RU2519678C1 - Gas turbine engine cooled turbine - Google Patents
Gas turbine engine cooled turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2519678C1 RU2519678C1 RU2013108416/06A RU2013108416A RU2519678C1 RU 2519678 C1 RU2519678 C1 RU 2519678C1 RU 2013108416/06 A RU2013108416/06 A RU 2013108416/06A RU 2013108416 A RU2013108416 A RU 2013108416A RU 2519678 C1 RU2519678 C1 RU 2519678C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cavity
- blade
- summing
- end surface
- holes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиадвигателестроению, преимущественно к газовым турбинам авиационных двигателей, в частности, к устройствам охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины.The invention relates to aircraft engine manufacturing, mainly to gas turbines of aircraft engines, in particular, to cooling devices for the peripheral section of a turbine blade.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость.The closest in technical essence and the achieved result is a cooled turbine of a gas turbine engine containing an outer casing, a rotor insert installed therein and a nozzle apparatus with peripheral holes connected to the cooling air supply system, a rotor with rotor blades with cooling channels connected to the supply system and a protrusion along the perimeter of the end surface, forming an open end cavity.
/RU 2447302, МПК F02C 7/12, F01D 5/18. Опубликовано: 10.04.2012// RU 2447302, IPC
Недостатком данной конструкции является недостаточная защита и охлаждение периферийной (концевой) части рабочей лопатки. А именно, представленная система охлаждения рабочей лопатки не обеспечивает достаточного охлаждения периферийного участка, т.к. охлаждающие каналы не доходят до этой зоны, а развитая система отверстий отсутствует. В то же время, периферийный участок лопатки омывается горячими газами, т.к. просачивающийся газ по зазорам между статором и креплением соплового аппарата выходит под прямым углом к основному потоку и имеет низкое значение собственной энергии вследствие больших потерь в стыках. Поэтому данный охлаждающий поток быстро размывается основным потоком газа и не обеспечивает защиту периферийного участка рабочей лопатки. Охлаждающий воздух, выдуваемый равномерно через надроторную вставку, создает недостаточную завесу, особенно на входном участке профиля периферийного сечения. Кроме всего прочего, данная завеса быстро разрушается потоками, возникающими в зазоре между концом рабочей лопатки и надроторной вставкой. Достижение необходимой рабочей температуры лопатки в периферийном сечении с использованием данной системы приведет к значительному перерасходу охлаждающего воздуха и к значительному уменьшению КПД турбины.The disadvantage of this design is the lack of protection and cooling of the peripheral (end) part of the working blade. Namely, the presented blade cooling system does not provide sufficient cooling of the peripheral section, because cooling channels do not reach this zone, and a developed system of holes is absent. At the same time, the peripheral portion of the scapula is washed by hot gases, because Leaking gas in the gaps between the stator and the nozzle apparatus mount exits at right angles to the main stream and has a low value of its own energy due to large losses in the joints. Therefore, this cooling stream is quickly eroded by the main gas stream and does not protect the peripheral portion of the working blade. Cooling air, blown evenly through a nadrotorny insert, creates an insufficient curtain, especially in the inlet section of the peripheral section profile. Among other things, this curtain is quickly destroyed by flows arising in the gap between the end of the working blade and the nadrotorny insert. Achieving the required working temperature of the blade in the peripheral section using this system will lead to a significant overspending of cooling air and to a significant decrease in turbine efficiency.
Задачей изобретения является создание охлаждаемой турбины с регулируемым гидравлическим сопротивлением в радиальном зазоре газовоздушного тракта и повышение эффективности охлаждения периферийного участка рабочей лопатки газовой турбины.The objective of the invention is to provide a cooled turbine with adjustable hydraulic resistance in the radial clearance of the gas-air path and increase the cooling efficiency of the peripheral section of the working blades of the gas turbine.
