 (en) | 2010-09-22 | 2014-07-15 | Honeywell International Inc. | Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades |
JP6092661B2 (ja) * | 2013-03-05 | 2017-03-08 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン翼 |
US9856739B2 (en) | 2013-09-18 | 2018-01-02 | Honeywell International Inc. | Turbine blades with tip portions having converging cooling holes |
US9816389B2 (en) | 2013-10-16 | 2017-11-14 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities |
US9879544B2 (en) | 2013-10-16 | 2018-01-30 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes |
EP3247883A1 (en) * | 2015-01-22 | 2017-11-29 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with chordwise extending squealer tip cooling channel |
US10156145B2 (en) * | 2015-10-27 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine bucket having cooling passageway |
US9885243B2 (en) | 2015-10-27 | 2018-02-06 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
US10508554B2 (en) | 2015-10-27 | 2019-12-17 | General Electric Company | Turbine bucket having outlet path in shroud |
US20180161853A1 (en) * | 2016-12-13 | 2018-06-14 | General Electric Company | Integrated casting core-shell structure with floating tip plenum |
US11015453B2 (en) | 2017-11-22 | 2021-05-25 | General Electric Company | Engine component with non-diffusing section |
CN110044668B (zh) * | 2018-01-17 | 2022-05-24 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 表征薄壁叶片铸件叶身性能的试样制造方法 |
US10787932B2 (en) | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
KR102466386B1 (ko) | 2020-09-25 | 2022-11-10 | 두산에너빌리티 주식회사 | 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈 |
CN112576316B (zh) * | 2020-11-16 | 2023-02-21 | 哈尔滨工业大学 | 涡轮叶片 |
US11608746B2 (en) | 2021-01-13 | 2023-03-21 | General Electric Company | Airfoils for gas turbine engines |
CN114018542B (zh) * | 2021-11-02 | 2023-07-21 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种发动机流道内应用磁流体流动力学技术的试验装置 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4589823A (en) * | 1984-04-27 | 1986-05-20 | General Electric Company | Rotor blade tip |
US5660523A (en) * | 1992-02-03 | 1997-08-26 | General Electric Company | Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement |
US5348446A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-20 | General Electric Company | Bimetallic turbine airfoil |
JP3137527B2 (ja) * | 1994-04-21 | 2001-02-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼チップ冷却装置 |
US6231307B1 (en) * | 1999-06-01 | 2001-05-15 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
US6224337B1 (en) * | 1999-09-17 | 2001-05-01 | General Electric Company | Thermal barrier coated squealer tip cavity |
US6602052B2 (en) * | 2001-06-20 | 2003-08-05 | Alstom (Switzerland) Ltd | Airfoil tip squealer cooling construction |
US6790005B2 (en) * | 2002-12-30 | 2004-09-14 | General Electric Company | Compound tip notched blade |
FR2858650B1 (fr) * | 2003-08-06 | 2007-05-18 | Snecma Moteurs | Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz |
US6916150B2 (en) * | 2003-11-26 | 2005-07-12 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cooling system for a tip of a turbine blade |
-
2003
- 2003-08-06 FR FR0309688A patent/FR2858650B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-08-02 CA CA2478746A patent/CA2478746C/fr active Active
- 2004-08-03 US US10/909,360 patent/US7192250B2/en active Active
- 2004-08-04 EP EP04291990A patent/EP1505258B1/fr active Active
- 2004-08-04 UA UA20040806522A patent/UA82059C2/ru unknown
- 2004-08-04 JP JP2004227531A patent/JP4184323B2/ja active Active
- 2004-08-04 ES ES04291990T patent/ES2297354T3/es active Active
- 2004-08-04 DE DE602004010965T patent/DE602004010965T2/de active Active
- 2004-08-05 RU RU2004123964/06A patent/RU2345226C2/ru active
-
2007
- 2007-01-22 US US11/625,395 patent/US7927072B2/en active Active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2617633C2 (ru) * | 2011-11-17 | 2017-04-25 | Снекма | Лопатка газовой турбины с концевым сечением, смещенным в сторону стороны повышенного давления, и охлаждающими каналами |
RU2529273C1 (ru) * | 2013-09-11 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Рабочая лопатка турбины газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2858650B1 (fr) | 2007-05-18 |
UA82059C2 (ru) | 2008-03-11 |
ES2297354T3 (es) | 2008-05-01 |
CA2478746C (fr) | 2012-10-09 |
FR2858650A1 (fr) | 2005-02-11 |
US20050063824A1 (en) | 2005-03-24 |
DE602004010965D1 (de) | 2008-02-14 |
DE602004010965T2 (de) | 2009-01-02 |
US7927072B2 (en) | 2011-04-19 |
JP2005054799A (ja) | 2005-03-03 |
EP1505258B1 (fr) | 2008-01-02 |
EP1505258A1 (fr) | 2005-02-09 |
CA2478746A1 (fr) | 2005-02-06 |
JP4184323B2 (ja) | 2008-11-19 |
RU2004123964A (ru) | 2006-01-27 |
US20100254823A1 (en) | 2010-10-07 |
US7192250B2 (en) | 2007-03-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2345226C2 (ru) | Полая лопатка ротора турбины для газотурбинного двигателя | |
JP4463917B2 (ja) | ツインリブタービン動翼 | |
RU2294438C2 (ru) | Лопатка турбины высокого давления с окнами выпуска охлаждающего воздуха, формовочный элемент для лопатки, турбина и сопловой аппарат турбомашины | |
EP2823151B1 (en) | Airfoil with improved internal cooling channel pedestals | |
KR100577978B1 (ko) | 가스 터빈 버킷 | |
US7887294B1 (en) | Turbine airfoil with continuous curved diffusion film holes | |
US9127560B2 (en) | Cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade | |
RU2534190C2 (ru) | Компрессорная рабочая лопатка для осевого компрессора | |
JP5711741B2 (ja) | 二次元プラットフォームタービンブレード | |
US5927946A (en) | Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling | |
US6183197B1 (en) | Airfoil with reduced heat load | |
US6328531B1 (en) | Cooled turbine blade | |
US8182203B2 (en) | Turbine blade and gas turbine | |
US9896942B2 (en) | Cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine | |
US8864452B2 (en) | Flow directing member for gas turbine engine | |
US10774659B2 (en) | Tip leakage flow directionality control | |
US8727725B1 (en) | Turbine vane with leading edge fillet region cooling | |
JP2007002843A (ja) | ターボ機械の可動な翼のための冷却回路 | |
US20090252615A1 (en) | Cooled Turbine Rotor Blade | |
JP2011513638A (ja) | 端部の冷却を備えているタービン翼ならびに関連のタービンおよびターボエンジン | |
US6599092B1 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles | |
JP2014533794A (ja) | 正圧側に向かってオフセットされた先端部および冷却チャネルを備えるガスタービンブレード | |
JP4017708B2 (ja) | 冷却式羽根 | |
GB2438861A (en) | Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane | |
US7137784B2 (en) | Thermally loaded component |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
PD4A | Correction of name of patent owner |