Ожидаемый технический результат - снижение температуры материала периферийного участка рабочей лопатки, снижение температурных напряжений в периферийной зоне лопатки, увеличение запаса прочности рабочей лопатки и увеличение ее ресурса работы, уменьшение перетечек газа через радиальный зазор и увеличение КПД турбины.The expected technical result is a decrease in the temperature of the material of the peripheral section of the working blade, a decrease in temperature stresses in the peripheral zone of the blade, an increase in the safety factor of the working blade and an increase in its service life, a decrease in gas leakage through the radial clearance and an increase in turbine efficiency.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известной турбине, содержащей наружный корпус, установленные в нем надроторную вставку и сопловой аппарат с периферийными отверстиями, соединенными с системой подвода охлаждающего воздуха, ротор с рабочими лопатками с каналами охлаждения, соединенными с системой подвода и выступом по периметру торцевой поверхности, образующим открытую торцевую полость, по предложению в надроторной вставке и торцевой поверхности каждой рабочей лопатки выполнены выпускные отверстия, лопатки снабжены внутренней перегородкой с входными отверстиями, а ее торцевая полость - разделительным ребром, перегородка установлена с зазором относительно торцевой поверхности с образованием суммирующей полости, а разделительное ребро установлено в торцевой полости в плоскости вращения лопатки на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки с образованием открытых передней и задней полостей, при этом выпускные отверстия в торцевой поверхности рабочей лопатки выполнены в задней полости, а суммирующая полость соединена через входные отверстия во внутренней перегородке с каналами охлаждения лопаток и соединена через выпускные отверстия в торцевой поверхности с задней полостью и с газовоздушным трактом через отверстия в выходной кромке лопатки, причем выпускные отверстия в надроторной вставке выполнены над передней полостью, а суммарная площадь выпускных отверстий из суммирующей полости равна S∑=(3…6)Sin суммарной площади входных отверстий во внутренней перегородке, гдеThe expected technical result is achieved in that in a known turbine containing an outer casing, a nadrotor insert and a nozzle apparatus with peripheral openings connected to the cooling air supply system are installed in it, a rotor with rotor blades with cooling channels connected to the supply system and a perimeter protrusion the end surface, forming an open end cavity, at the suggestion in the nadrotorny insert and the end surface of each working blades made exhaust holes, the blades provide They are separated by an internal partition with inlet openings, and its end cavity - by a dividing rib, the partition is installed with a gap relative to the end surface to form a summing cavity, and the dividing rib is installed in the end cavity in the plane of rotation of the blade at a distance of (0.3 ... 0.7) X from the input edge with the formation of open front and rear cavities, while the exhaust holes in the end surface of the working blades are made in the rear cavity, and the summing cavity is connected through the inlets to the inner nney partition with cooling channels of the blades and is connected through the outlet openings in the end surface of the rear cavity and to the flowpath through the openings in the trailing edge of the blade, wherein the outlet openings in nadrotornoy insert formed over the front cavity, and the total area of outlet openings of the summing cavity is S Σ = (3 ... 6) S in the total area of the inlets in the inner partition, where
X - осевой размер профиля лопатки;X is the axial dimension of the profile of the blade;
S∑ - площадь выпускных отверстий из суммирующей полости;S ∑ is the area of the outlet openings from the summing cavity;
Sin - площадь входных отверстий.S in - inlet area.
Рабочие лопатки могут быть снабжены каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. В торцевой поверхности передней полости может быть выполнен канал, сообщающий полость канала охлаждения, расположенного вдоль входной кромки, с открытой передней полостью.The working blades can be equipped with a cooling channel located along the inlet edge to the end surface, the channel is separated from the summing cavity and is connected by exhaust channels to the gas-air path in front of the inlet edge above the internal partition. In the end surface of the front cavity, a channel can be formed that communicates the cavity of the cooling channel located along the inlet edge with the open front cavity.
В предложенном решении для охлаждения периферийного участка рабочей лопатки турбины в ней выполнена система каналов, отверстий и полостей. Согласно обобщающей формуле, применимой к каналам:In the proposed solution, for cooling the peripheral section of the turbine blade, a system of channels, holes and cavities is made in it. According to the generalizing formula applicable to the channels:
Nuкан=0,022·Pr0,43·Re0,8,Nu Kan = 0.022 · Pr 0.43 · Re 0.8 ,
где Nuкан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, для получения значительного теплосъема со стенок канала необходимо увеличить скорость потока (т.е. увеличить значение числа Рейнольдса), а это возможно при увеличении расхода охлаждающего воздуха через каналы, что негативно скажется на КПД турбины.where Nu kan is the Nusselt number characterizing heat transfer at the wall-liquid interface and calculated for flow in the channel; Pr is the Prandtl number; Re is the Reynolds number, to obtain significant heat removal from the channel walls, it is necessary to increase the flow rate (i.e., increase the Reynolds number), and this is possible with an increase in the flow rate of cooling air through the channels, which will negatively affect the turbine efficiency.
Для повышения теплосъема со стенок каналов необходимо организовывать струйное натекание охлаждающего воздуха на стенки. Согласно обобщающей формуле, применимой к струйным системам, возможным в рабочих лопатках:To increase the heat removal from the walls of the channels, it is necessary to organize the jet leakage of cooling air onto the walls. According to the generalizing formula applicable to inkjet systems possible in rotor blades:
Nuстр=0,97·Pr0,33·Re0,76,Nu pg = 0.97 · Pr 0.33 · Re 0.76 ,
число Нуссельта Nuстр, рассчитанное для системы со струйным натеканием, увеличивается в 5…10 раз, по сравнению с числом Нуссельта для канала Nuкан.Nusselt number Nu p calculated for systems with a jet inleakage increases is 5 ... 10 times, compared to the Nusselt number Nu kan channel.
Для организации струйного натекания, в периферийной части рабочей лопатки выполнена суммирующая полость, образованная стенкой профиля рабочей лопатки, торцевой поверхностью и внутренней перегородкой. Во внутренней перегородке выполнены входные отверстия, соединяющие основную систему каналов охлаждения лопатки с суммирующей полостью. В выходной кромке рабочей лопатки выполнены одно или несколько отверстий, соединяющих суммирующую полость с газовоздушным трактом турбины. Также в торцевой поверхности выполнены отверстия, выходящие в заднюю торцевую полость, образованную в радиальном зазоре над рабочей лопаткой при помощи выступа, выполненного по периметру торцевого профиля лопатки, и разделительным ребром, выполненным на торцевой поверхности и расположенным на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки в плоскости вращения лопатки, где X - осевой размер профиля лопатки. С целью формирования натекающих на торцевую поверхность струй охлаждающего воздуха, выходящего через входные отверстия, суммарная площадь выпускных отверстий S∑ в 3…6 раз больше суммарной площади входных отверстий Sin. При этом если суммарные площади отличаются незначительно (отношение меньше 3), то струйное истечение не организуется, либо не возникает ударного натекания - происходит размытие струи. Выполнение отверстий с отношением площадей больше 6 затруднительно вследствие ограничения размеров отверстий геометрическими размерами самой лопатки, а также требованиями к прочности лопатки, при этом прирост эффективности незначителен. Охлаждающий воздух, выходящий через отверстия в торцевой поверхности, участвует в организации внешнего заградительного слоя, снижающего количество подводимого тепла от газа к лопатке, а также увеличивает гидравлическое сопротивление радиального зазора, тем самым уменьшающее паразитные перетечки газа через зазор. Для дополнительного охлаждения передней части профиля лопатки, организации внешнего защитного слоя и повышения гидравлического сопротивления входного участка радиального зазора, в переднюю торцевую полость рабочей лопатки через отверстия, выполненные в надроторной вставке, вдувается охлаждающий воздух. С целью повышения эффективности охлаждения входной кромки, рабочая лопатка может быть снабжена каналом охлаждения, расположенным вдоль входной кромки до торцевой поверхности, канал отделен от суммирующей полости и соединен отводящими каналами с газовоздушным трактом перед входной кромкой выше внутренней перегородки. При необходимости, канал, расположенный вдоль входной кромки, может быть соединен с передней торцевой полостью. Таким образом, путем организации внутреннего (со стороны внутренней перегородки) и внешнего (со стороны надроторной вставки) струйного натеканий на торцевую поверхность рабочей лопатки повышается эффективность охлаждения периферийного участка рабочей лопатки, после чего охлаждающий воздух направляется в защитный холодный слой, препятствующий подводу тепла, вокруг профиля периферийного участка, что позволяет многократно использовать охлаждающий воздух и повышает эффективность его использования. Дополнительно выдув охлаждающего воздуха в радиальный зазор повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, что уменьшает перетечки газа через зазор.To organize jet leakage, a summing cavity is formed in the peripheral part of the working blade, formed by the profile wall of the working blade, the end surface and the internal partition. Inlet bores are made in the inner partition connecting the main system of the cooling channels of the blade with the summing cavity. One or several holes are made in the outlet edge of the working blade connecting the summing cavity with the gas-air path of the turbine. Also, holes are made in the end surface that extend into the rear end cavity formed in the radial clearance above the working blade by means of a protrusion made along the perimeter of the end profile of the blade and a dividing rib made on the end surface and located at a distance of (0.3 ... 0, 7) X from the input edge in the plane of rotation of the blade, where X is the axial dimension of the profile of the blade. In order to form jets of cooling air leaking onto the end surface, leaving the inlet openings, the total area of the outlet openings S ∑ is 3 ... 6 times larger than the total area of the inlet openings S in . Moreover, if the total areas differ slightly (the ratio is less than 3), then the jet outflow is not organized, or shock leakage does not occur - the jet is blurred. The implementation of holes with an area ratio of more than 6 is difficult due to the limited size of the holes in the geometric dimensions of the blade itself, as well as requirements for the strength of the blade, while the increase in efficiency is negligible. Cooling air exiting through openings in the end surface participates in the organization of the external barrier layer, which reduces the amount of heat supplied from the gas to the blade, and also increases the hydraulic resistance of the radial clearance, thereby reducing spurious gas overflow through the gap. To further cool the front part of the blade profile, organize the outer protective layer and increase the hydraulic resistance of the inlet portion of the radial gap, cooling air is blown into the front end cavity of the working blade through the holes made in the nadrotor insert. In order to increase the cooling efficiency of the inlet edge, the working blade can be equipped with a cooling channel located along the inlet edge to the end surface, the channel is separated from the summing cavity and connected by exhaust channels to the gas duct in front of the inlet edge above the internal partition. If necessary, a channel located along the inlet edge can be connected to the front end cavity. Thus, by organizing the internal (from the side of the inner baffle) and external (from the side of the rotor insert) jet leakage onto the end surface of the working blade, the cooling efficiency of the peripheral portion of the working blade is increased, after which the cooling air is directed into a protective cold layer that prevents heat supply around profile of the peripheral section, which allows reuse of cooling air and increases the efficiency of its use. Additionally, blowing cooling air into the radial gap increases the hydraulic resistance of the radial gap, which reduces the flow of gas through the gap.
Изобретение поясняется графически:The invention is illustrated graphically:
Фиг.1 - схема двигателя.Figure 1 - diagram of the engine.
Фиг.2 - схема турбины.Figure 2 - diagram of the turbine.
Фиг.3 - внешний вид рабочей лопатки.Figure 3 - appearance of the working blades.
Фиг.4 - разрез периферийного участка рабочей лопатки.Figure 4 - section of the peripheral portion of the working blades.
Фиг.5 - варианты исполнения рабочей лопатки.Figure 5 - embodiments of the working blades.
Авиационный газотурбинный двигатель состоит из компрессора 1, камеры сгорания 2 и турбины 3. Корпус 4 турбины, неподвижные сопловые лопатки 5 и вращающиеся рабочие лопатки 6 образуют газовоздушный тракт 7. Для охлаждения деталей турбины имеются трубы подвода 8 и 9 воздуха, отбираемого из компрессора. Корпус 4 и верхняя полка 10 сопловой лопатки 5 образуют коллектор 11, сообщающийся с трубой 8. Коллектор 11 соединен с газовоздушным трактом 7 отверстиями 12, а при помощи транзитного канала 13 соединена с аппаратом закрутки 14. Корпус 4 и надроторная вставка 15 образуют коллектор 16, сообщающийся с трубой 9. Через отверстия 17 в надроторной вставке 15 полость 16 соединена с газовоздушным трактом 7. Вращающиеся рабочие лопатки 6 установлены на диске 18, к которому крепится вал отбора мощности 19. Диск 18 фиксируется относительно корпуса 4 при помощи опоры 20. В диске 18 выполнены подводящие отверстия 21, подводящие охлаждающий воздух к системе охлаждения рабочей лопатки 6. Торец рабочей лопатки 6 и надроторная вставка 15 образуют радиальный зазор 5. В рабочей лопатке 6 различают: входную кромку 22, выходную кромку 23, корыто 24 и спинку 25. На торце лопатки по периметру профиля выполнен выступ 26. Ребро 27, установленное в плоскости вращения рабочей лопатки 6, совместно с выступом 26 образуют полости: переднюю торцевую полость 28 и заднюю торцевую полость 29. Внутри лопатки 6 на периферии выполнена суммирующая полсть 30, образованная стенкой профиля лопатки, внутренней перегородкой 31 и торцевой поверхностью 32, суммирующая полость, соединенная входными отверстиями 33 с каналами системы охлаждения лопатки. Выходным отверстием 34, выполненным на выходной кромке 23 рабочей лопатки, суммирующая полость 30 соединена с газовоздушным трактом 7 турбины. Выходные отверстия 35 соединяют суммирующую полость 30 с задней торцевой полостью 29. При необходимости, канал охлаждения 36, расположенный под входной кромкой 22, отделен от суммирующей полости и соединен с газовоздушным трактом 7 отводящими каналами 37. Для дополнительного наддува передней торцевой полости 28, в торцевой поверхности 32 выполнено отверстие 38, соединяющее канал охлаждения 36 с передней торцевой полостью.The aircraft gas turbine engine consists of a
При работе газотурбинного двигателя, часть воздуха с высоким давлением отбирается из компрессора 1 (например, из последней ступени компрессора) на охлаждение деталей турбины 3 и по трубе 8 направляется в коллектор 11. Часть охлаждающего воздуха через отверстия 12 в верхней полке 10 соплового аппарата выдувается в газовоздушный тракт 7 турбины, создавая на периферии перед рабочими лопатками 6 слой относительно холодного газа, препятствующий подводу тепла к лопатке. Большая часть охлаждающего воздуха из коллектора 11 через транзитный канал 13, аппарат закрутки 14 и отверстия 21 в диске 18 попадает в каналы охлаждения рабочей лопатки. Часть этого воздуха через отверстия 33 во внутренней перегородке попадает в суммирующую полость 30. Часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости 30 выходит через отверстие 34 в зону наименьшего профильного давления лопатки, расположенную за выходной кромкой 23. Другая часть охлаждающего воздуха из суммирующей полости через выходные отверстия 31 попадает в заднюю торцевую полость 29. Площадь Sin входных отверстий 33 и площадь S∑ выходных отверстий 31 и 34 находятся в отношении S∑=(3…6)Sin, что делает входные отверстия 33 определяющими расход охлаждающего воздуха через суммирующую полость 30 и при этом организует ударное натекание воздуха на торцевую поверхность 32. Ударное натекание воздуха позволяет увеличить теплосъем с торцевой поверхности 32, тем самым снизить температуру материала периферийного участка лопатки. Согласно обобщающим формулам:When the gas turbine engine is operating, part of the high-pressure air is taken from the compressor 1 (for example, from the last stage of the compressor) to cool the parts of the turbine 3 and is routed through the
Nuкан=0,022·Pr0,43·Re0,8,Nu Kan = 0.022 · Pr 0.43 · Re 0.8 ,
Nuстр=0,97·Pr0,33·Re0,76,Nu pg = 0.97 · Pr 0.33 · Re 0.76 ,
где Nuкан - число Нуссельта, характеризующее теплообмен на границе стенка-жидкость и рассчитанное для течения в канале; Nuстр - число Нуссельта, рассчитанное при струйном натекании; Pr - число Прандтля; Re - число Рейнольдса, теплосъем при струйном натекании в 5…10 раз выше, чем при течении воздуха вдоль канала. Давление газа Pзазора в радиальном зазоре уменьшается от давления перед рабочей лопаткой - точка В на графике, фиг.4, до давления за рабочей лопаткой - точка D. Точка С на графике соответствует давлению в зазоре, равном давлению в суммирующей полости, а участок CD соответствует меньшему давлению, чем давление в суммирующей полости. Для стабилизации этого участка, а также для дополнительного снижения давления в радиальном зазоре в конструкции лопатки предусмотрено разделительное ребро 27, установленное на расстоянии (0,3…0,7)X от входной кромки 22 и в плоскости вращения рабочей лопатки, где X - осевой размер рабочей лопатки. Таким образом, охлаждающий воздух, выходящий через отверстия 35 в торцевой поверхности 32, попадает в заднюю торцевую полость 29 с низким давлением и надувает ее охлаждающим воздухом, что приводит к организации холодного слоя, препятствующего подводу тепла к задней части периферийного участка лопатки и задней части надроторной вставки 15. Наддув задней торцевой полости 29 позволяет повысить гидравлическое сопротивление радиального зазора, что препятствует перетечкам газа с корыта 24 на спинку 25, тем самым повышая КПД турбины. Наддув передней торцевой полости 28 осуществляется охлаждающим воздухом, отбираемым из средней части компрессора 1, подаваемым в коллектор 16 по трубе 9 и выдуваемый через отверстия 17 в надроторной вставке 15. Этот воздух повышает гидравлическое сопротивление радиального зазора, а также образует холодный слой вокруг периферийного профиля рабочей лопатки и по поверхности надроторной вставки, обращенной к газовоздушному тракту турбины. При необходимости, для увеличения заградительного холодного слоя на периферии рабочей лопатки, создаваемого воздухом, выходящим через отверстия 12 в полке 10 соплового аппарата, канал охлаждения 36 отделяется от суммирующей полости перегородкой и охлаждающий воздух выходит в газовоздушный тракт через отверстия 37. Для создания дополнительного наддува в передней торцевой полости 28, канал охлаждения 36 соединяется с передней торцевой полостью отверстием 38.where Nu kan is the Nusselt number characterizing heat transfer at the wall-liquid interface and calculated for flow in the channel; Nu p is the Nusselt number calculated for jet leakage; Pr is the Prandtl number; Re - Reynolds number, heat removal during jet leakage is 5 ... 10 times higher than when air flows along the channel. The gas pressure P of the gap in the radial clearance decreases from the pressure in front of the working blade - point B in the graph, Fig. 4, to the pressure behind the working blade - point D. Point C in the graph corresponds to the pressure in the gap equal to the pressure in the summing cavity, and section CD corresponds to a lower pressure than the pressure in the summing cavity. To stabilize this section, as well as to further reduce the pressure in the radial clearance, a dividing
Применение конструктивных усовершенствований в турбине позволяет снизить температуры материала периферийного участка рабочей лопатки до рабочей температуры материала, уменьшить температурные напряжения в периферийной зоне лопатки, повысить запас прочности рабочей лопатки и увеличить ее ресурс работы, позволяет уменьшить перетечки газа через радиальный зазор и увеличить КПД турбины.The use of design improvements in the turbine allows to reduce the temperature of the material of the peripheral section of the working blade to the working temperature of the material, reduce the temperature stresses in the peripheral zone of the blade, increase the margin of safety of the working blade and increase its service life, allows to reduce gas overflow through the radial clearance and increase the efficiency of the turbine.
Claims (3)
X - осевой размер профиля лопатки;
S∑ - площадь выпускных отверстий из суммирующей полости;
Sin - площадь входных отверстий.1. The cooled turbine of a gas turbine engine, comprising an outer casing, a nadrotor insert and a nozzle apparatus with peripheral openings connected to the cooling air supply system, a rotor with rotor blades with cooling channels and a protrusion on the perimeter of the end surface, forming an open end cavity, characterized in the fact that in the nadrotorny insert and the end surface of each working blades are made exhaust holes, the blades are equipped with an internal partition with inlets, and its end cavity with a dividing rib, the partition is installed with a gap relative to the end surface with the formation of a summing cavity, and the dividing rib is installed in the end cavity in the plane of rotation of the blade at a distance (0.3 ... 0.7) X from the inlet edge with the formation of an open front and rear cavities, while the exhaust holes in the end surface of the working blades are made in the rear cavity, and the summing cavity is connected through the inlet holes in the inner partition with the cooling channels of the blades and it is united through the exhaust openings in the end surface with the rear cavity and with the gas-air duct through the openings in the outlet edge of the blade, the exhaust openings in the nadrotor insert are made above the front cavity, and the total area of the exhaust openings from the summing cavity is S ∑ = (3 ... 6) S in the total area of the inlets in the inner partition, where
X is the axial dimension of the profile of the blade;
S ∑ is the area of the outlet openings from the summing cavity;
S in - inlet area.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013108416/06A RU2519678C1 (en) | 2013-02-27 | 2013-02-27 | Gas turbine engine cooled turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013108416/06A RU2519678C1 (en) | 2013-02-27 | 2013-02-27 | Gas turbine engine cooled turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2519678C1 true RU2519678C1 (en) | 2014-06-20 |
Family
ID=51216796
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013108416/06A RU2519678C1 (en) | 2013-02-27 | 2013-02-27 | Gas turbine engine cooled turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2519678C1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2613104C1 (en) * | 2015-09-18 | 2017-03-15 | Михаил Александрович Щербаков | Gas turbine engine axial flow turbine |
RU184419U1 (en) * | 2018-05-18 | 2018-10-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Nudotor insert gas turbine engine |
RU2691202C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling of nozzle assembly of a low-pressure turbine (lpt) of a gas turbine engine and a lpt nozzle assembly which is cooled by this method, a method for cooling a blade of lpt nozzle assembly and a nozzle assembly blade, cooled by this method |
RU2731781C1 (en) * | 2020-03-25 | 2020-09-08 | Николай Борисович Болотин | Method of cooling and regulating radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation |
RU2735972C1 (en) * | 2020-05-10 | 2020-11-11 | Владимир Дмитриевич Куликов | Turbojet turbine stage blades air-liquid cooling system |
RU2755451C1 (en) * | 2020-08-12 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled turbine of gas turbine engine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0684364A1 (en) * | 1994-04-21 | 1995-11-29 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine rotor blade tip cooling device |
US5626462A (en) * | 1995-01-03 | 1997-05-06 | General Electric Company | Double-wall airfoil |
RU2097573C1 (en) * | 1995-03-14 | 1997-11-27 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbomachine cooled working blade |
RU2106499C1 (en) * | 1995-01-11 | 1998-03-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine cooled blade |
EP1059419A1 (en) * | 1999-06-09 | 2000-12-13 | General Electric Company | Triple tip-rib airfoil |
-
2013
- 2013-02-27 RU RU2013108416/06A patent/RU2519678C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0684364A1 (en) * | 1994-04-21 | 1995-11-29 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Gas turbine rotor blade tip cooling device |
US5626462A (en) * | 1995-01-03 | 1997-05-06 | General Electric Company | Double-wall airfoil |
RU2106499C1 (en) * | 1995-01-11 | 1998-03-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine cooled blade |
RU2097573C1 (en) * | 1995-03-14 | 1997-11-27 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Turbomachine cooled working blade |
EP1059419A1 (en) * | 1999-06-09 | 2000-12-13 | General Electric Company | Triple tip-rib airfoil |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2613104C1 (en) * | 2015-09-18 | 2017-03-15 | Михаил Александрович Щербаков | Gas turbine engine axial flow turbine |
RU184419U1 (en) * | 2018-05-18 | 2018-10-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Nudotor insert gas turbine engine |
RU184419U9 (en) * | 2018-05-18 | 2018-11-14 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Gas turbine engine rotor insert |
RU2691202C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling of nozzle assembly of a low-pressure turbine (lpt) of a gas turbine engine and a lpt nozzle assembly which is cooled by this method, a method for cooling a blade of lpt nozzle assembly and a nozzle assembly blade, cooled by this method |
RU2731781C1 (en) * | 2020-03-25 | 2020-09-08 | Николай Борисович Болотин | Method of cooling and regulating radial clearances of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation |
RU2735972C1 (en) * | 2020-05-10 | 2020-11-11 | Владимир Дмитриевич Куликов | Turbojet turbine stage blades air-liquid cooling system |
RU2755451C1 (en) * | 2020-08-12 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Cooled turbine of gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2519678C1 (en) | Gas turbine engine cooled turbine | |
US20200277862A1 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
US9759092B2 (en) | Casing cooling duct | |
CA2809000C (en) | Dual-use of cooling air for turbine vane and method | |
US20170248155A1 (en) | Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control | |
BR102016005277A2 (en) | system for cooling a turbine and for cooling a turbine engine | |
US20140286751A1 (en) | Cooled turbine ring segments with intermediate pressure plenums | |
JP2011085141A (en) | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow | |
KR20110065559A (en) | Turbine cooling system | |
US20180320530A1 (en) | Airfoil with tip rail cooling | |
US10577943B2 (en) | Turbine engine airfoil insert | |
US20170198602A1 (en) | Gas turbine engine with a cooled nozzle segment | |
US8137075B2 (en) | Compressor impellers, compressor sections including the compressor impellers, and methods of manufacturing | |
JP2011522158A (en) | Turbine airfoil with metering cooling cavity | |
EP2912276B1 (en) | Film cooling channel array | |
JP6835520B2 (en) | Turbine nozzle with coolant discharge plenum | |
EP3196422B1 (en) | Exhaust frame | |
US10598026B2 (en) | Engine component wall with a cooling circuit | |
JP2017078409A (en) | Turbine nozzle with cooling channel and coolant distribution plenum | |
WO2018034790A1 (en) | Engine component with porous holes | |
CN107448243B (en) | Airfoil with cooling circuit | |
US20170328213A1 (en) | Engine component wall with a cooling circuit | |
RU2352788C1 (en) | High-temperature gas turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |